Plage de conception avec incrément de plage Calculatrice

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Conception d'avions

Introduction et équations directrices

Performances de l'avion

Stabilité statique et contrôle

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Conception preliminaire

Design conceptuel

✖L'incrément de portée de l'aéronef est la portée totale maximale est la distance maximale qu'un aéronef peut parcourir entre le décollage et l'atterrissage.ⓘ Incrément de portée des avions [ΔR]			+10% -10%
✖La plage harmonique est le point où l'avion est structurellement le plus efficace en termes de transport de charge utile, et représente la plage maximale pour la charge utile maximale.ⓘ Gamme harmonique [R_H]			+10% -10%

✖La plage de conception RD est la distance réalisable lors du décollage avec la masse maximale au décollage.ⓘ Plage de conception avec incrément de plage [R_D]

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Formule

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Plage de conception avec incrément de plage

Formule

`"R"_{"D"} = "ΔR"+"R"_{"H"}`

Exemple

`"3886km"="3000km"+"886km"`

Calculatrice

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Plage de conception avec incrément de plage Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Gamme de conception = Incrément de portée des avions+Gamme harmonique
R_D = ΔR+R_H
Cette formule utilise 3 Variables

Variables utilisées

Gamme de conception - (Mesuré en Mètre) - La plage de conception RD est la distance réalisable lors du décollage avec la masse maximale au décollage.
Incrément de portée des avions - (Mesuré en Mètre) - L'incrément de portée de l'aéronef est la portée totale maximale est la distance maximale qu'un aéronef peut parcourir entre le décollage et l'atterrissage.
Gamme harmonique - (Mesuré en Mètre) - La plage harmonique est le point où l'avion est structurellement le plus efficace en termes de transport de charge utile, et représente la plage maximale pour la charge utile maximale.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Incrément de portée des avions: 3000 Kilomètre --> 3000000 Mètre (Vérifiez la conversion ici)
Gamme harmonique: 886 Kilomètre --> 886000 Mètre (Vérifiez la conversion ici)

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

R_D = ΔR+R_H --> 3000000+886000

Évaluer ... ...

R_D = 3886000

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

3886000 Mètre -->3886 Kilomètre (Vérifiez la conversion ici)

RÉPONSE FINALE

3886 Kilomètre <-- Gamme de conception

(Calcul effectué en 00.020 secondes)

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Accueil » La physique » Mécanique aéronautique » Conception d'avions » Conception preliminaire » Plage de conception avec incrément de plage

Crédits

Créé par Himanshu Sharma

Institut national de technologie, Hamirpur (NIT), Himachal Pradesh

Himanshu Sharma a créé cette calculatrice et 50+ autres calculatrices!

Vérifié par Kartikay Pandit

Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur

Kartikay Pandit a validé cette calculatrice et 400+ autres calculatrices!

< 25 Conception preliminaire Calculatrices

Vitesse à l'endurance maximale compte tenu de l'endurance préliminaire pour les aéronefs à propulsion

Aller Vitesse pour une endurance maximale = (Rapport portance/traînée à endurance maximale*Efficacité de l'hélice*ln(Poids de l'avion au début de la phase de flânerie/Poids de l'avion à la fin de la phase de flânerie))/(Consommation de carburant spécifique à la puissance*Endurance des avions)

Endurance préliminaire pour les avions à hélices

Aller Endurance des avions = (Rapport portance/traînée à endurance maximale*Efficacité de l'hélice*ln(Poids de l'avion au début de la phase de flânerie/Poids de l'avion à la fin de la phase de flânerie))/(Consommation de carburant spécifique à la puissance*Vitesse pour une endurance maximale)

Vitesse pour maximiser la portée donnée pour les avions à réaction

Aller Vitesse au rapport portance/traînée maximale = (Gamme d'avions*Consommation de carburant spécifique à la puissance)/(Rapport de portance/traînée maximale de l'avion*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière))

Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière

Aller Gamme d'avions = (Vitesse au rapport portance/traînée maximale*Rapport de portance/traînée maximale de l'avion)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière)

Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière

Aller Gamme d'avions = (Efficacité de l'hélice*Rapport de portance/traînée maximale de l'avion)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière)

Endurance préliminaire pour les avions à réaction

Aller Endurance des avions = (Rapport de portance/traînée maximale de l'avion*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière))/Consommation de carburant spécifique à la puissance

Portée maximale sur la traînée

Aller Rapport de portance/traînée maximale de l'avion = Fraction de masse d'atterrissage*((Rapport d'aspect d'une aile)/(Zone mouillée par l'avion/Zone de référence))^(0.5)

Accumulation préliminaire de masse au décollage pour les avions pilotés

Aller Masse souhaitée au décollage = Charge utile transportée+Poids à vide en fonctionnement+Poids du carburant à transporter+Poids de l'équipage

Masse de la charge utile donnée Masse au décollage

Aller Charge utile transportée = Masse souhaitée au décollage-Poids à vide en fonctionnement-Poids de l'équipage-Poids du carburant à transporter

Poids de l'équipage donné Poids au décollage

Aller Poids de l'équipage = Masse souhaitée au décollage-Charge utile transportée-Poids du carburant à transporter-Poids à vide en fonctionnement

Carburant Masse donnée Masse au décollage

Aller Poids du carburant à transporter = Masse souhaitée au décollage-Poids à vide en fonctionnement-Charge utile transportée-Poids de l'équipage

Masse à vide donnée Masse au décollage

Aller Poids à vide en fonctionnement = Masse souhaitée au décollage-Poids du carburant à transporter-Charge utile transportée-Poids de l'équipage

Accumulation préliminaire de masse au décollage pour les avions pilotés en fonction de la fraction de carburant et de masse à vide

Aller Masse souhaitée au décollage = (Charge utile transportée+Poids de l'équipage)/(1-Fraction de carburant-Fraction de poids à vide)

Fraction de carburant compte tenu de la masse au décollage et de la fraction de masse à vide

Aller Fraction de carburant = 1-Fraction de poids à vide-(Charge utile transportée+Poids de l'équipage)/Masse souhaitée au décollage

Fraction de masse à vide compte tenu de la masse au décollage et de la fraction de carburant

Aller Fraction de poids à vide = 1-Fraction de carburant-(Charge utile transportée+Poids de l'équipage)/Masse souhaitée au décollage

Poids de l'équipage compte tenu de la fraction de carburant et de poids à vide

Aller Poids de l'équipage = Masse souhaitée au décollage*(1-Fraction de poids à vide-Fraction de carburant)-Charge utile transportée

Poids de la charge utile donné Carburant et fractions de poids à vide

Aller Charge utile transportée = Masse souhaitée au décollage*(1-Fraction de poids à vide-Fraction de carburant)-Poids de l'équipage

Masse au décollage donnée Fraction de masse à vide

Aller Masse souhaitée au décollage = Poids à vide en fonctionnement/Fraction de poids à vide

Poids à vide donné Fraction de poids à vide

Aller Poids à vide en fonctionnement = Fraction de poids à vide*Masse souhaitée au décollage

Fraction de poids à vide

Aller Fraction de poids à vide = Poids à vide en fonctionnement/Masse souhaitée au décollage

Masse au décollage donnée Fraction de carburant

Aller Masse souhaitée au décollage = Poids du carburant à transporter/Fraction de carburant

Carburant Poids donné Fraction de carburant

Aller Poids du carburant à transporter = Fraction de carburant*Masse souhaitée au décollage

Fraction de carburant

Aller Fraction de carburant = Poids du carburant à transporter/Masse souhaitée au décollage

Coefficient de frottement des ailes

Aller Coefficient de friction = 4.55/(log10(Numéro de Winglet Reynolds^2.58))

Plage de conception avec incrément de plage

Aller Gamme de conception = Incrément de portée des avions+Gamme harmonique

Plage de conception avec incrément de plage Formule

Gamme de conception = Incrément de portée des avions+Gamme harmonique
R_D = ΔR+R_H

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