Altitude geométrica Calculadora

Altitude Geométrica - (Medido em Metro) - Altitude geométrica é a altitude medida a partir do nível médio do mar.
Altitude Absoluta - (Medido em Metro) - Altitude Absoluta é a altitude medida a partir do centro da Terra.

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

Altitude Absoluta: 6374008.8 Metro --> 6374008.8 Metro Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

h_G = h_a-[Earth-R] --> 6374008.8-[Earth-R]

Avaliando ... ...

h_G = 3000

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

3000 Metro --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

3000 Metro <-- Altitude Geométrica

(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Você está aqui -

Casa » Física » Mecânica de Aeronaves » Introdução e Equações Governantes » Propriedades da atmosfera e dos gases » Altitude geométrica

Créditos

Criado por Vinay Mishra

Instituto Indiano de Engenharia Aeronáutica e Tecnologia da Informação (IIAEIT), Pune

Vinay Mishra criou esta calculadora e mais 300+ calculadoras!

Verificado por Shikha Maurya

Instituto Indiano de Tecnologia (IIT), Bombay

Shikha Maurya verificou esta calculadora e mais 200+ calculadoras!

< 14 Propriedades da atmosfera e dos gases Calculadoras

Número Mach dado Pressão Dinâmica

Vai Número Mach = sqrt((2*Pressão Dinâmica)/(Densidade do ar ambiente*Taxa de capacidade térmica*Constante de Gás Específica*Temperatura Estática))

Densidade do ar ambiente dado número Mach e temperatura

Vai Densidade do ar ambiente = (2*Pressão Dinâmica)/(Número Mach^2*Taxa de capacidade térmica*Constante de Gás Específica*Temperatura Estática)

Temperatura dada Pressão Dinâmica e Número Mach

Vai Temperatura Estática = (2*Pressão Dinâmica)/(Densidade do ar ambiente*Número Mach^2*Constante de Gás Específica*Taxa de capacidade térmica)

Constante do gás dada a pressão dinâmica

Vai Constante de Gás Específica = (2*Pressão Dinâmica)/(Densidade do ar ambiente*Número Mach^2*Taxa de capacidade térmica*Temperatura Estática)

Velocidade do ar equivalente dada a pressão estática

Vai Velocidade equivalente = Velocidade sônica ao nível do mar*Número Mach*(Pressão estática*6894.7573/Pressão Estática ao Nível do Mar)^(0.5)

Altitude geométrica para determinada altitude geopotencial

Vai Altitude Geométrica = [Earth-R]*Altitude geopotencial/([Earth-R]-Altitude geopotencial)

Altitude geopotencial

Vai Altitude geopotencial = [Earth-R]*Altitude Geométrica/([Earth-R]+Altitude Geométrica)

Número Mach dado pressão estática e dinâmica

Vai Número Mach = sqrt(2*Pressão Dinâmica/(Pressão estática*Taxa de capacidade térmica))

Pressão ambiente dada pressão dinâmica e número Mach

Vai Pressão estática = (2*Pressão Dinâmica)/(Taxa de capacidade térmica*Número Mach^2)

Densidade do ar ambiente dado o número mach

Vai Densidade do ar ambiente = 2*Pressão Dinâmica/(Número Mach*Velocidade Sônica)^2

Densidade do ar ambiente dada a pressão dinâmica

Vai Densidade do ar ambiente = 2*Pressão Dinâmica/(Velocidade de vôo^2)

Taxa de lapso

Vai Taxa de lapso = Mudança na temperatura/Diferença de altitude

Altitude geométrica

Vai Altitude Geométrica = Altitude Absoluta-[Earth-R]

Altitude absoluta

Vai Altitude Absoluta = Altitude Geométrica+[Earth-R]

Altitude geométrica Fórmula

Altitude Geométrica = Altitude Absoluta-[Earth-R]
h_G = h_a-[Earth-R]

Por que precisamos definir uma atmosfera padrão?

A atmosfera padrão é definida para relacionar os testes de voo, os testes em túnel de vento, o design geral do avião e o desempenho em uma referência comum.

Casa

LIVRE PDFs

🔍 Procurar

Categorias

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!