Champ de vol en hélicoptère 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

✖Le poids du carburant est le poids du carburant présent dans l'avion avant le décollage.ⓘ Poids du carburant [G_T]			+10% -10%
✖Le poids de l'avion est le poids total de l'avion à tout moment pendant le vol ou l'opération au sol.ⓘ Poids de l'avion [W_a]			+10% -10%
✖Le coefficient de portance est un coefficient sans dimension qui relie la portance générée par un corps de levage à la densité du fluide autour du corps, à la vitesse du fluide et à une zone de référence associée.ⓘ Coefficient de portance [C_L]			+10% -10%
✖Le coefficient de traînée est une quantité sans dimension utilisée pour quantifier la traînée ou la résistance d'un objet dans un environnement fluide, tel que l'air ou l'eau.ⓘ Coefficient de traînée [C_D]			+10% -10%
✖L'efficacité du rotor est définie comme le rapport de la sortie à celle de l'entrée, l'efficacité du rotor du moteur à induction triphasé.ⓘ Efficacité du rotor [η_r]			+10% -10%
✖Le coefficient de perte de puissance a lieu dans la transmission de puissance entre les rotors et les arbres en raison du refroidissement.ⓘ Coefficient de perte de puissance [ξ]			+10% -10%
✖La consommation de carburant spécifique à la puissance est une caractéristique du moteur et définie comme le poids de carburant consommé par unité de puissance par unité de temps.ⓘ Consommation de carburant spécifique à la puissance [c]			+10% -10%

✖L'autonomie de l'avion est définie comme la distance totale (mesurée par rapport au sol) parcourue par l'avion avec un réservoir de carburant.ⓘ Champ de vol en hélicoptère [R]

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Formule

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Champ de vol en hélicoptère

Formule

`"R" = 270*"G"_{"T"}/"W"_{"a"} *"C"_{"L"}/"C"_{"D"}*"η"_{"r"}*("ξ")/"c"`

Exemple

`"490849.3km"=270*"18000kg"/"1001N" *"1.1"/"0.5"*"3.33"*("2.3")/"0.6kg/h/W"`

Calculatrice

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Champ de vol en hélicoptère Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Gamme d'avions = 270*Poids du carburant/Poids de l'avion *Coefficient de portance/Coefficient de traînée*Efficacité du rotor*(Coefficient de perte de puissance)/Consommation de carburant spécifique à la puissance
R = 270*G_T/W_a *C_L/C_D*η_r*(ξ)/c
Cette formule utilise 8 Variables

Variables utilisées

Gamme d'avions - (Mesuré en Mètre) - L'autonomie de l'avion est définie comme la distance totale (mesurée par rapport au sol) parcourue par l'avion avec un réservoir de carburant.
Poids du carburant - (Mesuré en Kilogramme) - Le poids du carburant est le poids du carburant présent dans l'avion avant le décollage.
Poids de l'avion - (Mesuré en Newton) - Le poids de l'avion est le poids total de l'avion à tout moment pendant le vol ou l'opération au sol.
Coefficient de portance - Le coefficient de portance est un coefficient sans dimension qui relie la portance générée par un corps de levage à la densité du fluide autour du corps, à la vitesse du fluide et à une zone de référence associée.
Coefficient de traînée - Le coefficient de traînée est une quantité sans dimension utilisée pour quantifier la traînée ou la résistance d'un objet dans un environnement fluide, tel que l'air ou l'eau.
Efficacité du rotor - L'efficacité du rotor est définie comme le rapport de la sortie à celle de l'entrée, l'efficacité du rotor du moteur à induction triphasé.
Coefficient de perte de puissance - Le coefficient de perte de puissance a lieu dans la transmission de puissance entre les rotors et les arbres en raison du refroidissement.
Consommation de carburant spécifique à la puissance - (Mesuré en Kilogramme / seconde / Watt) - La consommation de carburant spécifique à la puissance est une caractéristique du moteur et définie comme le poids de carburant consommé par unité de puissance par unité de temps.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Poids du carburant: 18000 Kilogramme --> 18000 Kilogramme Aucune conversion requise
Poids de l'avion: 1001 Newton --> 1001 Newton Aucune conversion requise
Coefficient de portance: 1.1 --> Aucune conversion requise
Coefficient de traînée: 0.5 --> Aucune conversion requise
Efficacité du rotor: 3.33 --> Aucune conversion requise
Coefficient de perte de puissance: 2.3 --> Aucune conversion requise
Consommation de carburant spécifique à la puissance: 0.6 Kilogramme / heure / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramme / seconde / Watt (Vérifiez la conversion ici)

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

R = 270*G_T/W_a *C_L/C_D*η_r*(ξ)/c --> 270*18000/1001 *1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667

Évaluer ... ...

R = 490849318.681318

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

490849318.681318 Mètre -->490849.318681318 Kilomètre (Vérifiez la conversion ici)

RÉPONSE FINALE

490849.318681318 ≈ 490849.3 Kilomètre <-- Gamme d'avions

(Calcul effectué en 00.004 secondes)

Tu es là -

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Crédits

Créé par Kaki Varun Krishna

Institut de technologie Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad

Kaki Varun Krishna a créé cette calculatrice et 25+ autres calculatrices!

Vérifié par Abhinav Gupta

Institut de technologie avancée de la défense (DRDO) (DIAT), puné

Abhinav Gupta a validé cette calculatrice et 8 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

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