PPCM de deux nombres

Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière Calculatrice

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Conception preliminaire Design conceptuel

✖La vitesse au rapport portance/traînée maximale est la vitesse lorsque le rapport entre le coefficient de portance et de traînée est maximal en valeur. Fondamentalement envisagé pour la phase de croisière.ⓘ Vitesse au rapport portance/traînée maximale [V_L/D(max)]			+10% -10%
✖Le rapport portance/traînée maximale d'un avion fait référence au rapport le plus élevé entre la force de portance et la force de traînée. Il représente l'équilibre optimal entre portance et traînée pour une efficacité maximale en vol en palier.ⓘ Rapport portance/traînée maximal des avions [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖La consommation de carburant spécifique à la puissance est une caractéristique du moteur et définie comme le poids de carburant consommé par unité de puissance par unité de temps.ⓘ Consommation de carburant spécifique à la puissance [c]			+10% -10%
✖Le poids de l'avion au début de la phase de croisière est le poids de l'avion juste avant de passer en phase de croisière de la mission.ⓘ Poids de l'avion au début de la phase de croisière [W_i]			+10% -10%
✖Le poids de l'avion à la fin de la phase de croisière est le poids avant la phase de flânerie/descente/action du plan de mission.ⓘ Poids de l'avion en fin de phase de croisière [W_f]			+10% -10%

✖L'autonomie de l'avion est définie comme la distance totale (mesurée par rapport au sol) parcourue par l'avion avec un réservoir de carburant.ⓘ Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière [R]

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Formule

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Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière

Formule

R = \frac{V L/D(max) \cdot LDmax ratio}{c} \cdot \ln (\frac{W i}{W f})

Exemple

1002.472 km = \frac{42.9 kn \cdot 19.7}{0.6 kg/h/W} \cdot \ln (\frac{514 kg}{350 kg})

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Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Gamme d'avions = (Vitesse au rapport portance/traînée maximale*Rapport portance/traînée maximal des avions)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière)
R = (V_L/D(max)*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f)
Cette formule utilise 1 Les fonctions, 6 Variables

Fonctions utilisées

ln - Le logarithme népérien, également appelé logarithme en base e, est la fonction inverse de la fonction exponentielle naturelle., ln(Number)

Variables utilisées

Gamme d'avions - (Mesuré en Mètre) - L'autonomie de l'avion est définie comme la distance totale (mesurée par rapport au sol) parcourue par l'avion avec un réservoir de carburant.
Vitesse au rapport portance/traînée maximale - (Mesuré en Mètre par seconde) - La vitesse au rapport portance/traînée maximale est la vitesse lorsque le rapport entre le coefficient de portance et de traînée est maximal en valeur. Fondamentalement envisagé pour la phase de croisière.
Rapport portance/traînée maximal des avions - Le rapport portance/traînée maximale d'un avion fait référence au rapport le plus élevé entre la force de portance et la force de traînée. Il représente l'équilibre optimal entre portance et traînée pour une efficacité maximale en vol en palier.
Consommation de carburant spécifique à la puissance - (Mesuré en Kilogramme / seconde / Watt) - La consommation de carburant spécifique à la puissance est une caractéristique du moteur et définie comme le poids de carburant consommé par unité de puissance par unité de temps.
Poids de l'avion au début de la phase de croisière - (Mesuré en Kilogramme) - Le poids de l'avion au début de la phase de croisière est le poids de l'avion juste avant de passer en phase de croisière de la mission.
Poids de l'avion en fin de phase de croisière - (Mesuré en Kilogramme) - Le poids de l'avion à la fin de la phase de croisière est le poids avant la phase de flânerie/descente/action du plan de mission.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Vitesse au rapport portance/traînée maximale: 42.9 Nœud --> 22.0696666666667 Mètre par seconde (Vérifiez la conversion ici)
Rapport portance/traînée maximal des avions: 19.7 --> Aucune conversion requise
Consommation de carburant spécifique à la puissance: 0.6 Kilogramme / heure / Watt --> 0.000166666666666667 Kilogramme / seconde / Watt (Vérifiez la conversion ici)
Poids de l'avion au début de la phase de croisière: 514 Kilogramme --> 514 Kilogramme Aucune conversion requise
Poids de l'avion en fin de phase de croisière: 350 Kilogramme --> 350 Kilogramme Aucune conversion requise

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

R = (V_L/D(max)*LDmax_ratio)/c*ln(W_i/W_f) --> (22.0696666666667*19.7)/0.000166666666666667*ln(514/350)

Évaluer ... ...

R = 1002472.47991863

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

1002472.47991863 Mètre -->1002.47247991863 Kilomètre (Vérifiez la conversion ici)

RÉPONSE FINALE

1002.47247991863 ≈ 1002.472 Kilomètre <-- Gamme d'avions

(Calcul effectué en 00.004 secondes)

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Crédits

Créé par Vedant Chitte

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

Vedant Chitte a créé cette calculatrice et 25+ autres calculatrices!

Vérifié par Anshika Arya

Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur

Anshika Arya a validé cette calculatrice et 2500+ autres calculatrices!

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Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière

Aller Gamme d'avions = (Vitesse au rapport portance/traînée maximale*Rapport portance/traînée maximal des avions)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière)

Accumulation préliminaire de masse au décollage pour les avions pilotés

Aller Masse souhaitée au décollage = Charge utile transportée+Poids à vide en fonctionnement+Poids du carburant à transporter+Poids de l'équipage

Accumulation préliminaire de masse au décollage pour les avions pilotés en fonction de la fraction de carburant et de masse à vide

Aller Masse souhaitée au décollage = (Charge utile transportée+Poids de l'équipage)/(1-Fraction de carburant-Fraction de poids à vide)

Fraction de carburant

Aller Fraction de carburant = Poids du carburant à transporter/Masse souhaitée au décollage

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