Zakres Bregueta Kalkulator

⤿

Wydajność samolotu

Projekt samolotu

Statyczna stabilność i kontrola

Wprowadzenie i rządzące równania

⤿

Zasięg i wytrzymałość

⤿

Samolot napędzany śmigłem

✖Stosunek siły nośnej do oporu to wielkość siły nośnej generowanej przez skrzydło lub pojazd podzielona przez opór aerodynamiczny wytwarzany przez poruszanie się w powietrzu.ⓘ Stosunek podnoszenia do oporu [LD]			+10% -10%
✖Prędkość lotu to prędkość, z jaką statek powietrzny porusza się w powietrzu.ⓘ Prędkość lotu [V]			+10% -10%
✖Masa początkowa to masa samolotu w punkcie rozpoczęcia lotu przed startem.ⓘ Waga początkowa [w_i]			+10% -10%
✖Final Weight to waga samolotu po wylądowaniu na końcu miejsca docelowego.ⓘ Ostateczna waga [w_f]			+10% -10%
✖Zużycie paliwa specyficzne dla ciągu (TSFC) to efektywność paliwowa konstrukcji silnika w odniesieniu do mocy ciągu.ⓘ Zużycie paliwa w zależności od ciągu [c_t]			+10% -10%

✖Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.ⓘ Zakres Bregueta [R]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Zakres Bregueta

Formuła

`"R" = ("LD"*"V"*ln("w"_{"i"}/"w"_{"f"}))/("[g]"*"c"_{"t"})`

Przykład

`"3752.992m"=("2.5"*"60m/s"*ln("200kg"/"100kg"))/("[g]"*"10.17kg/h/N")`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Fizyka Formułę PDF PDF Image

Zakres Bregueta Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Zasięg samolotu = (Stosunek podnoszenia do oporu*Prędkość lotu*ln(Waga początkowa/Ostateczna waga))/([g]*Zużycie paliwa w zależności od ciągu)
R = (LD*V*ln(w_i/w_f))/([g]*c_t)
Ta formuła używa 1 Stałe, 1 Funkcje, 6 Zmienne

Używane stałe

[g] - Przyspieszenie grawitacyjne na Ziemi Wartość przyjęta jako 9.80665

Używane funkcje

ln - Logarytm naturalny, znany również jako logarytm o podstawie e, jest funkcją odwrotną do naturalnej funkcji wykładniczej., ln(Number)

Używane zmienne

Zasięg samolotu - (Mierzone w Metr) - Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.
Stosunek podnoszenia do oporu - Stosunek siły nośnej do oporu to wielkość siły nośnej generowanej przez skrzydło lub pojazd podzielona przez opór aerodynamiczny wytwarzany przez poruszanie się w powietrzu.
Prędkość lotu - (Mierzone w Metr na sekundę) - Prędkość lotu to prędkość, z jaką statek powietrzny porusza się w powietrzu.
Waga początkowa - (Mierzone w Kilogram) - Masa początkowa to masa samolotu w punkcie rozpoczęcia lotu przed startem.
Ostateczna waga - (Mierzone w Kilogram) - Final Weight to waga samolotu po wylądowaniu na końcu miejsca docelowego.
Zużycie paliwa w zależności od ciągu - (Mierzone w Kilogram / Sekunda / Newton) - Zużycie paliwa specyficzne dla ciągu (TSFC) to efektywność paliwowa konstrukcji silnika w odniesieniu do mocy ciągu.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Stosunek podnoszenia do oporu: 2.5 --> Nie jest wymagana konwersja
Prędkość lotu: 60 Metr na sekundę --> 60 Metr na sekundę Nie jest wymagana konwersja
Waga początkowa: 200 Kilogram --> 200 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Ostateczna waga: 100 Kilogram --> 100 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Zużycie paliwa w zależności od ciągu: 10.17 Kilogram / Godzina / Newton --> 0.002825 Kilogram / Sekunda / Newton (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

R = (LD*V*ln(w_i/w_f))/([g]*c_t) --> (2.5*60*ln(200/100))/([g]*0.002825)

Ocenianie ... ...

