Zasięg latania helikopterem Kalkulator

↳

⤿

Projekt samolotu

Statyczna stabilność i kontrola

Wprowadzenie i rządzące równania

Wydajność samolotu

⤿

Projekt wstępny

Projekt koncepcyjny

✖Waga paliwa to waga paliwa obecnego w samolocie przed startem.ⓘ Waga paliwa [G_T]			+10% -10%
✖Masa statku powietrznego to całkowita masa statku powietrznego w dowolnym momencie lotu lub operacji naziemnej.ⓘ Masa samolotu [W_a]			+10% -10%
✖Współczynnik siły nośnej to bezwymiarowy współczynnik, który wiąże siłę nośną wytwarzaną przez korpus podnoszący z gęstością płynu wokół ciała, prędkością płynu i powiązanym obszarem odniesienia.ⓘ Współczynnik siły nośnej [C_L]			+10% -10%
✖Współczynnik oporu to bezwymiarowa wielkość używana do ilościowego określenia oporu lub oporu obiektu w płynnym środowisku, takim jak powietrze lub woda.ⓘ Współczynnik przeciągania [C_D]			+10% -10%
✖Sprawność wirnika jest definiowana jako stosunek mocy wyjściowej do wejściowej, sprawność wirnika trójfazowego silnika indukcyjnego.ⓘ Wydajność wirnika [η_r]			+10% -10%
✖Współczynnik strat mocy ma miejsce w przenoszeniu mocy między wirnikami i wałami w wyniku chłodzenia.ⓘ Współczynnik strat mocy [ξ]			+10% -10%
✖Jednostkowe zużycie paliwa jest cechą silnika i jest definiowane jako masa paliwa zużytego na jednostkę mocy w jednostce czasu.ⓘ Zużycie paliwa specyficzne dla mocy [c]			+10% -10%

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

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Zasięg latania helikopterem

Formuła

`"R" = 270*"G"_{"T"}/"W"_{"a"} *"C"_{"L"}/"C"_{"D"}*"η"_{"r"}*("ξ")/"c"`

Przykład

`"490849.3km"=270*"18000kg"/"1001N" *"1.1"/"0.5"*"3.33"*("2.3")/"0.6kg/h/W"`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Fizyka Formułę PDF

Zasięg latania helikopterem Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Zasięg samolotu = 270*Waga paliwa/Masa samolotu *Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania*Wydajność wirnika*(Współczynnik strat mocy)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy
R = 270*G_T/W_a *C_L/C_D*η_r*(ξ)/c
Ta formuła używa 8 Zmienne

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.
Waga paliwa - (Mierzone w Kilogram) - Waga paliwa to waga paliwa obecnego w samolocie przed startem.
Masa samolotu - (Mierzone w Newton) - Masa statku powietrznego to całkowita masa statku powietrznego w dowolnym momencie lotu lub operacji naziemnej.
Współczynnik siły nośnej - Współczynnik siły nośnej to bezwymiarowy współczynnik, który wiąże siłę nośną wytwarzaną przez korpus podnoszący z gęstością płynu wokół ciała, prędkością płynu i powiązanym obszarem odniesienia.
Współczynnik przeciągania - Współczynnik oporu to bezwymiarowa wielkość używana do ilościowego określenia oporu lub oporu obiektu w płynnym środowisku, takim jak powietrze lub woda.
Wydajność wirnika - Sprawność wirnika jest definiowana jako stosunek mocy wyjściowej do wejściowej, sprawność wirnika trójfazowego silnika indukcyjnego.
Współczynnik strat mocy - Współczynnik strat mocy ma miejsce w przenoszeniu mocy między wirnikami i wałami w wyniku chłodzenia.
Zużycie paliwa specyficzne dla mocy - (Mierzone w Kilogram / sekunda / wat) - Jednostkowe zużycie paliwa jest cechą silnika i jest definiowane jako masa paliwa zużytego na jednostkę mocy w jednostce czasu.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Waga paliwa: 18000 Kilogram --> 18000 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa samolotu: 1001 Newton --> 1001 Newton Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik siły nośnej: 1.1 --> Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik przeciągania: 0.5 --> Nie jest wymagana konwersja
Wydajność wirnika: 3.33 --> Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik strat mocy: 2.3 --> Nie jest wymagana konwersja
Zużycie paliwa specyficzne dla mocy: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

R = 270*G_T/W_a *C_L/C_D*η_r*(ξ)/c --> 270*18000/1001 *1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667

Ocenianie ... ...

