Stosunek wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem Kalkulator

⤿

Wydajność samolotu

Projekt samolotu

Statyczna stabilność i kontrola

Wprowadzenie i rządzące równania

⤿

Zasięg i wytrzymałość

⤿

Samolot napędzany śmigłem

✖Specyficzne zużycie paliwa jest cechą charakterystyczną silnika i jest definiowane jako masa zużytego paliwa na jednostkę mocy w jednostce czasu.ⓘ Specyficzne zużycie paliwa [c]			+10% -10%
✖Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.ⓘ Zasięg samolotu [R]			+10% -10%
✖Sprawność śmigła definiuje się jako wytworzoną moc (moc śmigła) podzieloną przez przyłożoną moc (moc silnika).ⓘ Wydajność śmigła [η]			+10% -10%
✖Masa całkowita samolotu to masa z pełnym paliwem i ładunkiem.ⓘ Waga brutto [W₀]			+10% -10%
✖Masa bez paliwa to całkowita masa samolotu bez paliwa.ⓘ Masa bez paliwa [W₁]			+10% -10%

✖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 wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem [LD]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Stosunek wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem

Formuła

`"LD" = "c"*"R"/("η"*ln("W"_{"0"}/"W"_{"1"}))`

Przykład

`"2.499994"="0.6kg/h/W"*"7126m"/("0.93"*ln("5000kg"/"3000kg"))`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Fizyka Formułę PDF PDF Image

Stosunek wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Stosunek podnoszenia do oporu = Specyficzne zużycie paliwa*Zasięg samolotu/(Wydajność śmigła*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))
LD = c*R/(η*ln(W₀/W₁))
Ta formuła używa 1 Funkcje, 6 Zmienne

Używane funkcje

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

Używane zmienne

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.
Specyficzne zużycie paliwa - (Mierzone w Kilogram / sekunda / wat) - Specyficzne zużycie paliwa jest cechą charakterystyczną silnika i jest definiowane jako masa zużytego paliwa na jednostkę mocy w jednostce czasu.
Zasięg samolotu - (Mierzone w Metr) - Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.
Wydajność śmigła - Sprawność śmigła definiuje się jako wytworzoną moc (moc śmigła) podzieloną przez przyłożoną moc (moc silnika).
Waga brutto - (Mierzone w Kilogram) - Masa całkowita samolotu to masa z pełnym paliwem i ładunkiem.
Masa bez paliwa - (Mierzone w Kilogram) - Masa bez paliwa to całkowita masa samolotu bez paliwa.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Specyficzne zużycie paliwa: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję tutaj)
Zasięg samolotu: 7126 Metr --> 7126 Metr Nie jest wymagana konwersja
Wydajność śmigła: 0.93 --> Nie jest wymagana konwersja
Waga brutto: 5000 Kilogram --> 5000 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa bez paliwa: 3000 Kilogram --> 3000 Kilogram Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

LD = c*R/(η*ln(W₀/W₁)) --> 0.000166666666666667*7126/(0.93*ln(5000/3000))

Ocenianie ... ...

LD = 2.49999387752848

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

2.49999387752848 --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

2.49999387752848 ≈ 2.499994 <-- Stosunek podnoszenia do oporu

(Obliczenie zakończone za 00.020 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Wydajność samolotu » Zasięg i wytrzymałość » Samolot odrzutowy » Stosunek wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem

Kredyty

Stworzone przez Vinay Mishra

Indyjski Instytut Inżynierii Lotniczej i Technologii Informacyjnych (IIAEIT), Pune

Vinay Mishra utworzył ten kalkulator i 300+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Sanjay Krishna

Amrita School of Engineering (ASE), Vallikavu

Sanjay Krishna zweryfikował ten kalkulator i 200+ 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))

Stosunek wzniosu do oporu dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem Formułę

Stosunek podnoszenia do oporu = Specyficzne zużycie paliwa*Zasięg samolotu/(Wydajność śmigła*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))
LD = c*R/(η*ln(W₀/W₁))

Co określa współczynnik siły nośnej do oporu powietrza?

Współczynnik podnoszenia / oporu określa współczynnik ślizgu i zakres ślizgu. Ponieważ współczynnik schodzenia opiera się wyłącznie na relacji sił aerodynamicznych działających na statek powietrzny, masa samolotu nie ma na niego wpływu. Jedynym efektem jest zmiana czasu, w którym samolot będzie szybował.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!