Gamma di volo in elicottero Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo
Formula utilizzata
Gamma di aeromobili = 270*Peso del carburante/Peso dell'aereo*Coefficiente di sollevamento/Coefficiente di trascinamento*Efficienza del rotore*(Coefficiente di perdita di potenza)/Consumo di carburante specifico per la potenza
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Questa formula utilizza 8 Variabili
Variabili utilizzate
Gamma di aeromobili - (Misurato in Metro) - L'autonomia dell'aeromobile è definita come la distanza totale (misurata rispetto al suolo) percorsa dall'aeromobile con un serbatoio di carburante.
Peso del carburante - (Misurato in Chilogrammo) - Il peso del carburante è il peso del carburante presente nell'aeromobile prima del decollo.
Peso dell'aereo - (Misurato in Newton) - Il peso dell'aeromobile è il peso totale dell'aeromobile in qualsiasi momento durante il volo o l'operazione a terra.
Coefficiente di sollevamento - Il coefficiente di portanza è un coefficiente adimensionale che mette in relazione la portanza generata da un corpo sollevabile con la densità del fluido attorno al corpo, la velocità del fluido e un'area di riferimento associata.
Coefficiente di trascinamento - Il coefficiente di resistenza è una quantità adimensionale utilizzata per quantificare la resistenza o la resistenza di un oggetto in un ambiente fluido, come l'aria o l'acqua.
Efficienza del rotore - L'efficienza del rotore è definita come il rapporto tra l'efficienza del rotore in uscita e quella in ingresso del motore a induzione trifase.
Coefficiente di perdita di potenza - Il coefficiente di perdita di potenza avviene nella trasmissione di potenza tra i rotori e gli alberi a causa del raffreddamento.
Consumo di carburante specifico per la potenza - (Misurato in Chilogrammo / secondo / Watt) - Il consumo di carburante specifico per la potenza è una caratteristica del motore ed è definito come il peso del carburante consumato per unità di potenza per unità di tempo.
PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base
Peso del carburante: 37.5 Chilogrammo --> 37.5 Chilogrammo Nessuna conversione richiesta
Peso dell'aereo: 1001 Newton --> 1001 Newton Nessuna conversione richiesta
Coefficiente di sollevamento: 1.1 --> Nessuna conversione richiesta
Coefficiente di trascinamento: 0.51 --> Nessuna conversione richiesta
Efficienza del rotore: 3.33 --> Nessuna conversione richiesta
Coefficiente di perdita di potenza: 2.3 --> Nessuna conversione richiesta
Consumo di carburante specifico per la potenza: 0.6 Chilogrammo / ora / Watt --> 0.000166666666666667 Chilogrammo / secondo / Watt (Controlla la conversione ​qui)
FASE 2: valutare la formula
Sostituzione dei valori di input nella formula
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*37.5/1001*1.1/0.51*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Valutare ... ...
R = 1002551.71299289
PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output
1002551.71299289 Metro -->1002.55171299289 Chilometro (Controlla la conversione ​qui)
RISPOSTA FINALE
1002.55171299289 1002.552 Chilometro <-- Gamma di aeromobili
(Calcolo completato in 00.004 secondi)

Titoli di coda

Creator Image
Creato da Kaki Varun Krishna
Istituto di tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad
Kaki Varun Krishna ha creato questa calcolatrice e altre 25+ altre calcolatrici!
Verifier Image
Verificato da Abhinav Gupta
Istituto di difesa delle tecnologie avanzate (DRDO) (DIAT), pune
Abhinav Gupta ha verificato questa calcolatrice e altre 8 altre calcolatrici!

Progetto preliminare Calcolatrici

Autonomia ottimale per aerei a reazione in fase di crociera
​ LaTeX ​ Partire Gamma di aeromobili = (Velocità al massimo rapporto portanza/resistenza*Rapporto massimo portanza/resistenza dell'aeromobile)/Consumo di carburante specifico per la potenza*ln(Peso dell'aeromobile all'inizio della fase di crociera/Peso dell'aeromobile alla fine della fase di crociera)
Accumulo preliminare del peso al decollo per velivoli con equipaggio
​ LaTeX ​ Partire Peso desiderato al decollo = Carico utile trasportato+Peso a vuoto operativo+Peso del carburante da trasportare+Peso dell'equipaggio
Accumulo preliminare del peso al decollo per gli aeromobili con equipaggio, tenendo conto del carburante e della frazione di peso a vuoto
​ LaTeX ​ Partire Peso desiderato al decollo = (Carico utile trasportato+Peso dell'equipaggio)/(1-Frazione di carburante-Frazione di peso a vuoto)
Frazione di carburante
​ LaTeX ​ Partire Frazione di carburante = Peso del carburante da trasportare/Peso desiderato al decollo

Gamma di volo in elicottero Formula

​LaTeX ​Partire
Gamma di aeromobili = 270*Peso del carburante/Peso dell'aereo*Coefficiente di sollevamento/Coefficiente di trascinamento*Efficienza del rotore*(Coefficiente di perdita di potenza)/Consumo di carburante specifico per la potenza
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
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