Puissance requise en altitude Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul
Formule utilisée
Puissance requise en altitude = sqrt((2*Poids du corps^3*Coefficient de traînée^2)/(Densité*Zone de référence*Coefficient de portance^3))
PR,alt = sqrt((2*Wbody^3*CD^2)/(ρ0*S*CL^3))
Cette formule utilise 1 Les fonctions, 6 Variables
Fonctions utilisées
sqrt - स्क्वेअर रूट फंक्शन हे एक फंक्शन आहे जे इनपुट म्हणून नॉन-ऋणात्मक संख्या घेते आणि दिलेल्या इनपुट नंबरचे वर्गमूळ परत करते., sqrt(Number)
Variables utilisées
Puissance requise en altitude - (Mesuré en Watt) - La puissance requise à une altitude est la puissance requise pour qu'un aéronef vole avec une vitesse spécifique à une altitude pour une altitude (ou densité) donnée.
Poids du corps - (Mesuré en Newton) - Le poids d’un corps est la force agissant sur un objet en raison de la gravité.
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.
Densité - (Mesuré en Kilogramme par mètre cube) - La densité d'un matériau montre la densité de ce matériau dans une zone donnée spécifique. Ceci est considéré comme la masse par unité de volume d’un objet donné.
Zone de référence - (Mesuré en Mètre carré) - La Zone de Référence est arbitrairement une zone caractéristique de l'objet considéré. Pour une aile d'avion, la zone de forme en plan de l'aile est appelée zone d'aile de référence ou simplement zone d'aile.
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.
ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base
Poids du corps: 750 Newton --> 750 Newton Aucune conversion requise
Coefficient de traînée: 1.134 --> Aucune conversion requise
Densité: 997 Kilogramme par mètre cube --> 997 Kilogramme par mètre cube Aucune conversion requise
Zone de référence: 91.05 Mètre carré --> 91.05 Mètre carré Aucune conversion requise
Coefficient de portance: 0.29 --> Aucune conversion requise
ÉTAPE 2: Évaluer la formule
Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule
PR,alt = sqrt((2*Wbody^3*CD^2)/(ρ0*S*CL^3)) --> sqrt((2*750^3*1.134^2)/(997*91.05*0.29^3))
Évaluer ... ...
PR,alt = 700.060213980307
ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie
700.060213980307 Watt --> Aucune conversion requise
RÉPONSE FINALE
700.060213980307 700.0602 Watt <-- Puissance requise en altitude
(Calcul effectué en 00.020 secondes)

Crédits

Créé par Vinay Mishra
Institut indien d'ingénierie aéronautique et de technologie de l'information (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra a créé cette calculatrice et 300+ autres calculatrices!
Vérifié par Maiarutselvan V
Collège de technologie PSG (PSGCT), Coimbatore
Maiarutselvan V a validé cette calculatrice et 300+ autres calculatrices!

17 Aérodynamique préliminaire Calculatrices

Nombre de Mach-2
Aller Mach numéro 2 = sqrt(((((Rapport de capacité thermique-1)*Nombre de Mach^(2)+2))/(2*Rapport de capacité thermique*Nombre de Mach^(2)-(Rapport de capacité thermique-1))))
Puissance requise au niveau de la mer
Aller Puissance requise au niveau de la mer = sqrt((2*Poids du corps^3*Coefficient de traînée^2)/([Std-Air-Density-Sea]*Zone de référence*Coefficient de portance^3))
Puissance requise en altitude
Aller Puissance requise en altitude = sqrt((2*Poids du corps^3*Coefficient de traînée^2)/(Densité*Zone de référence*Coefficient de portance^3))
Pression dynamique à gaz constant
Aller Pression dynamique = 1/2*Densité de l'air ambiant*Nombre de Mach^2*Chaleur spécifique de l'air*Constante de gaz*Température
Vitesse au niveau de la mer étant donné le coefficient de portance
Aller Vitesse au niveau de la mer = sqrt((2*Poids du corps)/([Std-Air-Density-Sea]*Zone de référence*Coefficient de portance))
Vitesse à l'altitude
Aller Vitesse en altitude = sqrt(2*Poids du corps/(Densité*Zone de référence*Coefficient de portance))
Puissance requise à Altitude donnée Puissance au niveau de la mer
Aller Puissance requise en altitude = Puissance requise au niveau de la mer*sqrt([Std-Air-Density-Sea]/Densité)
Vitesse à l'altitude donnée Vitesse au niveau de la mer
Aller Vitesse en altitude = Vitesse au niveau de la mer*sqrt([Std-Air-Density-Sea]/Densité)
Pression dynamique compte tenu de la traînée induite
Aller Pression dynamique = Force de levage^2/(pi*Traînée induite*Portée du plan latéral^2)
Pression dynamique compte tenu du nombre de mach
Aller Pression dynamique = 1/2*Densité de l'air ambiant*(Nombre de Mach*Vitesse sonique)^2
Pression dynamique donnée pression normale
Aller Pression dynamique = 1/2*Chaleur spécifique de l'air*Pression*Nombre de Mach^2
Vitesse de vol compte tenu de la pression dynamique
Aller Vitesse de vol = sqrt((2*Pression dynamique)/Densité de l'air ambiant)
Avion à pression dynamique
Aller Pression dynamique = 1/2*Densité de l'air ambiant*Vitesse de vol^2
Pression dynamique compte tenu du coefficient de traînée
Aller Pression dynamique = Force de traînée/Coefficient de traînée
Pression dynamique donnée coefficient de portance
Aller Pression dynamique = Force de levage/Coefficient de portance
Force aérodynamique
Aller Force aérodynamique = Force de traînée+Force de levage
Nombre de Mach d'un objet en mouvement
Aller Nombre de Mach = Rapidité/Vitesse du son

Puissance requise en altitude Formule

Puissance requise en altitude = sqrt((2*Poids du corps^3*Coefficient de traînée^2)/(Densité*Zone de référence*Coefficient de portance^3))
PR,alt = sqrt((2*Wbody^3*CD^2)/(ρ0*S*CL^3))

À quelle vitesse pouvez-vous aller dans un avion de ligne commercial?

Pour les aéronefs civils, il y a une limite de vitesse de Mach 1 qui est de 667 nœuds ou environ 767 miles par heure.

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