Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych Kalkulator

⤿

Projekt samolotu

Statyczna stabilność i kontrola

Wprowadzenie i rządzące równania

Wydajność samolotu

⤿

Projekt wstępny

Projekt koncepcyjny

✖Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.ⓘ Zasięg samolotu [R]			+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%
✖Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego odnosi się do najwyższego stosunku siły nośnej do siły oporu. Reprezentuje optymalną równowagę pomiędzy siłą nośną i oporem, zapewniającą maksymalną wydajność w locie poziomym.ⓘ Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu statku powietrznego [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu to masa samolotu tuż przed fazą przelotu misji.ⓘ Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu [W_i]			+10% -10%
✖Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu to masa statku powietrznego przed fazą włóczenia się/zniżania/akcji zgodnie z planem misji.ⓘ Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu [W_f]			+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 maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych [V_L/D(max)]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych

Formuła

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

Przykład

`"42.79419kn"=("1000km"*"0.6kg/h/W")/("19.7"*ln("514kg"/"350kg"))`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Projekt wstępny Formuły PDF PDF Image

Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu = (Zasięg samolotu*Zużycie paliwa specyficzne dla mocy)/(Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))
V_L/D(max) = (R*c)/(LDmax_ratio*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

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.
Zasięg samolotu - (Mierzone w Metr) - Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.
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.
Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu statku powietrznego - Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego odnosi się do najwyższego stosunku siły nośnej do siły oporu. Reprezentuje optymalną równowagę pomiędzy siłą nośną i oporem, zapewniającą maksymalną wydajność w locie poziomym.
Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu - (Mierzone w Kilogram) - Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu to masa samolotu tuż przed fazą przelotu misji.
Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu - (Mierzone w Kilogram) - Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu to masa statku powietrznego przed fazą włóczenia się/zniżania/akcji zgodnie z planem misji.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Zasięg samolotu: 1000 Kilometr --> 1000000 Metr (Sprawdź konwersję tutaj)
Zużycie paliwa specyficzne dla mocy: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję tutaj)
Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu statku powietrznego: 19.7 --> Nie jest wymagana konwersja
Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu: 514 Kilogram --> 514 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu: 350 Kilogram --> 350 Kilogram Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

V_L/D(max) = (R*c)/(LDmax_ratio*ln(W_i/W_f)) --> (1000000*0.000166666666666667)/(19.7*ln(514/350))

Ocenianie ... ...

V_L/D(max) = 22.0152344416059

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

22.0152344416059 Metr na sekundę -->42.7941922191042 Knot (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

42.7941922191042 ≈ 42.79419 Knot <-- Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Projekt wstępny » Prędkość maksymalizacji zasięgu 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!

< 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 stosunek 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 stosunek 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 Optymalny zasięg samolotu = (Wydajność śmigła*Maksymalny stosunek 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 Wstępna wytrzymałość statku powietrznego = (Maksymalny stosunek 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 stosunek 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

Zakres projektowy podany przyrost zakresu

Iść Zakres projektowy = Zakres harmoniczny-Zwiększanie zasięgu statku powietrznego

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

Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych Formułę

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!