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Formule Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière

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La portée optimale de l'avion est définie comme la distance totale (mesurée par rapport au sol) parcourue par l'avion avec un réservoir de carburant. Vérifiez FAQs
Ropt=η⋅LDmaxratioc⋅ln(WiWf)
Ropt - Gamme optimale d'avions?η - Efficacité de l'hélice?LDmaxratio - Rapport portance/traînée maximal des avions?c - Consommation de carburant spécifique à la puissance?Wi - Poids de l'avion au début de la phase de croisière?Wf - Poids de l'avion en fin de phase de croisière?

Exemple Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière

Avec des valeurs
Avec unités
Seul exemple

Voici à quoi ressemble l'équation Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière avec des valeurs.

Voici à quoi ressemble l'équation Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière avec unités.

Voici à quoi ressemble l'équation Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière.

42.2435Edit=0.93Edit⋅19.7Edit0.6Edit⋅ln(514Edit350Edit)
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Maison » La physique » Aérospatial » Mécanique aéronautique » Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière

Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière Solution

Suivez notre solution étape par étape pour savoir comment calculer Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière ?

Premier pas Considérez la formule
Ropt=η⋅LDmaxratioc⋅ln(WiWf)
L'étape suivante Valeurs de remplacement des variables
∴ Ropt=0.93⋅19.70.6kg/h/W⋅ln(514kg350kg)
L'étape suivante Convertir des unités
∴ Ropt=0.93⋅19.70.0002kg/s/W⋅ln(514kg350kg)
L'étape suivante Préparez-vous à évaluer
∴ Ropt=0.93⋅19.70.0002⋅ln(514350)
L'étape suivante Évaluer
∴Ropt=42243.4747386756m
L'étape suivante Convertir en unité de sortie
∴Ropt=42.2434747386757km
Dernière étape Réponse arrondie
∴Ropt=42.2435km

Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière Formule Éléments

Variables
Les fonctions
Gamme optimale d'avions
La portée optimale de l'avion est définie comme la distance totale (mesurée par rapport au sol) parcourue par l'avion avec un réservoir de carburant.
Symbole: Ropt
La mesure: LongueurUnité: km
Note: La valeur peut être positive ou négative.
Efficacité de l'hélice
L'efficacité de l'hélice est définie comme la puissance produite (puissance de l'hélice) divisée par la puissance appliquée (puissance du moteur).
Symbole: η
La mesure: NAUnité: Unitless
Note: La valeur doit être inférieure à 1.
Rapport portance/traînée maximal des avions
Le rapport portance/traînée maximale d'un avion fait référence au rapport le plus élevé entre la force de portance et la force de traînée. Il représente l'équilibre optimal entre portance et traînée pour une efficacité maximale en vol en palier.
Symbole: LDmaxratio
La mesure: NAUnité: Unitless
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Consommation de carburant spécifique à la puissance
La consommation de carburant spécifique à la puissance est une caractéristique du moteur et définie comme le poids de carburant consommé par unité de puissance par unité de temps.
Symbole: c
La mesure: Consommation spécifique de carburantUnité: kg/h/W
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Poids de l'avion au début de la phase de croisière
Le poids de l'avion au début de la phase de croisière est le poids de l'avion juste avant de passer en phase de croisière de la mission.
Symbole: Wi
La mesure: LesterUnité: kg
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Poids de l'avion en fin de phase de croisière
Le poids de l'avion à la fin de la phase de croisière est le poids avant la phase de flânerie/descente/action du plan de mission.
Symbole: Wf
La mesure: LesterUnité: kg
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
ln
Le logarithme naturel, également connu sous le nom de logarithme de base e, est la fonction inverse de la fonction exponentielle naturelle.
Syntaxe: ln(Number)

Crédits

Creator Image
Créé par Vedant Chitte
All India Shri Shivaji Memorials Society, College of Engineering (AISSMS COE PUNE), Puné
Vedant Chitte a créé cette formule et 25+ autres formules !
Verifier Image
Vérifié par Anshika Arya
Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur
Anshika Arya a vérifié cette formule et 2500+ autres formules !

Autres formules dans la catégorie Conception preliminaire

​va Accumulation préliminaire de masse au décollage pour les avions pilotés
DTW=PYL+OEW+FW+Wc
​va Fraction de carburant
Ff=FWDTW
​va Accumulation préliminaire de masse au décollage pour les avions pilotés en fonction de la fraction de carburant et de masse à vide
DTW=PYL+Wc1-Ff-Ef
​va Portée optimale pour les avions à réaction en phase de croisière
R=VL/D(max)⋅LDmaxratioc⋅ln(WiWf)

Comment évaluer Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière ?

L'évaluateur Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière utilise Optimum Range of Aircraft = (Efficacité de l'hélice*Rapport portance/traînée maximal des avions)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière) pour évaluer Gamme optimale d'avions, La portée optimale pour les avions à hélices en phase de croisière fait référence à la distance maximale que l'avion peut parcourir tout en minimisant la consommation de carburant. Elle représente le régime de vol le plus économe en carburant dans lequel l'avion atteint la plus grande distance pour une quantité de carburant donnée. Gamme optimale d'avions est désigné par le symbole Ropt.

Comment évaluer Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière à l'aide de cet évaluateur en ligne ? Pour utiliser cet évaluateur en ligne pour Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière, saisissez Efficacité de l'hélice (η), Rapport portance/traînée maximal des avions (LDmaxratio), Consommation de carburant spécifique à la puissance (c), Poids de l'avion au début de la phase de croisière (Wi) & Poids de l'avion en fin de phase de croisière (Wf) et appuyez sur le bouton Calculer.

FAQs sur Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière

Quelle est la formule pour trouver Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière ?
La formule de Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière est exprimée sous la forme Optimum Range of Aircraft = (Efficacité de l'hélice*Rapport portance/traînée maximal des avions)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière). Voici un exemple : 42243.47 = (0.93*19.7)/0.000166666666666667*ln(514/350).
Comment calculer Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière ?
Avec Efficacité de l'hélice (η), Rapport portance/traînée maximal des avions (LDmaxratio), Consommation de carburant spécifique à la puissance (c), Poids de l'avion au début de la phase de croisière (Wi) & Poids de l'avion en fin de phase de croisière (Wf), nous pouvons trouver Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière en utilisant la formule - Optimum Range of Aircraft = (Efficacité de l'hélice*Rapport portance/traînée maximal des avions)/Consommation de carburant spécifique à la puissance*ln(Poids de l'avion au début de la phase de croisière/Poids de l'avion en fin de phase de croisière). Cette formule utilise également la ou les fonctions Logarithme naturel (ln).
Le Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière peut-il être négatif ?
Oui, le Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière, mesuré dans Longueur peut, doit être négatif.
Quelle unité est utilisée pour mesurer Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière ?
Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière est généralement mesuré à l'aide de Kilomètre[km] pour Longueur. Mètre[km], Millimètre[km], Décimètre[km] sont les quelques autres unités dans lesquelles Portée optimale pour les avions à propulsion en phase de croisière peut être mesuré.
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