Дальность полета вертолета Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Диапазон самолетов = 270*Вес топлива/Вес самолета*Коэффициент подъема/Коэффициент сопротивления*КПД ротора*(Коэффициент потерь мощности)/Мощность Удельный расход топлива
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
В этой формуле используются 8 Переменные
Используемые переменные
Диапазон самолетов - (Измеряется в метр) - Дальность полета самолета определяется как общее расстояние (измеренное относительно земли), пройденное самолетом на баке топлива.
Вес топлива - (Измеряется в Килограмм) - Вес топлива — это вес топлива, находящегося в самолете перед взлетом.
Вес самолета - (Измеряется в Ньютон) - Масса воздушного судна – полная масса воздушного судна в любой момент полета или наземной эксплуатации.
Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.
Коэффициент сопротивления - Коэффициент сопротивления — это безразмерная величина, которая используется для количественной оценки сопротивления или сопротивления объекта в жидкой среде, такой как воздух или вода.
КПД ротора - КПД ротора определяется как отношение мощности на выходе к мощности на входе. КПД ротора трехфазного асинхронного двигателя.
Коэффициент потерь мощности - Коэффициент потерь мощности имеет место при передаче мощности между роторами и валами за счет охлаждения.
Мощность Удельный расход топлива - (Измеряется в Килограмм / секунда / ватт) - Удельный расход топлива по мощности – это характеристика двигателя, определяемая как масса топлива, потребляемого на единицу мощности в единицу времени.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Вес топлива: 18000 Килограмм --> 18000 Килограмм Конверсия не требуется
Вес самолета: 1001 Ньютон --> 1001 Ньютон Конверсия не требуется
Коэффициент подъема: 1.1 --> Конверсия не требуется
Коэффициент сопротивления: 0.5 --> Конверсия не требуется
КПД ротора: 3.33 --> Конверсия не требуется
Коэффициент потерь мощности: 2.3 --> Конверсия не требуется
Мощность Удельный расход топлива: 0.6 Килограмм / час / ватт --> 0.000166666666666667 Килограмм / секунда / ватт (Проверьте преобразование здесь)
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*18000/1001*1.1/0.5*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Оценка ... ...
R = 490849318.681318
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
490849318.681318 метр -->490849.318681318 километр (Проверьте преобразование здесь)
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
490849.318681318 490849.3 километр <-- Диапазон самолетов
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Технологический институт Махатмы Ганди (МГИТ), Хайдарабад
Каки Варун Кришна создал этот калькулятор и еще 25+!
Проверено Абхинав Гупта
Оборонный институт передовых технологий (DRDO) (ДИАТ), пуна
Абхинав Гупта проверил этот калькулятор и еще 8!

25 Предварительный проект Калькуляторы

Скорость при максимальной продолжительности полета с учетом предварительной продолжительности полета для винтовых самолетов
Идти Скорость для максимальной выносливости = (Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости*Эффективность пропеллера*ln(Вес самолета в начале фазы барражирования/Вес самолета в конце фазы барражирования))/(Мощность Удельный расход топлива*Выносливость самолетов)
Предварительная выносливость винтовых самолетов
Идти Выносливость самолетов = (Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости*Эффективность пропеллера*ln(Вес самолета в начале фазы барражирования/Вес самолета в конце фазы барражирования))/(Мощность Удельный расход топлива*Скорость для максимальной выносливости)
Скорость для максимальной дальности при заданной дальности для реактивного самолета
Идти Скорость при максимальном отношении подъемной силы к лобовому сопротивлению = (Диапазон самолетов*Мощность Удельный расход топлива)/(Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа))
Оптимальная дальность полета реактивного самолета в крейсерском режиме
Идти Диапазон самолетов = (Скорость при максимальном отношении подъемной силы к лобовому сопротивлению*Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)
Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме
Идти Диапазон самолетов = (Эффективность пропеллера*Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)
Предварительная выносливость реактивного самолета
Идти Выносливость самолетов = (Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа))/Мощность Удельный расход топлива
Максимальный подъем над сопротивлением
Идти Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета = Массовая доля посадки*((Соотношение сторон крыла)/(Смачиваемая зона самолета/Справочная область))^(0.5)
Предварительная взлётная масса пилотируемого самолёта
Идти Желаемый взлетный вес = Перенесенная полезная нагрузка+Эксплуатационная пустая масса+Вес топлива, подлежащий перевозке+Вес экипажа
Масса полезной нагрузки с учетом взлетной массы
Идти Перенесенная полезная нагрузка = Желаемый взлетный вес-Эксплуатационная пустая масса-Вес экипажа-Вес топлива, подлежащий перевозке
Масса экипажа с учетом взлетной массы
Идти Вес экипажа = Желаемый взлетный вес-Перенесенная полезная нагрузка-Вес топлива, подлежащий перевозке-Эксплуатационная пустая масса
Масса топлива с учетом взлетной массы
Идти Вес топлива, подлежащий перевозке = Желаемый взлетный вес-Эксплуатационная пустая масса-Перенесенная полезная нагрузка-Вес экипажа
Пустой вес с учетом взлетного веса
Идти Эксплуатационная пустая масса = Желаемый взлетный вес-Вес топлива, подлежащий перевозке-Перенесенная полезная нагрузка-Вес экипажа
Предварительный взлетный вес пилотируемого самолета с учетом доли топлива и массы пустого самолета
Идти Желаемый взлетный вес = (Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/(1-Топливная фракция-Пустая весовая фракция)
Масса полезной нагрузки с учетом доли топлива и веса пустого
Идти Перенесенная полезная нагрузка = Желаемый взлетный вес*(1-Пустая весовая фракция-Топливная фракция)-Вес экипажа
Доля топлива с учетом взлетной массы и доли массы пустого
Идти Топливная фракция = 1-Пустая весовая фракция-(Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/Желаемый взлетный вес
Доля пустого веса с учетом взлетной массы и доли топлива
Идти Пустая весовая фракция = 1-Топливная фракция-(Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/Желаемый взлетный вес
Масса экипажа с учетом топлива и доли веса пустого
Идти Вес экипажа = Желаемый взлетный вес*(1-Пустая весовая фракция-Топливная фракция)-Перенесенная полезная нагрузка
Расчетный диапазон с заданным приращением диапазона
Идти Диапазон дизайна = Увеличение дальности полета самолета+Гармонический диапазон
Масса порожнего, указанная доля веса порожнего
Идти Эксплуатационная пустая масса = Пустая весовая фракция*Желаемый взлетный вес
Взлетная масса с учетом доли веса пустого
Идти Желаемый взлетный вес = Эксплуатационная пустая масса/Пустая весовая фракция
Фракция пустого веса
Идти Пустая весовая фракция = Эксплуатационная пустая масса/Желаемый взлетный вес
Взлетная масса с учетом доли топлива
Идти Желаемый взлетный вес = Вес топлива, подлежащий перевозке/Топливная фракция
Масса топлива с учетом доли топлива
Идти Вес топлива, подлежащий перевозке = Топливная фракция*Желаемый взлетный вес
Топливная фракция
Идти Топливная фракция = Вес топлива, подлежащий перевозке/Желаемый взлетный вес
Коэффициент трения крылышек
Идти Коэффициент трения = 4.55/(log10(Число Рейнольдса винглета^2.58))

Дальность полета вертолета формула

Диапазон самолетов = 270*Вес топлива/Вес самолета*Коэффициент подъема/Коэффициент сопротивления*КПД ротора*(Коэффициент потерь мощности)/Мощность Удельный расход топлива
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!