Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме Калькулятор

✖КПД гребного винта определяется как произведенная мощность (мощность гребного винта), деленная на приложенную мощность (мощность двигателя).ⓘ Эффективность пропеллера [η]			+10% -10%
✖Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета относится к наибольшему отношению подъемной силы к силе сопротивления. Он представляет собой оптимальный баланс между подъемной силой и сопротивлением для максимальной эффективности в горизонтальном полете.ⓘ Максимальная подъемная сила самолета [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖Удельный расход топлива по мощности – это характеристика двигателя, определяемая как масса топлива, потребляемого на единицу мощности в единицу времени.ⓘ Мощность Удельный расход топлива [c]			+10% -10%
✖Вес самолета в начале крейсерского этапа — это вес самолета непосредственно перед переходом в крейсерский этап миссии.ⓘ Вес самолета в начале крейсерского этапа [W_i]			+10% -10%
✖Вес самолета в конце этапа полета — это вес перед этапом барражирования/спуска/действия плана миссии.ⓘ Вес самолета в конце крейсерского этапа [W_f]			+10% -10%

✖Оптимальная дальность полета самолета определяется как общее расстояние (измеренное относительно земли), пройденное самолетом на баке топлива.ⓘ Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме [R_opt]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме

Формула

`"R"_{"opt"} = ("η"*"LDmax"_{"ratio"})/"c"*ln("W"_{"i"}/"W"_{"f"})`

Пример

`"42.24347km"=("0.93"*"19.7")/"0.6kg/h/W"*ln("514kg"/"350kg")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Предварительный проект Формулы PDF PDF Image

Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Оптимальная дальность полета самолета = (Эффективность пропеллера*Максимальная подъемная сила самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)
R_opt = (η*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f)
В этой формуле используются 1 Функции, 6 Переменные

Используемые функции

ln - Натуральный логарифм, также известный как логарифм по основанию e, является обратной функцией натуральной показательной функции., ln(Number)

Используемые переменные

Оптимальная дальность полета самолета - (Измеряется в метр) - Оптимальная дальность полета самолета определяется как общее расстояние (измеренное относительно земли), пройденное самолетом на баке топлива.
Эффективность пропеллера - КПД гребного винта определяется как произведенная мощность (мощность гребного винта), деленная на приложенную мощность (мощность двигателя).
Максимальная подъемная сила самолета - Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета относится к наибольшему отношению подъемной силы к силе сопротивления. Он представляет собой оптимальный баланс между подъемной силой и сопротивлением для максимальной эффективности в горизонтальном полете.
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.
Вес самолета в начале крейсерского этапа - (Измеряется в Килограмм) - Вес самолета в начале крейсерского этапа — это вес самолета непосредственно перед переходом в крейсерский этап миссии.
Вес самолета в конце крейсерского этапа - (Измеряется в Килограмм) - Вес самолета в конце этапа полета — это вес перед этапом барражирования/спуска/действия плана миссии.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Эффективность пропеллера: 0.93 --> Конверсия не требуется
Максимальная подъемная сила самолета: 19.7 --> Конверсия не требуется
Мощность Удельный расход топлива: 0.6 Килограмм / час / ватт --> 0.000166666666666667 Килограмм / секунда / ватт (Проверьте преобразование здесь)
Вес самолета в начале крейсерского этапа: 514 Килограмм --> 514 Килограмм Конверсия не требуется
Вес самолета в конце крейсерского этапа: 350 Килограмм --> 350 Килограмм Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

R_opt = (η*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f) --> (0.93*19.7)/0.000166666666666667*ln(514/350)

Оценка ... ...

R_opt = 42243.4747386756

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

42243.4747386756 метр -->42.2434747386757 километр (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

42.2434747386757 ≈ 42.24347 километр <-- Оптимальная дальность полета самолета

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Проектирование самолетов » Предварительный проект » Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме

Кредиты

Сделано Ведант Читте

Всеиндийское общество памяти Шри Шиваджи, Инженерный колледж (AISSMS COE ПУНА), Пуна

Ведант Читте создал этот калькулятор и еще 25+!

Проверено Аншика Арья

Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур

Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

< 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)/(Максимальная подъемная сила 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*Максимальная подъемная сила 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 Оптимальная дальность полета самолета = (Эффективность пропеллера*Максимальная подъемная сила самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)

Предварительная выносливость реактивного самолета

Идти Предварительная выносливость самолета = (Максимальная подъемная сила самолета*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа))/Мощность Удельный расход топлива

Максимальный подъем над сопротивлением

Идти Максимальная подъемная сила 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 учетом приращения диапазона

Идти Дизайнерский диапазон = Гармонический диапазон-Приращение дальности полета самолета

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))

Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме формула

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!