Sollevamento massimo rispetto alla resistenza calcolatrice

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Progettazione di aeromobili

Introduzione ed equazioni governanti

Prestazioni dell'aeromobile

Stabilità e controllo statici

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Progetto preliminare

Design concettuale

✖La frazione di massa all'atterraggio è una costante che dipende dai diversi tipi di aeromobili.ⓘ Frazione della massa di atterraggio [K_LD]			+10% -10%
✖Il rapporto d'aspetto di un'ala è definito come il rapporto tra la sua apertura e la sua corda media.ⓘ Proporzioni di un'ala [AR]			+10% -10%
✖L'area bagnata dell'aeromobile è l'area superficiale che interagisce con il fluido o il gas di lavoro.ⓘ Area umida dell'aeromobile [S_wet]			+10% -10%
✖L'Area di Riferimento è arbitrariamente un'area caratteristica dell'oggetto considerato. Per l'ala di un aereo, l'area della forma in pianta dell'ala è chiamata area alare di riferimento o semplicemente area alare.ⓘ Area di riferimento [S]			+10% -10%

✖Rapporto massimo di portanza/resistenza dell'aeromobile durante la crociera, il rapporto tra coefficiente di portanza e resistenza è massimo in valore.ⓘ Sollevamento massimo rispetto alla resistenza [LDmax_ratio]

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Formula

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Sollevamento massimo rispetto alla resistenza

Formula

`"LDmax"_{"ratio"} = "K"_{"LD"}*(("AR")/("S"_{"wet"}/"S"))^(0.5) `

Esempio

`"19.79899"="14"*(("4")/("10.16m²"/"5.08m²"))^(0.5) `

Calcolatrice

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Sollevamento massimo rispetto alla resistenza Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

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)
LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5)
Questa formula utilizza 5 Variabili

Variabili utilizzate

Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile - Rapporto massimo di portanza/resistenza dell'aeromobile durante la crociera, il rapporto tra coefficiente di portanza e resistenza è massimo in valore.
Frazione della massa di atterraggio - La frazione di massa all'atterraggio è una costante che dipende dai diversi tipi di aeromobili.
Proporzioni di un'ala - Il rapporto d'aspetto di un'ala è definito come il rapporto tra la sua apertura e la sua corda media.
Area umida dell'aeromobile - (Misurato in Metro quadrato) - L'area bagnata dell'aeromobile è l'area superficiale che interagisce con il fluido o il gas di lavoro.
Area di riferimento - (Misurato in Metro quadrato) - L'Area di Riferimento è arbitrariamente un'area caratteristica dell'oggetto considerato. Per l'ala di un aereo, l'area della forma in pianta dell'ala è chiamata area alare di riferimento o semplicemente area alare.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Frazione della massa di atterraggio: 14 --> Nessuna conversione richiesta
Proporzioni di un'ala: 4 --> Nessuna conversione richiesta
Area umida dell'aeromobile: 10.16 Metro quadrato --> 10.16 Metro quadrato Nessuna conversione richiesta
Area di riferimento: 5.08 Metro quadrato --> 5.08 Metro quadrato Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5) --> 14*((4)/(10.16/5.08))^(0.5)

Valutare ... ...

LDmax_ratio = 19.7989898732233

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

19.7989898732233 --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

19.7989898732233 ≈ 19.79899 <-- Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Prasana Kannan

Scuola di ingegneria Sri sivasubramaniyanadar (ssn scuola di ingegneria), Chennai

Prasana Kannan ha creato questa calcolatrice e altre 25+ altre calcolatrici!

Verificato da Kaki Varun Krishna

Istituto di tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad

Kaki Varun Krishna ha verificato questa calcolatrice e altre 10+ 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

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