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Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase Taschenrechner

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✖Der Propellerwirkungsgrad wird definiert als erzeugte Leistung (Propellerleistung) geteilt durch eingesetzte Leistung (Motorleistung).ⓘ Propellereffizienz [η]			+10% -10%
✖Das maximale Auftriebs-Luftwiderstands-Verhältnis eines Flugzeugs bezieht sich auf das höchste Verhältnis von Auftriebskraft zu Luftwiderstandskraft. Es stellt das optimale Gleichgewicht zwischen Auftrieb und Luftwiderstand für maximale Effizienz im Horizontalflug dar.ⓘ Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖Der leistungsspezifische Kraftstoffverbrauch ist ein Merkmal des Motors und definiert als das Gewicht des verbrauchten Kraftstoffs pro Leistungseinheit und Zeiteinheit.ⓘ Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch [c]			+10% -10%
✖Das Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase ist das Gewicht des Flugzeugs unmittelbar vor dem Übergang in die Reisephase der Mission.ⓘ Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase [W_i]			+10% -10%
✖Das Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase ist das Gewicht vor der Verweil-/Sink-/Aktionsphase des Missionsplans.ⓘ Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase [W_f]			+10% -10%

✖Die optimale Reichweite eines Flugzeugs ist definiert als die Gesamtentfernung (gemessen in Bezug auf den Boden), die das Flugzeug mit einer Tankfüllung zurücklegt.ⓘ Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase [R_opt]

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Formel

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Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase

Formel

R opt = \frac{η \cdot LDmax ratio}{c} \cdot \ln (\frac{W i}{W f})

Beispiel

42.24347 km = \frac{0.93 \cdot 19.7}{0.6 kg/h/W} \cdot \ln (\frac{514 kg}{350 kg})

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Optimale Reichweite für Propellerflugzeuge in der Reiseflugphase Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Optimale Reichweite von Flugzeugen = (Propellereffizienz*Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs)/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase)
R_opt = (η*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f)
Diese formel verwendet 1 Funktionen, 6 Variablen

Verwendete Funktionen

ln - Der natürliche Logarithmus, auch Logarithmus zur Basis e genannt, ist die Umkehrfunktion der natürlichen Exponentialfunktion., ln(Number)

Verwendete Variablen

Optimale Reichweite von Flugzeugen - (Gemessen in Meter) - Die optimale Reichweite eines Flugzeugs ist definiert als die Gesamtentfernung (gemessen in Bezug auf den Boden), die das Flugzeug mit einer Tankfüllung zurücklegt.
Propellereffizienz - Der Propellerwirkungsgrad wird definiert als erzeugte Leistung (Propellerleistung) geteilt durch eingesetzte Leistung (Motorleistung).
Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs - Das maximale Auftriebs-Luftwiderstands-Verhältnis eines Flugzeugs bezieht sich auf das höchste Verhältnis von Auftriebskraft zu Luftwiderstandskraft. Es stellt das optimale Gleichgewicht zwischen Auftrieb und Luftwiderstand für maximale Effizienz im Horizontalflug dar.
Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch - (Gemessen in Kilogramm / Sekunde / Watt) - Der leistungsspezifische Kraftstoffverbrauch ist ein Merkmal des Motors und definiert als das Gewicht des verbrauchten Kraftstoffs pro Leistungseinheit und Zeiteinheit.
Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase - (Gemessen in Kilogramm) - Das Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase ist das Gewicht des Flugzeugs unmittelbar vor dem Übergang in die Reisephase der Mission.
Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase - (Gemessen in Kilogramm) - Das Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase ist das Gewicht vor der Verweil-/Sink-/Aktionsphase des Missionsplans.

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Propellereffizienz: 0.93 --> Keine Konvertierung erforderlich
Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs: 19.7 --> Keine Konvertierung erforderlich
Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch: 0.6 Kilogramm / Stunde / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramm / Sekunde / Watt (Überprüfen sie die konvertierung hier)
Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase: 514 Kilogramm --> 514 Kilogramm Keine Konvertierung erforderlich
Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase: 350 Kilogramm --> 350 Kilogramm Keine Konvertierung erforderlich

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

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

Auswerten ... ...

R_opt = 42243.4747386756

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

42243.4747386756 Meter -->42.2434747386757 Kilometer (Überprüfen sie die konvertierung hier)

ENDGÜLTIGE ANTWORT

42.2434747386757 ≈ 42.24347 Kilometer <-- Optimale Reichweite von Flugzeugen

(Berechnung in 00.004 sekunden abgeschlossen)

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Credits

Erstellt von Vedant Chitte

All India Shri Shivaji Memorials Society, College of Engineering (AISSMS COE PUNE), Pune

Vedant Chitte hat diesen Rechner und 25+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Anshika Arya

Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur

Anshika Arya hat diesen Rechner und 2500+ weitere Rechner verifiziert!

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Optimale Reichweite für Düsenflugzeuge in der Reiseflugphase

Gehen Reichweite von Flugzeugen = (Geschwindigkeit bei maximalem Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand*Maximales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eines Flugzeugs)/Leistungsspezifischer Kraftstoffverbrauch*ln(Gewicht des Flugzeugs zu Beginn der Reisephase/Gewicht des Flugzeugs am Ende der Reisephase)

Vorläufiger Startgewichtsaufbau für bemannte Flugzeuge

Gehen Gewünschtes Startgewicht = Nutzlast befördert+Betriebsleergewicht+Mitzuführendes Kraftstoffgewicht+Gewicht der Besatzung

Vorläufiges aufgebautes Startgewicht für bemannte Flugzeuge unter Berücksichtigung des Treibstoff- und Leergewichtsanteils

Gehen Gewünschtes Startgewicht = (Nutzlast befördert+Gewicht der Besatzung)/(1-Kraftstoffanteil-Leergewichtsanteil)

Kraftstoffanteil

Gehen Kraftstoffanteil = Mitzuführendes Kraftstoffgewicht/Gewünschtes Startgewicht

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