Velocità per massimizzare la portata data la portata per gli aerei a reazione 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

✖L'autonomia dell'aeromobile è definita come la distanza totale (misurata rispetto al suolo) percorsa dall'aeromobile con un serbatoio di carburante.ⓘ Gamma di aeromobili [R]			+10% -10%
✖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.ⓘ Consumo di carburante specifico per la potenza [c]			+10% -10%
✖Rapporto massimo di portanza/resistenza dell'aeromobile durante la crociera, il rapporto tra coefficiente di portanza e resistenza è massimo in valore.ⓘ Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖Il peso dell'aereo all'inizio della fase di crociera è il peso dell'aereo appena prima di passare alla fase di crociera della missione.ⓘ Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera [W_i]			+10% -10%
✖Il peso dell'aereo alla fine della fase di crociera è il peso prima della fase di permanenza/discesa/azione del piano di missione.ⓘ Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera [W_f]			+10% -10%

✖La velocità al massimo rapporto portanza/resistenza è la velocità quando il rapporto tra coefficiente di portanza e resistenza è massimo. Fondamentalmente considerato per la fase di crociera.ⓘ Velocità per massimizzare la portata data la portata per gli aerei a reazione [V_L/D(max)]

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Formula

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Velocità per massimizzare la portata data la portata per gli aerei a reazione

Formula

`"V"_{"L/D(max)"} = ("R"*"c")/("LDmax"_{"ratio"}*ln("W"_{"i"}/"W"_{"f"}))`

Esempio

`"42.97062kn"=("1000km"*"0.6kg/h/W")/("30"*ln("450kg"/"350kg"))`

Calcolatrice

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Velocità per massimizzare la portata data la portata per gli aerei a reazione Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

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))
V_L/D(max) = (R*c)/(LDmax_ratio*ln(W_i/W_f))
Questa formula utilizza 1 Funzioni, 6 Variabili

Funzioni utilizzate

ln - Il logaritmo naturale, detto anche logaritmo in base e, è la funzione inversa della funzione esponenziale naturale., ln(Number)

Variabili utilizzate

Velocità al massimo rapporto portanza/resistenza - (Misurato in Metro al secondo) - La velocità al massimo rapporto portanza/resistenza è la velocità quando il rapporto tra coefficiente di portanza e resistenza è massimo. Fondamentalmente considerato per la fase di crociera.
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.
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.
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.
Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera - (Misurato in Chilogrammo) - Il peso dell'aereo all'inizio della fase di crociera è il peso dell'aereo appena prima di passare alla fase di crociera della missione.
Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera - (Misurato in Chilogrammo) - Il peso dell'aereo alla fine della fase di crociera è il peso prima della fase di permanenza/discesa/azione del piano di missione.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Gamma di aeromobili: 1000 Chilometro --> 1000000 metro (Controlla la conversione qui)
Consumo di carburante specifico per la potenza: 0.6 Chilogrammo / ora / Watt --> 0.000166666666666667 Chilogrammo / secondo / Watt (Controlla la conversione qui)
Rapporto massimo portanza/resistenza aerodinamica dell'aeromobile: 30 --> Nessuna conversione richiesta
Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera: 450 Chilogrammo --> 450 Chilogrammo Nessuna conversione richiesta
Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera: 350 Chilogrammo --> 350 Chilogrammo Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

V_L/D(max) = (R*c)/(LDmax_ratio*ln(W_i/W_f)) --> (1000000*0.000166666666666667)/(30*ln(450/350))

Valutare ... ...

V_L/D(max) = 22.1059952409332

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

22.1059952409332 Metro al secondo -->42.9706170990062 Nodo (Controlla la conversione qui)

RISPOSTA FINALE

42.9706170990062 ≈ 42.97062 Nodo <-- Velocità al massimo rapporto portanza/resistenza

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Chitte Vedante

All India Shri Shivaji Memorials Society, College of Engineering (AISSMS COE PUNE), Puno

Chitte Vedante ha creato questa calcolatrice e altre 25+ altre calcolatrici!

Verificato da Ravi Khiyani

Shri Govindram Seksaria Institute of Technology and Science (SGSIT), Indore

Ravi Khiyani ha verificato questa calcolatrice e altre 300+ 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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