Zasięg latania helikopterem Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Zasięg samolotu = 270*Masa paliwa/Masa samolotu*Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania*Wydajność wirnika*(Współczynnik strat mocy)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Ta formuła używa 8 Zmienne
Używane zmienne
Zasięg samolotu - (Mierzone w Metr) - Zasięg statku powietrznego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.
Masa paliwa - (Mierzone w Kilogram) - Masa paliwa to masa paliwa znajdującego się w samolocie przed startem.
Masa samolotu - (Mierzone w Newton) - Masa statku powietrznego to całkowita masa statku powietrznego w dowolnym momencie lotu lub operacji naziemnej.
Współczynnik siły nośnej - Współczynnik siły nośnej to bezwymiarowy współczynnik, który wiąże siłę nośną wytwarzaną przez korpus podnoszący z gęstością płynu wokół ciała, prędkością płynu i powiązanym obszarem odniesienia.
Współczynnik przeciągania - Współczynnik oporu to bezwymiarowa wielkość używana do ilościowego określenia oporu lub oporu obiektu w płynnym środowisku, takim jak powietrze lub woda.
Wydajność wirnika - Sprawność wirnika definiuje się jako stosunek wydajności do wydajności wirnika wejściowego trójfazowego silnika indukcyjnego.
Współczynnik strat mocy - Współczynnik strat mocy ma miejsce podczas przenoszenia mocy pomiędzy wirnikami i wałami w wyniku chłodzenia.
Zużycie paliwa specyficzne dla mocy - (Mierzone w Kilogram / sekunda / wat) - Jednostkowe zużycie paliwa jest cechą silnika i jest definiowane jako masa paliwa zużytego na jednostkę mocy w jednostce czasu.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Masa paliwa: 37.5 Kilogram --> 37.5 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa samolotu: 1001 Newton --> 1001 Newton Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik siły nośnej: 1.1 --> Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik przeciągania: 0.51 --> Nie jest wymagana konwersja
Wydajność wirnika: 3.33 --> Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik strat mocy: 2.3 --> Nie jest wymagana konwersja
Zużycie paliwa specyficzne dla mocy: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję ​tutaj)
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*37.5/1001*1.1/0.51*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Ocenianie ... ...
R = 1002551.71299289
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
1002551.71299289 Metr -->1002.55171299289 Kilometr (Sprawdź konwersję ​tutaj)
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
1002.55171299289 1002.552 Kilometr <-- Zasięg samolotu
(Obliczenie zakończone za 00.010 sekund)

Kredyty

Creator Image
Stworzone przez Kaki Warun Kryszna
Instytut Technologii Mahatmy Gandhiego (MGIT), Hajdarabad
Kaki Warun Kryszna utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!
Verifier Image
Zweryfikowane przez Abhinav Gupta
Instytut Zaawansowanych Technologii Obronnych (DRDO) (DIAT), pune
Abhinav Gupta zweryfikował ten kalkulator i 8 więcej kalkulatorów!

Projekt wstępny Kalkulatory

Optymalny zasięg dla samolotów odrzutowych w fazie przelotu
​ LaTeX ​ Iść Zasięg samolotu = (Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)
Wstępne obciążenie startowe dla załogowego statku powietrznego
​ LaTeX ​ Iść Pożądana masa startowa = Przewożony ładunek+Operacyjna masa własna+Masa paliwa do przewożenia+Masa załogi
Wstępna masa startowa zgromadzona dla załogowego statku powietrznego przy danym paliwie i ułamku masy pustej
​ LaTeX ​ Iść Pożądana masa startowa = (Przewożony ładunek+Masa załogi)/(1-Frakcja paliwowa-Ułamek masy pustej)
Frakcja paliwowa
​ LaTeX ​ Iść Frakcja paliwowa = Masa paliwa do przewożenia/Pożądana masa startowa

Zasięg latania helikopterem Formułę

​LaTeX ​Iść
Zasięg samolotu = 270*Masa paliwa/Masa samolotu*Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania*Wydajność wirnika*(Współczynnik strat mocy)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!