Faixa de design dado incremento de faixa Calculadora

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✖O incremento de alcance da aeronave é o alcance total máximo é a distância máxima que uma aeronave pode voar entre a decolagem e o pouso.ⓘ Incremento de alcance da aeronave [ΔR]			+10% -10%
✖O alcance harmônico é o ponto em que a aeronave é estruturalmente mais eficiente em termos de transporte de carga útil e representa o alcance máximo para a carga útil máxima.ⓘ Faixa harmônica [R_H]			+10% -10%

✖Faixa de projeto RD é a distância alcançável ao decolar com o peso máximo de decolagem.ⓘ Faixa de design dado incremento de faixa [R_D]

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Fórmula

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Faixa de design dado incremento de faixa

Fórmula

`"R"_{"D"} = "ΔR"+"R"_{"H"}`

Exemplo

`"3886km"="3000km"+"886km"`

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Faixa de design dado incremento de faixa Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

gama de design = Incremento de alcance da aeronave+Faixa harmônica
R_D = ΔR+R_H
Esta fórmula usa 3 Variáveis

Variáveis Usadas

gama de design - (Medido em Metro) - Faixa de projeto RD é a distância alcançável ao decolar com o peso máximo de decolagem.
Incremento de alcance da aeronave - (Medido em Metro) - O incremento de alcance da aeronave é o alcance total máximo é a distância máxima que uma aeronave pode voar entre a decolagem e o pouso.
Faixa harmônica - (Medido em Metro) - O alcance harmônico é o ponto em que a aeronave é estruturalmente mais eficiente em termos de transporte de carga útil e representa o alcance máximo para a carga útil máxima.

ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base

Incremento de alcance da aeronave: 3000 Quilômetro --> 3000000 Metro (Verifique a conversão aqui)
Faixa harmônica: 886 Quilômetro --> 886000 Metro (Verifique a conversão aqui)

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

R_D = ΔR+R_H --> 3000000+886000

Avaliando ... ...

R_D = 3886000

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

3886000 Metro -->3886 Quilômetro (Verifique a conversão aqui)

RESPOSTA FINAL

3886 Quilômetro <-- gama de design

(Cálculo concluído em 00.020 segundos)

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Créditos

Criado por Himanshu Sharma

Instituto Nacional de Tecnologia, Hamirpur (NITH), Himachal Pradesh

Himanshu Sharma criou esta calculadora e mais 50+ calculadoras!

Verificado por Kartikay Pandit

Instituto Nacional de Tecnologia (NIT), Hamirpur

Kartikay Pandit verificou esta calculadora e mais 400+ calculadoras!

< 25 Design preliminar Calculadoras

Velocidade na resistência máxima dada a resistência preliminar para aeronaves movidas a hélice

Vai Velocidade para máxima resistência = (Relação de elevação para arrasto com resistência máxima*Eficiência da Hélice*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase Loiter/Peso da Aeronave no Final da Fase Loiter))/(Consumo de combustível específico de energia*Resistência de Aeronaves)

Resistência preliminar para aeronaves movidas a hélice

Vai Resistência de Aeronaves = (Relação de elevação para arrasto com resistência máxima*Eficiência da Hélice*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase Loiter/Peso da Aeronave no Final da Fase Loiter))/(Consumo de combustível específico de energia*Velocidade para máxima resistência)

Velocidade para maximizar o alcance dado o alcance para aeronaves a jato

Vai Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto = (Gama de Aeronaves*Consumo de combustível específico de energia)/(Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro))

Alcance ideal para aeronaves a jato em fase de cruzeiro

Vai Gama de Aeronaves = (Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)

Alcance ideal para aeronaves movidas a hélice em fase de cruzeiro

Vai Gama de Aeronaves = (Eficiência da Hélice*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)

Resistência Preliminar para Aeronaves a Jato

Vai Resistência de Aeronaves = (Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro))/Consumo de combustível específico de energia

Elevação máxima sobre o arrasto

Vai Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave = Fração de massa de pouso*((Proporção de aspecto de uma asa)/(Área molhada de aeronaves/Área de Referência))^(0.5)

Peso preliminar de decolagem construído para aeronaves tripuladas

Vai Peso de decolagem desejado = Carga transportada+Peso vazio operacional+Peso do combustível a ser transportado+Peso da tripulação

Peso do Combustível dado o Peso de Decolagem

Vai Peso do combustível a ser transportado = Peso de decolagem desejado-Peso vazio operacional-Carga transportada-Peso da tripulação

Peso da carga útil dado o peso de decolagem

Vai Carga transportada = Peso de decolagem desejado-Peso vazio operacional-Peso da tripulação-Peso do combustível a ser transportado

Peso da tripulação dado o peso de decolagem

Vai Peso da tripulação = Peso de decolagem desejado-Carga transportada-Peso do combustível a ser transportado-Peso vazio operacional

Peso vazio dado o peso de decolagem

Vai Peso vazio operacional = Peso de decolagem desejado-Peso do combustível a ser transportado-Carga transportada-Peso da tripulação

Peso preliminar de decolagem acumulado para aeronaves tripuladas com combustível e fração de peso vazio

Vai Peso de decolagem desejado = (Carga transportada+Peso da tripulação)/(1-Fração de Combustível-Fração de Peso Vazio)

Fração de Combustível dada Peso de Decolagem e Fração de Peso Vazio

Vai Fração de Combustível = 1-Fração de Peso Vazio-(Carga transportada+Peso da tripulação)/Peso de decolagem desejado

Fração de Peso Vazio dado Peso de Decolagem e Fração de Combustível

Vai Fração de Peso Vazio = 1-Fração de Combustível-(Carga transportada+Peso da tripulação)/Peso de decolagem desejado

Peso da carga útil dado combustível e frações de peso vazio

Vai Carga transportada = Peso de decolagem desejado*(1-Fração de Peso Vazio-Fração de Combustível)-Peso da tripulação

Peso da Tripulação dado Combustível e Fração de Peso Vazio

Vai Peso da tripulação = Peso de decolagem desejado*(1-Fração de Peso Vazio-Fração de Combustível)-Carga transportada

Peso do Combustível dada a Fração do Combustível

Vai Peso do combustível a ser transportado = Fração de Combustível*Peso de decolagem desejado

Peso de Decolagem dada a Fração de Combustível

Vai Peso de decolagem desejado = Peso do combustível a ser transportado/Fração de Combustível

Fração de combustível

Vai Fração de Combustível = Peso do combustível a ser transportado/Peso de decolagem desejado

Coeficiente de Fricção Winglet

Vai Coeficiente de fricção = 4.55/(log10(Número de Reynolds do Winglet^2.58))

Peso de Decolagem dada a Fração de Peso Vazio

Vai Peso de decolagem desejado = Peso vazio operacional/Fração de Peso Vazio

Peso vazio dado a fração de peso vazio

Vai Peso vazio operacional = Fração de Peso Vazio*Peso de decolagem desejado

Fração de Peso Vazio

Vai Fração de Peso Vazio = Peso vazio operacional/Peso de decolagem desejado

Faixa de design dado incremento de faixa

Vai gama de design = Incremento de alcance da aeronave+Faixa harmônica

Faixa de design dado incremento de faixa Fórmula

gama de design = Incremento de alcance da aeronave+Faixa harmônica
R_D = ΔR+R_H

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