Gamma di volo in elicottero Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo
Formula utilizzata
Gamma di aeromobili = 270*Peso del carburante/Peso dell'aereo*Coefficiente di sollevamento/Coefficiente di trascinamento*Efficienza del rotore*(Coefficiente di perdita di potenza)/Consumo di carburante specifico per la potenza
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Questa formula utilizza 8 Variabili
Variabili utilizzate
Gamma di aeromobili - (Misurato in Metro) - L'autonomia dell'aeromobile è definita come la distanza totale (misurata rispetto al suolo) percorsa dall'aeromobile con un serbatoio di carburante.
Peso del carburante - (Misurato in Chilogrammo) - Il peso del carburante è il peso del carburante presente nell'aeromobile prima del decollo.
Peso dell'aereo - (Misurato in Newton) - Il peso dell'aeromobile è il peso totale dell'aeromobile in qualsiasi momento durante il volo o l'operazione a terra.
Coefficiente di sollevamento - Il coefficiente di portanza è un coefficiente adimensionale che mette in relazione la portanza generata da un corpo sollevabile con la densità del fluido attorno al corpo, la velocità del fluido e un'area di riferimento associata.
Coefficiente di trascinamento - Il coefficiente di resistenza è una quantità adimensionale utilizzata per quantificare la resistenza o la resistenza di un oggetto in un ambiente fluido, come l'aria o l'acqua.
Efficienza del rotore - L'efficienza del rotore è definita come il rapporto tra l'efficienza del rotore in uscita e quella in ingresso del motore a induzione trifase.
Coefficiente di perdita di potenza - Il coefficiente di perdita di potenza avviene nella trasmissione di potenza tra i rotori e gli alberi a causa del raffreddamento.
Consumo di carburante specifico per la potenza - (Misurato in Chilogrammo / secondo / Watt) - Il consumo di carburante specifico per la potenza è una caratteristica del motore ed è definito come il peso del carburante consumato per unità di potenza per unità di tempo.
PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base
Peso del carburante: 37.5 Chilogrammo --> 37.5 Chilogrammo Nessuna conversione richiesta
Peso dell'aereo: 1001 Newton --> 1001 Newton Nessuna conversione richiesta
Coefficiente di sollevamento: 1.1 --> Nessuna conversione richiesta
Coefficiente di trascinamento: 0.51 --> Nessuna conversione richiesta
Efficienza del rotore: 3.33 --> Nessuna conversione richiesta
Coefficiente di perdita di potenza: 2.3 --> Nessuna conversione richiesta
Consumo di carburante specifico per la potenza: 0.6 Chilogrammo / ora / Watt --> 0.000166666666666667 Chilogrammo / secondo / Watt (Controlla la conversione ​qui)
FASE 2: valutare la formula
Sostituzione dei valori di input nella formula
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*37.5/1001*1.1/0.51*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Valutare ... ...
R = 1002551.71299289
PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output
1002551.71299289 Metro -->1002.55171299289 Chilometro (Controlla la conversione ​qui)
RISPOSTA FINALE
1002.55171299289 1002.552 Chilometro <-- Gamma di aeromobili
(Calcolo completato in 00.004 secondi)

Titoli di coda

Creator Image
Istituto di tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad
Varun Krishna Kaki ha creato questa calcolatrice e altre 25+ altre calcolatrici!
Verifier Image
Verificato da Abhinav Gupta LinkedIn Logo
Istituto di difesa delle tecnologie avanzate (DRDO) (DIAT), Pune
Abhinav Gupta ha verificato questa calcolatrice e altre 8 altre calcolatrici!

Progetto preliminare Calcolatrici

Autonomia ottimale per aerei a reazione in fase di crociera
​ LaTeX ​ Partire Gamma di aeromobili = (Velocità al massimo rapporto portanza/resistenza*Rapporto massimo portanza/resistenza dell'aeromobile)/Consumo di carburante specifico per la potenza*ln(Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera/Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera)
Accumulo preliminare del peso al decollo per velivoli con equipaggio
​ LaTeX ​ Partire Peso desiderato al decollo = Carico utile trasportato+Peso a vuoto operativo+Peso del carburante da trasportare+Peso dell'equipaggio
Accumulo preliminare del peso al decollo per gli aeromobili con equipaggio, tenendo conto del carburante e della frazione di peso a vuoto
​ LaTeX ​ Partire Peso desiderato al decollo = (Carico utile trasportato+Peso dell'equipaggio)/(1-Frazione di carburante-Frazione di peso a vuoto)
Frazione di carburante
​ LaTeX ​ Partire Frazione di carburante = Peso del carburante da trasportare/Peso desiderato al decollo

Gamma di volo in elicottero Formula

​LaTeX ​Partire
Gamma di aeromobili = 270*Peso del carburante/Peso dell'aereo*Coefficiente di sollevamento/Coefficiente di trascinamento*Efficienza del rotore*(Coefficiente di perdita di potenza)/Consumo di carburante specifico per la potenza
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
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