Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego Kalkulator

✖Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu to najwyższy stosunek siły nośnej do siły oporu, jaki może osiągnąć statek powietrzny.ⓘ Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu [LDmax_ratio]			+10% -10%
✖Masę na początku fazy włóczęgi uważa się za wagę samolotu tuż przed przejściem do fazy włóczęgi.ⓘ Waga na początku fazy włóczęgi [W_L,beg]			+10% -10%
✖Masa na koniec fazy bezczynności odnosi się do masy statku powietrznego po zakończeniu okresu lotu w określonym miejscu lub w określonym schemacie oczekiwania.ⓘ Waga na końcu fazy włóczęgi [W_L,end]			+10% -10%
✖Wytrzymałość statku powietrznego to maksymalny czas, jaki statek powietrzny może spędzić w locie przelotowym.ⓘ Wytrzymałość statku powietrznego [E]			+10% -10%

✖Specyficzne zużycie paliwa jest cechą charakterystyczną silnika i jest definiowane jako masa zużytego paliwa na jednostkę mocy w jednostce czasu.ⓘ Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego [c]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego

Formuła

c = \frac{LDmax ratio \cdot \ln (\frac{W L,beg}{W L,end})}{E}

Przykład

0.601336 kg/h/W = \frac{5.081527 \cdot \ln (\frac{400 kg}{394.1 kg})}{452.0581 s}

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Samolot odrzutowy Formuły PDF PDF Image

Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Specyficzne zużycie paliwa = (Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu*ln(Waga na początku fazy włóczęgi/Waga na końcu fazy włóczęgi))/Wytrzymałość statku powietrznego
c = (LDmax_ratio*ln(W_L,beg/W_L,end))/E
Ta formuła używa 1 Funkcje, 5 Zmienne

Używane funkcje

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

Używane zmienne

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.
Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu - Maksymalny stosunek siły nośnej do oporu to najwyższy stosunek siły nośnej do siły oporu, jaki może osiągnąć statek powietrzny.
Waga na początku fazy włóczęgi - (Mierzone w Kilogram) - Masę na początku fazy włóczęgi uważa się za wagę samolotu tuż przed przejściem do fazy włóczęgi.
Waga na końcu fazy włóczęgi - (Mierzone w Kilogram) - Masa na koniec fazy bezczynności odnosi się do masy statku powietrznego po zakończeniu okresu lotu w określonym miejscu lub w określonym schemacie oczekiwania.
Wytrzymałość statku powietrznego - (Mierzone w Drugi) - Wytrzymałość statku powietrznego to maksymalny czas, jaki statek powietrzny może spędzić w locie przelotowym.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Maksymalny współczynnik podnoszenia do oporu: 5.081527 --> Nie jest wymagana konwersja
Waga na początku fazy włóczęgi: 400 Kilogram --> 400 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Waga na końcu fazy włóczęgi: 394.1 Kilogram --> 394.1 Kilogram Nie jest wymagana konwersja
Wytrzymałość statku powietrznego: 452.0581 Drugi --> 452.0581 Drugi Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

c = (LDmax_ratio*ln(W_L,beg/W_L,end))/E --> (5.081527*ln(400/394.1))/452.0581

Ocenianie ... ...

c = 0.000167037809030169

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

0.000167037809030169 Kilogram / sekunda / wat -->0.601336112508609 Kilogram / godzina / wat (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

0.601336112508609 ≈ 0.601336 Kilogram / godzina / wat <-- Specyficzne zużycie paliwa

(Obliczenie zakończone za 00.020 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Wydajność samolotu » Zasięg i wytrzymałość » Lotnictwo » Samolot odrzutowy » Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego

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!

< Samolot odrzutowy Kalkulatory

Zużycie paliwa zależne od ciągu dla danej wytrzymałości samolotu odrzutowego

Iść Zużycie paliwa w zależności od ciągu = Współczynnik siły nośnej*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))/(Współczynnik przeciągania*Wytrzymałość statku powietrznego)

Wytrzymałość samolotu odrzutowego

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = Współczynnik siły nośnej*(ln(Waga brutto/Masa bez paliwa))/(Współczynnik przeciągania*Zużycie paliwa w zależności od ciągu)

Zużycie paliwa w zależności od ciągu dla danej wytrzymałości i stosunku siły nośnej do oporu samolotu odrzutowego

Iść Zużycie paliwa w zależności od ciągu = (1/Wytrzymałość statku powietrznego)*Stosunek podnoszenia do oporu*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa)

Wytrzymałość dla danego stosunku siły nośnej do oporu samolotu odrzutowego

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (1/Zużycie paliwa w zależności od ciągu)*Stosunek podnoszenia do oporu*ln(Waga brutto/Masa bez paliwa)

Zobacz więcej >>

Konkretne zużycie paliwa przy wstępnej wytrzymałości samolotu odrzutowego Formułę

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!