Максимальный подъем над сопротивлением Калькулятор

✖Посадочная массовая доля является константой, которая зависит от различных типов самолетов.ⓘ Массовая доля посадки [K_LD]			+10% -10%
✖Соотношение сторон крыла определяется как отношение его размаха к средней хорде.ⓘ Соотношение сторон крыла [AR]			+10% -10%
✖Смачиваемая область самолета — это площадь поверхности, которая взаимодействует с рабочей жидкостью или газом.ⓘ Смачиваемая зона самолета [S_wet]			+10% -10%
✖Эталонная область — это условно область, характерная для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла или просто площадью крыла.ⓘ Справочная область [S]			+10% -10%

✖Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета в крейсерском режиме отношение подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления является максимальным по значению.ⓘ Максимальный подъем над сопротивлением [LDmax_ratio]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Максимальный подъем над сопротивлением

Формула

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

Пример

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

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

Максимальный подъем над сопротивлением Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета = Массовая доля посадки*((Соотношение сторон крыла)/(Смачиваемая зона самолета/Справочная область))^(0.5)
LDmax_ratio = K_LD*((AR)/(S_wet/S))^(0.5)
В этой формуле используются 5 Переменные

Используемые переменные

Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета - Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета в крейсерском режиме отношение подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления является максимальным по значению.
Массовая доля посадки - Посадочная массовая доля является константой, которая зависит от различных типов самолетов.
Соотношение сторон крыла - Соотношение сторон крыла определяется как отношение его размаха к средней хорде.
Смачиваемая зона самолета - (Измеряется в Квадратный метр) - Смачиваемая область самолета — это площадь поверхности, которая взаимодействует с рабочей жидкостью или газом.
Справочная область - (Измеряется в Квадратный метр) - Эталонная область — это условно область, характерная для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла или просто площадью крыла.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Массовая доля посадки: 14 --> Конверсия не требуется
Соотношение сторон крыла: 4 --> Конверсия не требуется
Смачиваемая зона самолета: 10.16 Квадратный метр --> 10.16 Квадратный метр Конверсия не требуется
Справочная область: 5.08 Квадратный метр --> 5.08 Квадратный метр Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

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

Оценка ... ...

LDmax_ratio = 19.7989898732233

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

19.7989898732233 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

19.7989898732233 ≈ 19.79899 <-- Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Проектирование самолетов » Предварительный проект » Максимальный подъем над сопротивлением

Кредиты

Сделано Прасана Каннан

Инженерный колледж Шри Шивасубраманиянадара (инженерный колледж ССН), Ченнаи

Прасана Каннан создал этот калькулятор и еще 25+!

Проверено Каки Варун Кришна

Технологический институт Махатмы Ганди (МГИТ), Хайдарабад

Каки Варун Кришна проверил этот калькулятор и еще 10+!

< 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))

Максимальный подъем над сопротивлением формула

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!