Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu w danym zasięgu dla statku powietrznego z napędem śmigłowym Kalkulator

✖Zasięg statku powietrznego śmigłowego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.ⓘ Zasięg samolotów śmigłowych [R_prop]			+10% -10%
✖Specyficzne zużycie paliwa jest cechą charakterystyczną silnika i jest definiowane jako masa zużytego paliwa na jednostkę mocy w jednostce czasu.ⓘ Specyficzne zużycie paliwa [c]			+10% -10%
✖Sprawność śmigła definiuje się jako wytworzoną moc (moc śmigła) podzieloną przez przyłożoną moc (moc silnika).ⓘ Wydajność śmigła [η]			+10% -10%
✖Masa na początku fazy rejsu to masa samolotu tuż przed fazą przelotu misji.ⓘ Waga na początku fazy rejsu [W_i]			+10% -10%
✖Waga na koniec fazy rejsu to waga przed fazą włóczenia się/schodzenia/akcji zgodnie z planem misji.ⓘ Masa na końcu fazy rejsu [W_f]			+10% -10%

✖Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu to najwyższy stosunek siły nośnej do siły oporu, jaki może osiągnąć statek powietrzny.ⓘ Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu w danym zasięgu dla statku powietrznego z napędem śmigłowym [LDmax_ratio]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Samolot napędzany śmigłem Formuły PDF PDF Image

Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu w danym zasięgu dla statku powietrznego z napędem śmigłowym Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu = (Zasięg samolotów śmigłowych*Specyficzne zużycie paliwa)/(Wydajność śmigła*ln(Waga na początku fazy rejsu/Masa na końcu fazy rejsu))
LDmax_ratio = (R_prop*c)/(η*ln(W_i/W_f))
Ta formuła używa 1 Funkcje, 6 Zmienne

Używane funkcje

ln - Logarytm naturalny, znany również jako logarytm o podstawie e, jest funkcją odwrotną do naturalnej funkcji wykładniczej., ln(Number)

Używane zmienne

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu - Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu to najwyższy stosunek siły nośnej do siły oporu, jaki może osiągnąć statek powietrzny.
Zasięg samolotów śmigłowych - (Mierzone w Metr) - Zasięg statku powietrznego śmigłowego definiuje się jako całkowitą odległość (mierzoną względem ziemi) przebytą przez statek powietrzny na zbiorniku paliwa.
Specyficzne zużycie paliwa - (Mierzone w Kilogram / sekunda / wat) - Specyficzne zużycie paliwa jest cechą charakterystyczną silnika i jest definiowane jako masa zużytego paliwa na jednostkę mocy w jednostce czasu.
Wydajność śmigła - Sprawność śmigła definiuje się jako wytworzoną moc (moc śmigła) podzieloną przez przyłożoną moc (moc silnika).
Waga na początku fazy rejsu - (Mierzone w Kilogram) - Masa na początku fazy rejsu to masa samolotu tuż przed fazą przelotu misji.
Masa na końcu fazy rejsu - (Mierzone w Kilogram) - Waga na koniec fazy rejsu to waga przed fazą włóczenia się/schodzenia/akcji zgodnie z planem misji.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Zasięg samolotów śmigłowych: 7126.017 Metr --> 7126.017 Metr Nie jest wymagana konwersja
Specyficzne zużycie paliwa: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję tutaj)
Wydajność śmigła: 0.93 --> Nie jest wymagana konwersja
Waga na początku fazy rejsu: 450 Kilogram --> 450 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa na końcu fazy rejsu: 350 Kilogram --> 350 Kilogram Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

LDmax_ratio = (R_prop*c)/(η*ln(W_i/W_f)) --> (7126.017*0.000166666666666667)/(0.93*ln(450/350))

Ocenianie ... ...

LDmax_ratio = 5.08153864157449

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

5.08153864157449 --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

5.08153864157449 ≈ 5.081539 <-- Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Wydajność samolotu » Zasięg i wytrzymałość » Lotnictwo » Samolot napędzany śmigłem » Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu w danym zasięgu dla statku powietrznego z napędem śmigłowym

Kredyty

Stworzone przez Wedant Chitte

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

Wedant Chitte utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

< Samolot napędzany śmigłem Kalkulatory

Specyficzne zużycie paliwa dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem

LaTeX Iść Specyficzne zużycie paliwa = (Wydajność śmigła/Zasięg samolotów śmigłowych)*(Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania)*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))

Zasięg samolotu napędzanego śmigłem

LaTeX Iść Zasięg samolotów śmigłowych = (Wydajność śmigła/Specyficzne zużycie paliwa)*(Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania)*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))

Sprawność śmigła dla danego zakresu samolotu napędzanego śmigłem

LaTeX Iść Wydajność śmigła = Zasięg samolotów śmigłowych*Specyficzne zużycie paliwa*Współczynnik przeciągania/(Współczynnik siły nośnej*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))

Zakres samolotu napędzanego śmigłem dla danego stosunku siły nośnej do oporu

LaTeX Iść Zasięg samolotów śmigłowych = (Wydajność śmigła/Specyficzne zużycie paliwa)*(Stosunek podnoszenia do oporu)*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))

Zobacz więcej >>

Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu w danym zasięgu dla statku powietrznego z napędem śmigłowym Formułę

LaTeX Iść

Jaki jest stosunek siły nośnej do oporu samolotu?

W aerodynamice stosunek siły nośnej do oporu (lub stosunek L/D) to siła nośna wytwarzana przez aerodynamiczny korpus, taki jak płat lub samolot, podzielona przez opór aerodynamiczny spowodowany ruchem w powietrzu. Opisuje wydajność aerodynamiczną w danych warunkach lotu. Stosunek L/D dla każdego ciała będzie się różnić w zależności od tych warunków lotu. W przypadku płatowca lub samolotu z napędem, L/D określa się w locie prostym i poziomym. W przypadku szybowca określa doskonałość przebytej odległości w stosunku do utraty wysokości. Termin jest obliczany dla dowolnej określonej prędkości lotu, mierząc wygenerowaną siłę nośną, a następnie dzieląc ją przez opór przy tej prędkości. Zmieniają się one wraz z szybkością, więc wyniki są zazwyczaj przedstawiane na wykresie dwuwymiarowym. L/D można obliczyć za pomocą obliczeniowej dynamiki płynów lub symulacji komputerowej. Jest mierzona empirycznie poprzez testowanie w tunelu aerodynamicznym lub test w locie swobodnym.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!