Предварительная выносливость винтовых самолетов Калькулятор

✖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.ⓘ Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости [LDEmax_ratio]			+10% -10%
✖КПД гребного винта определяется как произведенная мощность (мощность гребного винта), деленная на приложенную мощность (мощность двигателя).ⓘ Эффективность пропеллера [η]			+10% -10%
✖Вес самолета в начале фазы барражирования считается весом самолета непосредственно перед переходом в фазу барражирования.ⓘ Вес самолета в начале фазы барражирования [W_L(beg)]			+10% -10%
✖Вес воздушного судна в конце фазы барражирования учитывается при предварительном расчете выносливости. Для расчета предварительной выносливости учитывают фазу холостого хода.ⓘ Вес самолета в конце фазы барражирования [W_L,end]			+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%
✖Скорость для максимальной выносливости — это скорость самолета, при которой самолет может простаивать максимальное время, т.е. для максимальной выносливости.ⓘ Скорость для максимальной выносливости [V_(Emax)]			+10% -10%

✖Продолжительность полета самолета – это максимальная продолжительность времени, которое самолет может провести в крейсерском полете.ⓘ Предварительная выносливость винтовых самолетов [E]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Предварительная выносливость винтовых самолетов

Формула

`"E" = ("LDEmax"_{"ratio"}*"η"*ln("W"_{"L(beg)"}/"W"_{"L,end"}))/("c"*"V"_{"(Emax)"})`

Пример

`"2028.252s"=("26"*"0.93"*ln("400kg"/"300kg"))/("0.6kg/h/W"*"40kn")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

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 = (LDEmax_ratio*η*ln(W_L(beg)/W_L,end))/(c*V_(Emax))
В этой формуле используются 1 Функции, 7 Переменные

Используемые функции

ln - Натуральный логарифм, также известный как логарифм по основанию e, 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 = (LDEmax_ratio*η*ln(W_L(beg)/W_L,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)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Проектирование самолетов » Предварительный проект » Предварительная выносливость винтовых самолетов

Кредиты

Сделано Ведант Читте

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

Ведант Читте создал этот калькулятор и еще 25+!

Проверено Рави Хияни

Институт технологии и науки Шри Говиндрама Сексарии (SGSITS), Индор

Рави Хияни проверил этот калькулятор и еще 300+!

< 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))

Предварительная выносливость винтовых самолетов формула

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!