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'uscita e quella dell'ingresso, l'efficienza del rotore del motore a induzione trifase.
Coefficiente di perdita di potenza - Il coefficiente di perdita di potenza si verifica 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: 18000 Chilogrammo --> 18000 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: 0.5 --> 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*18000/1001*1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Valutare ... ...
R = 490849318.681318
PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output
490849318.681318 metro -->490849.318681318 Chilometro (Controlla la conversione ​qui)
RISPOSTA FINALE
490849.318681318 490849.3 Chilometro <-- Gamma di aeromobili
(Calcolo completato in 00.004 secondi)

Titoli di coda

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

25 Progetto preliminare Calcolatrici

Velocità alla massima resistenza data la resistenza preliminare per i velivoli a propulsione
​ Partire Velocità per la massima resistenza = (Rapporto portanza/resistenza alla massima resistenza*Efficienza dell'elica*ln(Peso dell'aereo all'inizio della fase di attesa/Peso dell'aereo alla fine della fase di attesa))/(Consumo di carburante specifico per la potenza*Resistenza degli aerei)
Resistenza preliminare per velivoli a elica
​ Partire Resistenza degli aerei = (Rapporto portanza/resistenza alla massima resistenza*Efficienza dell'elica*ln(Peso dell'aereo all'inizio della fase di attesa/Peso dell'aereo alla fine della fase di attesa))/(Consumo di carburante specifico per la potenza*Velocità per la massima resistenza)
Velocità per massimizzare la portata data la portata per gli aerei a reazione
​ Partire Velocità al massimo rapporto portanza/resistenza = (Gamma di aeromobili*Consumo di carburante specifico per la potenza)/(Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile*ln(Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera/Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera))
Autonomia ottimale per aerei a reazione in fase di crociera
​ Partire Gamma di aeromobili = (Velocità al massimo rapporto portanza/resistenza*Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica 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)
Portata ottimale per velivoli a elica in fase di crociera
​ Partire Gamma di aeromobili = (Efficienza dell'elica*Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica 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)
Resistenza preliminare per aerei a reazione
​ Partire Resistenza degli aerei = (Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile*ln(Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera/Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera))/Consumo di carburante specifico per la potenza
Sollevamento massimo rispetto alla resistenza
​ Partire Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile = Frazione della massa di atterraggio*((Proporzioni di un'ala)/(Area umida dell'aeromobile/Area di riferimento))^(0.5)
Accumulo preliminare del peso al decollo per velivoli con equipaggio
​ Partire Peso desiderato al decollo = Carico utile trasportato+Peso a vuoto operativo+Peso del carburante da trasportare+Peso dell'equipaggio
Peso dell'equipaggio dato il peso al decollo
​ Partire Peso dell'equipaggio = Peso desiderato al decollo-Carico utile trasportato-Peso del carburante da trasportare-Peso a vuoto operativo
Peso del carburante dato il peso al decollo
​ Partire Peso del carburante da trasportare = Peso desiderato al decollo-Peso a vuoto operativo-Carico utile trasportato-Peso dell'equipaggio
Peso del carico dato il peso al decollo
​ Partire Carico utile trasportato = Peso desiderato al decollo-Peso a vuoto operativo-Peso dell'equipaggio-Peso del carburante da trasportare
Peso a vuoto dato il peso al decollo
​ Partire Peso a vuoto operativo = Peso desiderato al decollo-Peso del carburante da trasportare-Carico utile trasportato-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
​ Partire Peso desiderato al decollo = (Carico utile trasportato+Peso dell'equipaggio)/(1-Frazione di carburante-Frazione di peso a vuoto)
Frazione di carburante data il peso al decollo e la frazione di peso a vuoto
​ Partire Frazione di carburante = 1-Frazione di peso a vuoto-(Carico utile trasportato+Peso dell'equipaggio)/Peso desiderato al decollo
Frazione di peso a vuoto data il peso al decollo e la frazione di carburante
​ Partire Frazione di peso a vuoto = 1-Frazione di carburante-(Carico utile trasportato+Peso dell'equipaggio)/Peso desiderato al decollo
Peso del carico utile dato il carburante e le frazioni di peso a vuoto
​ Partire Carico utile trasportato = Peso desiderato al decollo*(1-Frazione di peso a vuoto-Frazione di carburante)-Peso dell'equipaggio
Peso dell'equipaggio dato il carburante e la frazione di peso a vuoto
​ Partire Peso dell'equipaggio = Peso desiderato al decollo*(1-Frazione di peso a vuoto-Frazione di carburante)-Carico utile trasportato
Peso del carburante data la frazione di carburante
​ Partire Peso del carburante da trasportare = Frazione di carburante*Peso desiderato al decollo
Peso al decollo data la frazione di carburante
​ Partire Peso desiderato al decollo = Peso del carburante da trasportare/Frazione di carburante
Frazione di carburante
​ Partire Frazione di carburante = Peso del carburante da trasportare/Peso desiderato al decollo
Peso al decollo data la frazione di peso a vuoto
​ Partire Peso desiderato al decollo = Peso a vuoto operativo/Frazione di peso a vuoto
Peso a vuoto data la frazione di peso a vuoto
​ Partire Peso a vuoto operativo = Frazione di peso a vuoto*Peso desiderato al decollo
Frazione di peso a vuoto
​ Partire Frazione di peso a vuoto = Peso a vuoto operativo/Peso desiderato al decollo
Coefficiente di attrito delle alette
​ Partire Coefficiente d'attrito = 4.55/(log10(Numero di Reynolds dell'ala^2.58))
Intervallo di progettazione dato l'incremento dell'intervallo
​ Partire Gamma di design = Incremento della portata degli aerei+Gamma armonica

Gamma di volo in elicottero Formula

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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