Campo de vuelo en helicóptero Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo
Fórmula utilizada
Gama de aviones = 270*Peso del combustible/Peso de la aeronave*Coeficiente de elevación/Coeficiente de arrastre*Eficiencia del rotor*(Coeficiente de pérdida de potencia)/Consumo de combustible específico de energía
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Esta fórmula usa 8 Variables
Variables utilizadas
Gama de aviones - (Medido en Metro) - La autonomía de la aeronave se define como la distancia total (medida con respecto al suelo) recorrida por la aeronave con un tanque de combustible.
Peso del combustible - (Medido en Kilogramo) - El peso del combustible es el peso del combustible presente en la aeronave antes del despegue.
Peso de la aeronave - (Medido en Newton) - El peso de la aeronave es el peso total de la aeronave en cualquier momento durante el vuelo o la operación en tierra.
Coeficiente de elevación - El coeficiente de elevación es un coeficiente adimensional que relaciona la elevación generada por un cuerpo que se eleva con la densidad del fluido alrededor del cuerpo, la velocidad del fluido y un área de referencia asociada.
Coeficiente de arrastre - El coeficiente de arrastre es una cantidad adimensional que se utiliza para cuantificar el arrastre o la resistencia de un objeto en un entorno fluido, como el aire o el agua.
Eficiencia del rotor - La eficiencia del rotor se define como la relación entre la salida y la eficiencia del rotor de entrada del motor de inducción trifásico.
Coeficiente de pérdida de potencia - Coeficiente de pérdida de potencia tiene lugar en la transmisión de potencia entre los rotores y los ejes debido al enfriamiento.
Consumo de combustible específico de energía - (Medido en Kilogramo / segundo / vatio) - El consumo de combustible específico de potencia es una característica del motor y se define como el peso de combustible consumido por unidad de potencia por unidad de tiempo.
PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base
Peso del combustible: 37.5 Kilogramo --> 37.5 Kilogramo No se requiere conversión
Peso de la aeronave: 1001 Newton --> 1001 Newton No se requiere conversión
Coeficiente de elevación: 1.1 --> No se requiere conversión
Coeficiente de arrastre: 0.51 --> No se requiere conversión
Eficiencia del rotor: 3.33 --> No se requiere conversión
Coeficiente de pérdida de potencia: 2.3 --> No se requiere conversión
Consumo de combustible específico de energía: 0.6 Kilogramo / Hora / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramo / segundo / vatio (Verifique la conversión ​aquí)
PASO 2: Evaluar la fórmula
Sustituir valores de entrada en una fórmula
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*37.5/1001*1.1/0.51*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Evaluar ... ...
R = 1002551.71299289
PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida
1002551.71299289 Metro -->1002.55171299289 Kilómetro (Verifique la conversión ​aquí)
RESPUESTA FINAL
1002.55171299289 1002.552 Kilómetro <-- Gama de aviones
(Cálculo completado en 00.004 segundos)

Créditos

Creator Image
Creado por kaki varun krishna
Instituto de Tecnología Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad
¡kaki varun krishna ha creado esta calculadora y 25+ más calculadoras!
Verifier Image
Verificada por Abhinav Gupta
Instituto de Defensa de Tecnología Avanzada (DRDO) (DIAT), pune
¡Abhinav Gupta ha verificado esta calculadora y 8 más calculadoras!

Diseño preliminar Calculadoras

Alcance óptimo para aviones a reacción en fase de crucero
​ LaTeX ​ Vamos Gama de aviones = (Velocidad en máxima relación de elevación a arrastre*Relación máxima de elevación-arrastre de aeronaves)/Consumo de combustible específico de energía*ln(Peso de la aeronave al inicio de la fase de crucero/Peso de la aeronave al final de la fase de crucero)
Peso preliminar de despegue acumulado para aeronaves tripuladas
​ LaTeX ​ Vamos Peso de despegue deseado = Carga útil transportada+Peso en vacío en funcionamiento+Peso del combustible a transportar+Peso de la tripulación
Peso preliminar de despegue acumulado para aeronaves tripuladas teniendo en cuenta el combustible y la fracción de peso en vacío
​ LaTeX ​ Vamos Peso de despegue deseado = (Carga útil transportada+Peso de la tripulación)/(1-Fracción de combustible-Fracción de peso vacía)
Fracción de combustible
​ LaTeX ​ Vamos Fracción de combustible = Peso del combustible a transportar/Peso de despegue deseado

Campo de vuelo en helicóptero Fórmula

​LaTeX ​Vamos
Gama de aviones = 270*Peso del combustible/Peso de la aeronave*Coeficiente de elevación/Coeficiente de arrastre*Eficiencia del rotor*(Coeficiente de pérdida de potencia)/Consumo de combustible específico de energía
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
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