Faixa de vôo do helicóptero Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Gama de Aeronaves = 270*Peso do Combustível/Peso da aeronave*Coeficiente de elevação/Coeficiente de arrasto*Eficiência do Rotor*(Coeficiente de perda de energia)/Consumo de combustível específico de energia
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Esta fórmula usa 8 Variáveis
Variáveis Usadas
Gama de Aeronaves - (Medido em Metro) - O alcance da aeronave é definido como a distância total (medida em relação ao solo) percorrida pela aeronave em um tanque de combustível.
Peso do Combustível - (Medido em Quilograma) - Peso do Combustível é o peso do combustível presente na aeronave antes da decolagem.
Peso da aeronave - (Medido em Newton) - O peso da aeronave é o peso total da aeronave em qualquer momento durante o voo ou operação em solo.
Coeficiente de elevação - O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada.
Coeficiente de arrasto - Coeficiente de arrasto é uma quantidade adimensional usada para quantificar o arrasto ou resistência de um objeto em um ambiente fluido, como ar ou água.
Eficiência do Rotor - A eficiência do rotor é definida como a relação entre a saída e a eficiência do rotor de entrada do motor de indução trifásico.
Coeficiente de perda de energia - O coeficiente de perda de potência ocorre na transmissão de potência entre os rotores e eixos devido ao resfriamento.
Consumo de combustível específico de energia - (Medido em Quilograma / segundo / Watt) - O consumo de combustível específico de potência é uma característica do motor e definido como o peso de combustível consumido por unidade de potência por unidade de tempo.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Peso do Combustível: 37.5 Quilograma --> 37.5 Quilograma Nenhuma conversão necessária
Peso da aeronave: 1001 Newton --> 1001 Newton Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de elevação: 1.1 --> Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de arrasto: 0.51 --> Nenhuma conversão necessária
Eficiência do Rotor: 3.33 --> Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de perda de energia: 2.3 --> Nenhuma conversão necessária
Consumo de combustível específico de energia: 0.6 Quilograma / Hora / Watt --> 0.000166666666666667 Quilograma / segundo / Watt (Verifique a conversão ​aqui)
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*37.5/1001*1.1/0.51*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Avaliando ... ...
R = 1002551.71299289
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
1002551.71299289 Metro -->1002.55171299289 Quilômetro (Verifique a conversão ​aqui)
RESPOSTA FINAL
1002.55171299289 1002.552 Quilômetro <-- Gama de Aeronaves
(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Créditos

Creator Image
Criado por Kaki Varun Krishna
Instituto de Tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad
Kaki Varun Krishna criou esta calculadora e mais 25+ calculadoras!
Verifier Image
Verificado por Abhinav Gupta
Instituto de Defesa de Tecnologia Avançada (DRDO) (DIAT), pune
Abhinav Gupta verificou esta calculadora e mais 8 calculadoras!

Design preliminar Calculadoras

Alcance ideal para aeronaves a jato em fase de cruzeiro
​ LaTeX ​ Vai Gama de Aeronaves = (Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)
Peso preliminar de decolagem construído para aeronaves tripuladas
​ LaTeX ​ Vai Peso de decolagem desejado = Carga transportada+Peso vazio operacional+Peso do combustível a ser transportado+Peso da tripulação
Peso preliminar de decolagem acumulado para aeronaves tripuladas com combustível e fração de peso vazio
​ LaTeX ​ Vai Peso de decolagem desejado = (Carga transportada+Peso da tripulação)/(1-Fração de Combustível-Fração de Peso Vazio)
Fração de combustível
​ LaTeX ​ Vai Fração de Combustível = Peso do combustível a ser transportado/Peso de decolagem desejado

Faixa de vôo do helicóptero Fórmula

​LaTeX ​Vai
Gama de Aeronaves = 270*Peso do Combustível/Peso da aeronave*Coeficiente de elevação/Coeficiente de arrasto*Eficiência do Rotor*(Coeficiente de perda de energia)/Consumo de combustível específico de energia
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!