R = 490849318.681318

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

490849318.681318 Metr -->490849.318681318 Kilometr (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

490849.318681318 ≈ 490849.3 Kilometr <-- Zasięg samolotu

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Projekt wstępny » Zasięg latania helikopterem

Kredyty

Stworzone przez Kaki Warun Kryszna

Instytut Technologii Mahatmy Gandhiego (MGIT), Hajdarabad

Kaki Warun Kryszna utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Abhinav Gupta

Instytut Zaawansowanych Technologii Obronnych (DRDO) (DIAT), pune

Abhinav Gupta zweryfikował ten kalkulator i 8 więcej kalkulatorów!

< 25 Projekt wstępny Kalkulatory

Prędkość przy maksymalnej wytrzymałości przy podanej wytrzymałości wstępnej dla samolotów z napędem śmigłowym

Iść Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Wytrzymałość statku powietrznego)

Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość)

Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych

Iść Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu = (Zasięg samolotu*Zużycie paliwa specyficzne dla mocy)/(Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))

Optymalny zasięg dla samolotów odrzutowych w fazie przelotu

Iść Zasięg samolotu = (Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)

Optymalny zasięg dla samolotów z napędem śmigłowym w fazie przelotu

Iść Zasięg samolotu = (Wydajność śmigła*Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)

Wstępna wytrzymałość dla samolotów odrzutowych

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy

Maksymalny udźwig nad przeciągiem

Iść Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego = Ułamek masowy lądowania*((Proporcje skrzydła)/(Obszar zwilżony samolotem/Obszar referencyjny))^(0.5)

Wstępne obciążenie startowe dla załogowego statku powietrznego

Iść Pożądana masa startowa = Przewożony ładunek+Operacyjna masa własna+Masa paliwa do przewożenia+Masa załogi

Masa ładunku podana Masa startowa

Iść Przewożony ładunek = Pożądana masa startowa-Operacyjna masa własna-Masa załogi-Masa paliwa do przewożenia

Masa załogi podana Masa startowa

Iść Masa załogi = Pożądana masa startowa-Przewożony ładunek-Masa paliwa do przewożenia-Operacyjna masa własna

Masa paliwa podana Masa startowa

Iść Masa paliwa do przewożenia = Pożądana masa startowa-Operacyjna masa własna-Przewożony ładunek-Masa załogi

Masa pustej podana masa startowa

Iść Operacyjna masa własna = Pożądana masa startowa-Masa paliwa do przewożenia-Przewożony ładunek-Masa załogi

Wstępna masa startowa zgromadzona dla załogowego statku powietrznego przy danym paliwie i ułamku masy pustej

Iść Pożądana masa startowa = (Przewożony ładunek+Masa załogi)/(1-Frakcja paliwowa-Ułamek masy pustej)

Frakcja paliwa podana Masa startowa i Frakcja pustej masy

Iść Frakcja paliwowa = 1-Ułamek masy pustej-(Przewożony ładunek+Masa załogi)/Pożądana masa startowa

Ułamek pustej masy podany Masa startowa i ułamek paliwa

Iść Ułamek masy pustej = 1-Frakcja paliwowa-(Przewożony ładunek+Masa załogi)/Pożądana masa startowa

Podana masa ładunku Udział paliwa i masy pustej

Iść Przewożony ładunek = Pożądana masa startowa*(1-Ułamek masy pustej-Frakcja paliwowa)-Masa załogi

Masa załogi podana frakcja paliwa i masy pustej

Iść Masa załogi = Pożądana masa startowa*(1-Ułamek masy pustej-Frakcja paliwowa)-Przewożony ładunek

Masa startowa podana frakcja paliwa

Iść Pożądana masa startowa = Masa paliwa do przewożenia/Frakcja paliwowa

Masa paliwa podana Frakcja paliwa

Iść Masa paliwa do przewożenia = Frakcja paliwowa*Pożądana masa startowa

Frakcja paliwowa

Iść Frakcja paliwowa = Masa paliwa do przewożenia/Pożądana masa startowa

Masa startowa podana Frakcja pustej masy

Iść Pożądana masa startowa = Operacyjna masa własna/Ułamek masy pustej

Podana masa pustego ułamka masy pustej

Iść Operacyjna masa własna = Ułamek masy pustej*Pożądana masa startowa

Współczynnik tarcia Wingleta

Iść Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))

Ułamek masy pustej

Iść Ułamek masy pustej = Operacyjna masa własna/Pożądana masa startowa

Zakres projektowy z podanym przyrostem zakresu

Iść Zakres projektowy = Przyrost zasięgu samolotu+Zakres harmoniczny

Zasięg latania helikopterem Formułę

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!