Elevação máxima sobre o arrasto Calculadora

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Projeto de aeronaves

Desempenho da aeronave

Estabilidade e controle estáticos

Introdução e Equações Governantes

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Design preliminar

Design conceptual

✖A fração de massa de pouso é uma constante que depende dos vários tipos de aeronaves.ⓘ Fração de massa de pouso [K_LD]			+10% -10%
✖A proporção de aspecto de uma asa é definida como a razão entre sua envergadura e sua corda média.ⓘ Proporção de aspecto de uma asa [AR]			+10% -10%
✖A área molhada da aeronave é a área de superfície que interage com o fluido ou gás de trabalho.ⓘ Área molhada de aeronaves [S_wet]			+10% -10%
✖A Área de Referência é arbitrariamente uma área característica do objeto que está sendo considerado. Para uma asa de aeronave, a área plana da asa é chamada de área de referência da asa ou simplesmente área da asa.ⓘ Área de Referência [S]			+10% -10%

✖Relação máxima de sustentação para arrasto da aeronave durante o cruzeiro, a relação entre o coeficiente de sustentação e arrasto é máxima em valor.ⓘ Elevação máxima sobre o arrasto [LDmax_ratio]

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Fórmula

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Elevação máxima sobre o arrasto

Fórmula

`"LDmax"_{"ratio"} = "K"_{"LD"}*(("AR")/("S"_{"wet"}/"S"))^(0.5) `

Exemplo

`"19.79899"="14"*(("4")/("10.16m²"/"5.08m²"))^(0.5) `

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Elevação máxima sobre o arrasto Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

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)
LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5)
Esta fórmula usa 5 Variáveis

Variáveis Usadas

Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave - Relação máxima de sustentação para arrasto da aeronave durante o cruzeiro, a relação entre o coeficiente de sustentação e arrasto é máxima em valor.
Fração de massa de pouso - A fração de massa de pouso é uma constante que depende dos vários tipos de aeronaves.
Proporção de aspecto de uma asa - A proporção de aspecto de uma asa é definida como a razão entre sua envergadura e sua corda média.
Área molhada de aeronaves - (Medido em Metro quadrado) - A área molhada da aeronave é a área de superfície que interage com o fluido ou gás de trabalho.
Área de Referência - (Medido em Metro quadrado) - A Área de Referência é arbitrariamente uma área característica do objeto que está sendo considerado. Para uma asa de aeronave, a área plana da asa é chamada de área de referência da asa ou simplesmente área da asa.

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

Fração de massa de pouso: 14 --> Nenhuma conversão necessária
Proporção de aspecto de uma asa: 4 --> Nenhuma conversão necessária
Área molhada de aeronaves: 10.16 Metro quadrado --> 10.16 Metro quadrado Nenhuma conversão necessária
Área de Referência: 5.08 Metro quadrado --> 5.08 Metro quadrado Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5) --> 14*((4)/(10.16/5.08))^(0.5)

Avaliando ... ...

LDmax_ratio = 19.7989898732233

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

19.7989898732233 --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

19.7989898732233 ≈ 19.79899 <-- Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave

(Cálculo concluído em 00.006 segundos)

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Créditos

Criado por Prasana Kannan

Faculdade de Engenharia Sri Sivasubramaniyanadar (faculdade de engenharia sn), Chennai

Prasana Kannan criou esta calculadora e mais 25+ calculadoras!

Verificado por Kaki Varun Krishna

Instituto de Tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad

Kaki Varun Krishna verificou esta calculadora e mais 10+ 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

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