Минимальная скорость полета Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Минимальная скорость полета = sqrt((Вес самолета/Общая площадь крыла самолета)*(2/(Плотность воздуха))*(1/Коэффициент подъема))
Vmin = sqrt((W/5)*(2/(ρ))*(1/CL))
В этой формуле используются 1 Функции, 5 Переменные
Используемые функции
sqrt - Функция извлечения квадратного корня — это функция, которая принимает на вход неотрицательное число и возвращает квадратный корень из заданного входного числа., sqrt(Number)
Используемые переменные
Минимальная скорость полета - (Измеряется в метр в секунду) - Минимальная скорость полета — это скорость самолета, при которой воздух проходит над крыльями достаточно быстро, чтобы самолет мог поддерживать постоянную высоту.
Вес самолета - (Измеряется в Ньютон) - Масса воздушного судна – полная масса воздушного судна в любой момент полета или наземной эксплуатации.
Общая площадь крыла самолета - (Измеряется в Квадратный метр) - Общая площадь крыла самолета рассчитывается при взгляде на крыло сверху вниз и измерении площади крыла.
Плотность воздуха - (Измеряется в Килограмм на кубический метр) - Плотность воздуха, обозначаемая ρ, представляет собой массу на единицу объема атмосферы Земли.
Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы представляет собой безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей эталонной площадью.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Вес самолета: 1800 Ньютон --> 1800 Ньютон Конверсия не требуется
Общая площадь крыла самолета: 4 Квадратный метр --> 4 Квадратный метр Конверсия не требуется
Плотность воздуха: 1.293 Килограмм на кубический метр --> 1.293 Килограмм на кубический метр Конверсия не требуется
Коэффициент подъема: 0.002 --> Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
Vmin = sqrt((W/5)*(2/(ρ))*(1/CL)) --> sqrt((1800/4)*(2/(1.293))*(1/0.002))
Оценка ... ...
Vmin = 589.938846175922
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
589.938846175922 метр в секунду --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
589.938846175922 589.9388 метр в секунду <-- Минимальная скорость полета
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Технологический институт Махатмы Ганди (МГИТ), Хайдарабад
Каки Варун Кришна создал этот калькулятор и еще 25+!
Проверено Саурабх Патил
Институт технологий и науки Шри Говиндрама Сексариа (СГСИТС), Индор
Саурабх Патил проверил этот калькулятор и еще 25+!

25 Маневр с высоким коэффициентом нагрузки Калькуляторы

Скорость поворота для заданного коэффициента подъемной силы
Идти Скорость поворота = [g]*(sqrt((Справочная область*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки)/(2*Вес самолета)))
Скорость поворота при заданной нагрузке крыла
Идти Скорость поворота = [g]*(sqrt(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*Загрузка крыла)))
Коэффициент подъемной силы для заданной скорости поворота
Идти Коэффициент подъема = 2*Вес самолета*(Скорость поворота^2)/(([g]^2)*Плотность свободного потока*Коэффициент нагрузки*Справочная область)
Коэффициент подъемной силы для заданного радиуса поворота
Идти Коэффициент подъема = Вес самолета/(0.5*Плотность свободного потока*Справочная область*[g]*Радиус поворота)
Радиус поворота для данного коэффициента подъемной силы
Идти Радиус поворота = 2*Вес самолета/(Плотность свободного потока*Справочная область*[g]*Коэффициент подъема)
Нагрузка на крыло для заданной скорости поворота
Идти Загрузка крыла = ([g]^2)*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*(Скорость поворота^2))
Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота
Идти Коэффициент подъема = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Радиус поворота*[g])
Нагрузка на крыло для заданного радиуса поворота
Идти Загрузка крыла = (Радиус поворота*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*[g])/2
Радиус поворота при заданной нагрузке на крыло
Идти Радиус поворота = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*[g])
Скорость для заданного радиуса маневра подтягивания
Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*[g]*(Коэффициент нагрузки-1))
Заданная скорость Радиус маневра при вытягивании
Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*[g]*(Коэффициент нагрузки+1))
Скорость с учетом радиуса поворота для высокого коэффициента нагрузки
Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*Коэффициент нагрузки*[g])
Указанный коэффициент нагрузки Радиус маневра подтягивания
Идти Коэффициент нагрузки = 1+((Скорость^2)/(Радиус поворота*[g]))
Приведенный коэффициент нагрузки Радиус маневра опускания
Идти Коэффициент нагрузки = ((Скорость^2)/(Радиус поворота*[g]))-1
Радиус маневра подтягивания
Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*(Коэффициент нагрузки-1))
Радиус маневра опускания
Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*(Коэффициент нагрузки+1))
Коэффициент перегрузки для заданного радиуса разворота для высокопроизводительного истребителя
Идти Коэффициент нагрузки = (Скорость^2)/([g]*Радиус поворота)
Коэффициент нагрузки с учетом скорости маневра подтягивания
Идти Коэффициент нагрузки = 1+(Скорость*Скорость поворота/[g])
Изменение угла атаки из-за восходящего порыва ветра
Идти Изменение угла атаки = tan(Скорость порыва/Скорость полета)
Радиус поворота для высокого коэффициента нагрузки
Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*Коэффициент нагрузки)
Скорость для данной скорости маневра подтягивания
Идти Скорость = [g]*(Коэффициент нагрузки-1)/Скорость поворота
Скорость маневра подтягивания
Идти Скорость поворота = [g]*(Коэффициент нагрузки-1)/Скорость
Скорость маневра опускания
Идти Скорость поворота = [g]*(1+Коэффициент нагрузки)/Скорость
Коэффициент перегрузки для заданной скорости разворота высокопроизводительного истребителя
Идти Коэффициент нагрузки = Скорость*Скорость поворота/[g]
Скорость поворота при высоком коэффициенте нагрузки
Идти Скорость поворота = [g]*Коэффициент нагрузки/Скорость

Минимальная скорость полета формула

Минимальная скорость полета = sqrt((Вес самолета/Общая площадь крыла самолета)*(2/(Плотность воздуха))*(1/Коэффициент подъема))
Vmin = sqrt((W/5)*(2/(ρ))*(1/CL))
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!