Предварительная выносливость винтовых самолетов Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
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)
E = (LDEmaxratio*η*ln(WL(beg)/WL,end))/(c*V(Emax))
В этой формуле используются 1 Функции, 7 Переменные
Используемые функции
ln - Натуральный логарифм, также известный как логарифм по основанию е, является обратной функцией натуральной показательной функции., ln(Number)
Используемые переменные
Выносливость самолетов - (Измеряется в Второй) - Продолжительность полета самолета – это максимальная продолжительность времени, которое самолет может провести в крейсерском полете.
Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости - Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению при максимальной выносливости — это отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению, при котором самолет может летать (или барражировать) максимальное время.
Эффективность пропеллера - КПД гребного винта определяется как произведенная мощность (мощность гребного винта), деленная на приложенную мощность (мощность двигателя).
Вес самолета в начале фазы барражирования - (Измеряется в Килограмм) - Вес самолета в начале фазы барражирования считается весом самолета непосредственно перед переходом в фазу барражирования.
Вес самолета в конце фазы барражирования - (Измеряется в Килограмм) - Вес воздушного судна в конце фазы барражирования учитывается при предварительном расчете выносливости. Для расчета предварительной выносливости учитывают фазу холостого хода.
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.
Скорость для максимальной выносливости - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость для максимальной выносливости — это скорость самолета, при которой самолет может простаивать максимальное время, т.е. для максимальной выносливости.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости: 26 --> Конверсия не требуется
Эффективность пропеллера: 0.93 --> Конверсия не требуется
Вес самолета в начале фазы барражирования: 400 Килограмм --> 400 Килограмм Конверсия не требуется
Вес самолета в конце фазы барражирования: 300 Килограмм --> 300 Килограмм Конверсия не требуется
Мощность Удельный расход топлива: 0.6 Килограмм / час / ватт --> 0.000166666666666667 Килограмм / секунда / ватт (Проверьте преобразование ​здесь)
Скорость для максимальной выносливости: 40 Морской узел --> 20.5777777777778 метр в секунду (Проверьте преобразование ​здесь)
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
E = (LDEmaxratio*η*ln(WL(beg)/WL,end))/(c*V(Emax)) --> (26*0.93*ln(400/300))/(0.000166666666666667*20.5777777777778)
Оценка ... ...
E = 2028.2518123204
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
2028.2518123204 Второй --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
2028.2518123204 2028.252 Второй <-- Выносливость самолетов
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Creator Image
Сделано Ведант Читте LinkedIn Logo
Всеиндийское общество памяти Шри Шиваджи, Инженерный колледж (AISSMS COE ПУНА), Пуна
Ведант Читте создал этот калькулятор и еще 25+!
Verifier Image
Проверено Рави Хияни LinkedIn Logo
Индийский технологический институт, Мадрас (ИИТ Мадрас), Индор
Рави Хияни проверил этот калькулятор и еще 300+!

Предварительный проект Калькуляторы

Оптимальная дальность полета реактивного самолета в крейсерском режиме
​ LaTeX ​ 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)
Предварительная взлётная масса пилотируемого самолёта
​ LaTeX ​ Идти Желаемый взлетный вес = Перенесенная полезная нагрузка+Эксплуатационная пустая масса+Вес топлива, подлежащий перевозке+Вес экипажа
Предварительный взлетный вес пилотируемого самолета с учетом доли топлива и массы пустого самолета
​ LaTeX ​ Идти Желаемый взлетный вес = (Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/(1-Топливная фракция-Пустая весовая фракция)
Топливная фракция
​ LaTeX ​ Идти Топливная фракция = Вес топлива, подлежащий перевозке/Желаемый взлетный вес

Предварительная выносливость винтовых самолетов формула

​LaTeX ​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)
E = (LDEmaxratio*η*ln(WL(beg)/WL,end))/(c*V(Emax))
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!