Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych Kalkulator

⤿

Wydajność samolotu

Projekt samolotu

Statyczna stabilność i kontrola

Wprowadzenie i rządzące równania

⤿

Zasięg i wytrzymałość

⤿

Samolot napędzany śmigłem

✖Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.ⓘ Zasięg samolotu [R]			+10% -10%
✖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%
✖Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu to prędkość, przy której stosunek siły nośnej do współczynnika oporu jest maksymalny. Zasadniczo uwzględniany w fazie rejsu.ⓘ Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu [V_L/D,max]			+10% -10%
✖Masa na początku fazy rejsu to masa samolotu tuż przed fazą przelotu misji.ⓘ Waga na początku fazy rejsu [W_i]			+10% -10%
✖Waga na koniec fazy rejsu to waga przed fazą włóczenia się/schodzenia/akcji zgodnie z planem misji.ⓘ Masa na końcu fazy rejsu [W_f]			+10% -10%

✖Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego podczas rejsu, stosunek siły nośnej do współczynnika oporu ma maksymalną wartość.ⓘ Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych [LDmax_ratio]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych

Formuła

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

Przykład

`"0.094516"=("7126m"*"0.6kg/h/W")/("50m/s"*ln("450kg"/"350kg"))`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Fizyka Formułę PDF PDF Image

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

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))
LDmax_ratio = (R*c)/(V_L/D,max*ln(W_i/W_f))
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

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu - Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego podczas rejsu, stosunek siły nośnej do współczynnika oporu ma maksymalną wartość.
Zasięg samolotu - (Mierzone w Metr) - Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.
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.
Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu - (Mierzone w Metr na sekundę) - Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu to prędkość, przy której stosunek siły nośnej do współczynnika oporu jest maksymalny. Zasadniczo uwzględniany w fazie rejsu.
Waga na początku fazy rejsu - (Mierzone w Kilogram) - Masa na początku fazy rejsu to masa samolotu tuż przed fazą przelotu misji.
Masa na końcu fazy rejsu - (Mierzone w Kilogram) - Waga na koniec fazy rejsu to waga przed fazą włóczenia się/schodzenia/akcji zgodnie z planem misji.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Zasięg samolotu: 7126 Metr --> 7126 Metr Nie jest wymagana konwersja
Specyficzne zużycie paliwa: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję tutaj)
Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu: 50 Metr na sekundę --> 50 Metr na sekundę Nie jest wymagana konwersja
Waga na początku fazy rejsu: 450 Kilogram --> 450 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa na końcu fazy rejsu: 350 Kilogram --> 350 Kilogram Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

LDmax_ratio = (R*c)/(V_L/D,max*ln(W_i/W_f)) --> (7126*0.000166666666666667)/(50*ln(450/350))

Ocenianie ... ...

LDmax_ratio = 0.0945163932521341

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

0.0945163932521341 --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

0.0945163932521341 ≈ 0.094516 <-- Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Wydajność samolotu » Zasięg i wytrzymałość » Samolot odrzutowy » Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych

Kredyty

Stworzone przez Wedant Chitte

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

Wedant Chitte utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Ravi Chiyani

Instytut Technologii i Nauki Shri Govindram Seksaria (SGSITS), Indore

Ravi Chiyani zweryfikował ten kalkulator i 300+ 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))

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu dla danego zasięgu dla samolotów odrzutowych Formułę

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!