Предварительная взлётная масса пилотируемого самолёта Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Желаемый взлетный вес = Перенесенная полезная нагрузка+Эксплуатационная пустая масса+Вес топлива, подлежащий перевозке+Вес экипажа
DTW = PYL+OEW+FW+Wc
В этой формуле используются 5 Переменные
Используемые переменные
Желаемый взлетный вес - (Измеряется в Килограмм) - Желаемая взлетная масса (или масса) — это вес самолета.
Перенесенная полезная нагрузка - (Измеряется в Килограмм) - Перевозимая полезная нагрузка (пассажиры и груз) — это объект или сущность, перевозимая воздушным судном или ракетой-носителем.
Эксплуатационная пустая масса - (Измеряется в Килограмм) - Эксплуатационная пустая масса воздушного судна — это вес воздушного судна без учета пассажиров, багажа и топлива.
Вес топлива, подлежащий перевозке - (Измеряется в Килограмм) - Вес топлива, подлежащего перевозке, определяется как общая масса топлива, подлежащего перевозке (обычно включает резервное топливо).
Вес экипажа - (Измеряется в Килограмм) - Вес экипажа — это вес персонала, который необходим для функционирования самолета. Он содержит вес пилотов, бортинженера, пилота-штурмана и персонала самолета, обслуживающего пассажиров.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Перенесенная полезная нагрузка: 12400 Килограмм --> 12400 Килограмм Конверсия не требуется
Эксплуатационная пустая масса: 10000 Килограмм --> 10000 Килограмм Конверсия не требуется
Вес топлива, подлежащий перевозке: 1100 Килограмм --> 1100 Килограмм Конверсия не требуется
Вес экипажа: 180 Килограмм --> 180 Килограмм Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
DTW = PYL+OEW+FW+Wc --> 12400+10000+1100+180
Оценка ... ...
DTW = 23680
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
23680 Килограмм --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
23680 Килограмм <-- Желаемый взлетный вес
(Расчет завершен через 00.023 секунд)

Кредиты

Creator Image
Сделано Ведант Читте
Всеиндийское общество памяти Шри Шиваджи, Инженерный колледж (AISSMS COE ПУНА), Пуна
Ведант Читте создал этот калькулятор и еще 25+!
Verifier Image
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)/(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 взлётная масса пилотируемого самолёта формула

Желаемый взлетный вес = Перенесенная полезная нагрузка+Эксплуатационная пустая масса+Вес топлива, подлежащий перевозке+Вес экипажа
DTW = PYL+OEW+FW+Wc

Какова максимальная взлетная масса MTOW?

Самолет имеет диапазон веса от минимального до максимального в зависимости от количества пилотов и экипажа, топлива и полезной нагрузки (пассажиры, грузы, багаж и груз). Когда самолет летит, топливо сгорает, а вес самолета уменьшается. Важнейшим весом в конструкции самолета является максимально допустимый вес самолета при взлете. Это также называется общим весом. Расчетная взлетно-посадочная полоса — это общий вес самолета, когда он начинает выполнять миссию, для которой он был разработан. Максимальный расчетный взлетный вес не обязательно совпадает с максимальным номинальным взлетным весом, поскольку некоторые самолеты могут быть перегружены сверх расчетного веса в аварийной ситуации, но при этом будут снижены летно-технические характеристики и снижена устойчивость. Если не указано иное, MTOW является расчетным весом. Это означает, что каждый компонент самолета (например, крыло, хвост) рассчитан на такой вес.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!