Kalkulator NWD

Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem Kalkulator

Fizyka Budżetowy Chemia Inżynieria Więcej >>

↳

Lotnictwo Inne i dodatkowe Mechaniczny Podstawowa fizyka

⤿

Mechanika Samolotowa Aerodynamika Mechanika Orbitalna Napęd

⤿

Projekt samolotu Statyczna stabilność i kontrola Wprowadzenie i rządzące równania Wydajność samolotu

⤿

Projekt wstępny Projekt koncepcyjny

✖Współczynnik siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości to stosunek siły nośnej do oporu, przy którym samolot może latać (lub latać) przez maksymalny czas.ⓘ Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości [LDEmax_ratio]			+10% -10%
✖Sprawność śmigła definiuje się jako wytworzoną moc (moc śmigła) podzieloną przez przyłożoną moc (moc silnika).ⓘ Wydajność śmigła [η]			+10% -10%
✖Masę statku powietrznego na początku fazy włóczęgi uważa się za masę samolotu tuż przed przejściem do fazy włóczęgi.ⓘ Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi [W_L(beg)]			+10% -10%
✖Masa statku powietrznego na koniec fazy bezczynności jest uwzględniana we wstępnych obliczeniach wytrzymałości. Do obliczenia wytrzymałości wstępnej uwzględnia się fazę włóczęgi.ⓘ Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi [W_L,end]			+10% -10%
✖Jednostkowe zużycie paliwa jest cechą silnika i jest definiowane jako masa paliwa zużytego na jednostkę mocy w jednostce czasu.ⓘ Zużycie paliwa specyficzne dla mocy [c]			+10% -10%
✖Prędkość dla maksymalnej wytrzymałości to prędkość samolotu, przy której samolot może latać przez maksymalny czas, tj. dla maksymalnej wytrzymałości.ⓘ Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość [V_(Emax)]			+10% -10%

✖Wytrzymałość statku powietrznego to maksymalny czas, jaki statek powietrzny może spędzić w locie przelotowym.ⓘ Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem [E]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Projekt wstępny Formuły PDF PDF Image

Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Wytrzymałość statku powietrznego = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość)
E = (LDEmax_ratio*η*ln(W_L(beg)/W_L,end))/(c*V_(Emax))
Ta formuła używa 1 Funkcje, 7 Zmienne

Używane funkcje

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

Używane zmienne

Wytrzymałość statku powietrznego - (Mierzone w Drugi) - Wytrzymałość statku powietrznego to maksymalny czas, jaki statek powietrzny może spędzić w locie przelotowym.
Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości - Współczynnik siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości to stosunek siły nośnej do oporu, przy którym samolot może latać (lub latać) przez maksymalny czas.
Wydajność śmigła - Sprawność śmigła definiuje się jako wytworzoną moc (moc śmigła) podzieloną przez przyłożoną moc (moc silnika).
Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi - (Mierzone w Kilogram) - Masę statku powietrznego na początku fazy włóczęgi uważa się za masę samolotu tuż przed przejściem do fazy włóczęgi.
Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi - (Mierzone w Kilogram) - Masa statku powietrznego na koniec fazy bezczynności jest uwzględniana we wstępnych obliczeniach wytrzymałości. Do obliczenia wytrzymałości wstępnej uwzględnia się fazę włóczęgi.
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.
Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość - (Mierzone w Metr na sekundę) - Prędkość dla maksymalnej wytrzymałości to prędkość samolotu, przy której samolot może latać przez maksymalny czas, tj. dla maksymalnej wytrzymałości.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości: 26 --> Nie jest wymagana konwersja
Wydajność śmigła: 0.93 --> Nie jest wymagana konwersja
Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi: 400 Kilogram --> 400 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi: 300 Kilogram --> 300 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Zużycie paliwa specyficzne dla mocy: 0.6 Kilogram / godzina / wat --> 0.000166666666666667 Kilogram / sekunda / wat (Sprawdź konwersję tutaj)
Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość: 40 Knot --> 20.5777777777778 Metr na sekundę (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

E = (LDEmax_ratio*η*ln(W_L(beg)/W_L,end))/(c*V_(Emax)) --> (26*0.93*ln(400/300))/(0.000166666666666667*20.5777777777778)

Ocenianie ... ...

E = 2028.2518123204

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

2028.2518123204 Drugi --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

2028.2518123204 ≈ 2028.252 Drugi <-- Wytrzymałość statku powietrznego

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Lotnictwo » Projekt wstępny » Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem

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 Ravi Chiyani

Instytut Technologii i Nauki Shri Govindram Seksaria (SGSITS), Indore

Ravi Chiyani zweryfikował ten kalkulator i 300+ 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

Zobacz więcej >>