Дальность полета вертолета Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Диапазон самолетов = 270*Вес топлива/Вес самолета*Коэффициент подъема/Коэффициент сопротивления*Эффективность ротора*(Коэффициент потери мощности)/Мощность Удельный расход топлива
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
В этой формуле используются 8 Переменные
Используемые переменные
Диапазон самолетов - (Измеряется в Метр) - Дальность полета самолета определяется как общее расстояние (измеренное относительно земли), пройденное самолетом на баке топлива.
Вес топлива - (Измеряется в Килограмм) - Вес топлива — это вес топлива, находившегося в самолете перед взлетом.
Вес самолета - (Измеряется в Ньютон) - Масса воздушного судна – общая масса воздушного судна в любой момент полета или наземной эксплуатации.
Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.
Коэффициент сопротивления - Коэффициент сопротивления — это безразмерная величина, которая используется для количественной оценки сопротивления или сопротивления объекта в жидкой среде, такой как воздух или вода.
Эффективность ротора - КПД ротора определяется как отношение выходной мощности к КПД входного ротора трехфазного асинхронного двигателя.
Коэффициент потери мощности - Коэффициент потерь мощности имеет место при передаче мощности между роторами и валами за счет охлаждения.
Мощность Удельный расход топлива - (Измеряется в Килограмм / секунда / ватт) - Удельный расход топлива по мощности – это характеристика двигателя, определяемая как масса топлива, потребляемого на единицу мощности в единицу времени.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Вес топлива: 37.5 Килограмм --> 37.5 Килограмм Конверсия не требуется
Вес самолета: 1001 Ньютон --> 1001 Ньютон Конверсия не требуется
Коэффициент подъема: 1.1 --> Конверсия не требуется
Коэффициент сопротивления: 0.51 --> Конверсия не требуется
Эффективность ротора: 3.33 --> Конверсия не требуется
Коэффициент потери мощности: 2.3 --> Конверсия не требуется
Мощность Удельный расход топлива: 0.6 Килограмм / час / ватт --> 0.000166666666666667 Килограмм / секунда / ватт (Проверьте преобразование ​здесь)
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
R = 270*GT/Wa*CL/CDr*(ξ)/c --> 270*37.5/1001*1.1/0.51*3.33*(2.3)/0.000166666666666667
Оценка ... ...
R = 1002551.71299289
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
1002551.71299289 Метр -->1002.55171299289 километр (Проверьте преобразование ​здесь)
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
1002.55171299289 1002.552 километр <-- Диапазон самолетов
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Creator Image
Технологический институт Махатмы Ганди (МГИТ), Хайдарабад
Каки Варун Кришна создал этот калькулятор и еще 25+!
Verifier Image
Проверено Абхинав Гупта
Оборонный институт передовых технологий (DRDO) (ДИАТ), пуна
Абхинав Гупта проверил этот калькулятор и еще 8!

Предварительный проект Калькуляторы

Оптимальная дальность полета реактивного самолета в крейсерском режиме
​ LaTeX ​ Идти Диапазон самолетов = (Скорость при максимальном отношении подъемной силы к лобовому сопротивлению*Максимальная подъемная сила самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)
Предварительная взлётная масса пилотируемого самолёта
​ LaTeX ​ Идти Желаемый взлетный вес = Перенесенная полезная нагрузка+Эксплуатационная пустая масса+Вес топлива, подлежащий перевозке+Вес экипажа
Предварительный взлетный вес пилотируемого самолета с учетом доли топлива и массы пустого самолета
​ LaTeX ​ Идти Желаемый взлетный вес = (Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/(1-Топливная фракция-Пустая весовая фракция)
Топливная фракция
​ LaTeX ​ Идти Топливная фракция = Вес топлива, подлежащий перевозке/Желаемый взлетный вес

Дальность полета вертолета формула

​LaTeX ​Идти
Диапазон самолетов = 270*Вес топлива/Вес самолета*Коэффициент подъема/Коэффициент сопротивления*Эффективность ротора*(Коэффициент потери мощности)/Мощность Удельный расход топлива
R = 270*GT/Wa*CL/CD*ηr*(ξ)/c
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!