R = 3752.99159998362

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

3752.99159998362 Metr --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

3752.99159998362 ≈ 3752.992 Metr <-- Zasięg samolotu

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Wydajność samolotu » Zasięg i wytrzymałość » Samolot odrzutowy » Zakres Bregueta

Kredyty

Stworzone przez Shreyash

Instytut Technologiczny im. Rajiva Gandhiego (RGIT), Bombaj

Shreyash utworzył ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

< 18 Samolot odrzutowy Kalkulatory

Zużycie paliwa zależne od ciągu dla danego zakresu samolotu odrzutowego

Iść Zużycie paliwa w zależności od ciągu = (sqrt(8/(Gęstość swobodnego strumienia*Obszar referencyjny)))*(1/(Zasięg samolotu*Współczynnik przeciągania))*(sqrt(Współczynnik siły nośnej))*((sqrt(Waga brutto))-(sqrt(Masa bez paliwa)))

Zasięg samolotu odrzutowego

Iść Zasięg samolotu = (sqrt(8/(Gęstość swobodnego strumienia*Obszar referencyjny)))*(1/(Zużycie paliwa w zależności od ciągu*Współczynnik przeciągania))*(sqrt(Współczynnik siły nośnej))*((sqrt(Waga brutto))-(sqrt(Masa bez paliwa)))

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych

Iść Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu = (Zasięg samolotu*Specyficzne zużycie paliwa)/(Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*ln(Waga na początku fazy rejsu/Masa na końcu fazy rejsu))

Specyficzne zużycie paliwa przy danym zasięgu dla samolotów odrzutowych

Iść Specyficzne zużycie paliwa = (Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu*ln(Waga na początku fazy rejsu/Masa na końcu fazy rejsu))/Zasięg samolotu

Zakres Bregueta

Iść Zasięg samolotu = (Stosunek podnoszenia do oporu*Prędkość lotu*ln(Waga początkowa/Ostateczna waga))/([g]*Zużycie paliwa w zależności od ciągu)

Ułamek masy przelotu dla samolotów odrzutowych

Iść Frakcja wagowa rejsu = exp((Zasięg samolotu*Specyficzne zużycie paliwa*(-1))/(0.866*1.32*Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu))

Równanie wytrzymałości Bregueta

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (1/Zużycie paliwa w zależności od ciągu)*(Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania)*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa)

Zużycie paliwa zależne od ciągu dla danej wytrzymałości samolotu odrzutowego

Iść Zużycie paliwa w zależności od ciągu = Współczynnik siły nośnej*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))/(Współczynnik przeciągania*Wytrzymałość statku powietrznego)

Wytrzymałość samolotu odrzutowego

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = Współczynnik siły nośnej*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))/(Współczynnik przeciągania*Zużycie paliwa w zależności od ciągu)

Maksymalny współczynnik udźwigu do oporu przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego

Iść Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu = (Wytrzymałość statku powietrznego*Specyficzne zużycie paliwa)/ln(Waga na początku fazy włóczęgi/Waga na końcu fazy włóczęgi)

Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego

Iść Specyficzne zużycie paliwa = (Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu*ln(Waga na początku fazy włóczęgi/Waga na końcu fazy włóczęgi))/Wytrzymałość statku powietrznego

Stosunek wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem

Iść Stosunek podnoszenia do oporu = Specyficzne zużycie paliwa*Zasięg samolotu/(Wydajność śmigła*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))

Rejs ze stałą prędkością przy użyciu równania zasięgu

Iść Zasięg samolotu = Prędkość lotu/(Zużycie paliwa w zależności od ciągu*Całkowity ciąg)*int(1,x,Masa bez paliwa,Waga brutto)

Zużycie paliwa zależne od ciągu dla danej wytrzymałości i stosunku siły nośnej do oporu samolotu odrzutowego

Iść Zużycie paliwa w zależności od ciągu = (1/Wytrzymałość statku powietrznego)*Stosunek podnoszenia do oporu*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa)

Wytrzymałość dla danego stosunku siły nośnej do oporu samolotu odrzutowego

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (1/Zużycie paliwa w zależności od ciągu)*Stosunek podnoszenia do oporu*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa)

Stosunek siły nośnej do oporu dla danej wytrzymałości samolotu odrzutowego

Iść Stosunek podnoszenia do oporu = Zużycie paliwa w zależności od ciągu*Wytrzymałość statku powietrznego/(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))

Frakcja masy Loitera dla samolotów odrzutowych

Iść Frakcja masy Loitera dla samolotów odrzutowych = exp(((-1)*Wytrzymałość statku powietrznego*Specyficzne zużycie paliwa)/Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu)

Równanie zakresu wartości średniej

Iść Równanie zakresu wartości średniej = Waga/(Zużycie paliwa w zależności od ciągu*(Siła tarcia/Prędkość lotu))

Zakres Bregueta Formułę

Zasięg samolotu = (Stosunek podnoszenia do oporu*Prędkość lotu*ln(Waga początkowa/Ostateczna waga))/([g]*Zużycie paliwa w zależności od ciągu)
R = (LD*V*ln(w_i/w_f))/([g]*c_t)

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!