Wstępne obciążenie startowe dla załogowego statku powietrznego Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Pożądana masa startowa = Przewożony ładunek+Operacyjna masa własna+Masa paliwa do przewożenia+Masa załogi
DTW = PYL+OEW+FW+Wc
Ta formuła używa 5 Zmienne
Używane zmienne
Pożądana masa startowa - (Mierzone w Kilogram) - Pożądana masa startowa (lub masa) to masa statku powietrznego.
Przewożony ładunek - (Mierzone w Kilogram) - Przewożony ładunek (pasażerowie i ładunek) to obiekt lub jednostka przewożona przez statek powietrzny lub rakietę nośną.
Operacyjna masa własna - (Mierzone w Kilogram) - Operacyjna masa własna statku powietrznego to masa statku powietrznego bez pasażerów, bagażu i paliwa.
Masa paliwa do przewożenia - (Mierzone w Kilogram) - Masę paliwa do przewożenia definiuje się jako całkowitą masę przewożonego paliwa (zwykle obejmuje paliwo rezerwowe).
Masa załogi - (Mierzone w Kilogram) - Masa załogi to masa załogi niezbędna do funkcjonowania samolotu. Zawiera masę pilotów, inżyniera pokładowego, pilota nawigacyjnego i personelu samolotu obsługującego pasażerów.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Przewożony ładunek: 12400 Kilogram --> 12400 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Operacyjna masa własna: 10000 Kilogram --> 10000 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa paliwa do przewożenia: 1100 Kilogram --> 1100 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa załogi: 180 Kilogram --> 180 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
DTW = PYL+OEW+FW+Wc --> 12400+10000+1100+180
Ocenianie ... ...
DTW = 23680
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
23680 Kilogram --> Nie jest wymagana konwersja
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
23680 Kilogram <-- Pożądana masa startowa
(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Kredyty

Creator Image
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!
Verifier Image
Zweryfikowane przez Anshika Arya
Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur
Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ 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

Wstępne obciążenie startowe dla załogowego statku powietrznego Formułę

Pożądana masa startowa = Przewożony ładunek+Operacyjna masa własna+Masa paliwa do przewożenia+Masa załogi
DTW = PYL+OEW+FW+Wc

Jaka jest maksymalna masa startowa MTOW?

Samolot ma zakres wag od minimum do maksimum w zależności od liczby pilotów i załogi, paliwa i ładunku (pasażerów, ładunków, bagażu i ładunku). W trakcie lotu samolot spala się, a masa samolotu maleje. Najważniejszą masą w konstrukcji samolotu jest maksymalna dopuszczalna masa samolotu podczas operacji startu. Jest to również określane jako masa całkowita. MTOW projektu to całkowita masa samolotu w chwili rozpoczęcia misji, do której został zaprojektowany. Maksymalna konstrukcyjna masa startowa niekoniecznie jest taka sama jak maksymalna nominalna masa startowa, ponieważ niektóre statki powietrzne mogą być przeciążone powyżej masy projektowej w sytuacji awaryjnej, ale będą miały obniżone osiągi i zmniejszoną stabilność. O ile nie określono inaczej, MTOW jest wagą projektową. Oznacza to, że każdy element samolotu (np. skrzydło, ogon) jest zaprojektowany tak, aby wytrzymać ten ciężar.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!