Угол атаки в хвосте Калькулятор

✖Угол атаки крыла — это угол атаки крыла самолета.ⓘ Угол атаки крыла [α_w]			+10% -10%
✖Угол падения крыла - это угол между хордой крыла и опорной линией фюзеляжа.ⓘ Угол падения крыла [𝒊_w]			+10% -10%
✖Угол смыва вниз - это угол, образованный между направлением движения воздуха при приближении к аэродинамической поверхности и при выходе из нее.ⓘ Угол смыва вниз [ε]			+10% -10%
✖Угол падения хвоста - это угол между опорной хордой горизонтального оперения и опорной линией фюзеляжа.ⓘ Угол падения хвоста [𝒊_t]			+10% -10%

✖Угол атаки горизонтального оперения — это угол атаки горизонтального оперения самолета.ⓘ Угол атаки в хвосте [α_t]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Угол атаки в хвосте

Формула

`"α"_{"t"} = "α"_{"w"}-"𝒊"_{"w"}-"ε"+"𝒊"_{"t"}`

Пример

`"0.77rad"="0.083rad"-"0.078rad"-"0.095rad"+"0.86rad"`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

Угол атаки в хвосте Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Угол атаки горизонтального оперения = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол смыва вниз+Угол падения хвоста
α_t = α_w-𝒊_w-ε+𝒊_t
В этой формуле используются 5 Переменные

Используемые переменные

Угол атаки горизонтального оперения - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки горизонтального оперения — это угол атаки горизонтального оперения самолета.
Угол атаки крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки крыла — это угол атаки крыла самолета.
Угол падения крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол падения крыла - это угол между хордой крыла и опорной линией фюзеляжа.
Угол смыва вниз - (Измеряется в Радиан) - Угол смыва вниз - это угол, образованный между направлением движения воздуха при приближении к аэродинамической поверхности и при выходе из нее.
Угол падения хвоста - (Измеряется в Радиан) - Угол падения хвоста - это угол между опорной хордой горизонтального оперения и опорной линией фюзеляжа.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Угол атаки крыла: 0.083 Радиан --> 0.083 Радиан Конверсия не требуется
Угол падения крыла: 0.078 Радиан --> 0.078 Радиан Конверсия не требуется
Угол смыва вниз: 0.095 Радиан --> 0.095 Радиан Конверсия не требуется
Угол падения хвоста: 0.86 Радиан --> 0.86 Радиан Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_t = α_w-𝒊_w-ε+𝒊_t --> 0.083-0.078-0.095+0.86

Оценка ... ...

α_t = 0.77

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.77 Радиан --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.77 Радиан <-- Угол атаки горизонтального оперения

(Расчет завершен через 00.020 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Вклад крылатого хвоста » Угол атаки в хвосте

Кредиты

Сделано Винай Мишра

Индийский институт авиационной техники и информационных технологий (IIAEIT), Пуна

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Шикха Маурья

Индийский технологический институт (ИИТ), Бомбей

Шикха Маурья проверил этот калькулятор и еще 200+!

< 15 Вклад крылатого хвоста Калькуляторы

Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа

Идти Коэффициент подъема хвостовой части = -Коэффициент момента тангажа хвоста*Справочная область*Средняя аэродинамическая хорда/(Эффективность хвоста*Горизонтальное хвостовое оперение*Плечо горизонтального оперения)

Коэффициент гидроборта для данного момента тангажа

Идти Коэффициент подъема хвостовой части = -2*Момент качки из-за хвоста/(Плечо горизонтального оперения*Плотность свободного потока*Скорость хвоста^2*Горизонтальное хвостовое оперение)

Площадь хвоста для заданной эффективности хвостового оперения

Идти Горизонтальное хвостовое оперение = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Коэффициент подъема хвостовой части*Эффективность хвоста)

Хвостовой КПД для заданных коэффициентов подъемной силы

Идти Эффективность хвоста = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Коэффициент подъема хвостовой части*Горизонтальное хвостовое оперение)

Коэффициент подъемной силы крыла-хвостовой комбинации

Идти Коэффициент подъема хвостовой части = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Эффективность хвоста*Горизонтальное хвостовое оперение)

Коэффициент подъемной силы крыла в комбинации крыло-оперение

Идти Коэффициент подъемной силы крыла = Коэффициент подъема-(Эффективность хвоста*Горизонтальное хвостовое оперение*Коэффициент подъема хвостовой части/Справочная область)

Общий коэффициент подъемной силы комбинации крыло-оперение

Идти Коэффициент подъема = Коэффициент подъемной силы крыла+(Эффективность хвоста*Горизонтальное хвостовое оперение*Коэффициент подъема хвостовой части/Справочная область)

Угол атаки в хвосте

Идти Угол атаки горизонтального оперения = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол смыва вниз+Угол падения хвоста

Угол падения хвоста

Идти Угол падения хвоста = Угол атаки горизонтального оперения-Угол атаки крыла+Угол падения крыла+Угол смыва вниз

Угол падения крыла

Идти Угол падения крыла = Угол атаки крыла-Угол атаки горизонтального оперения-Угол смыва вниз+Угол падения хвоста

Угол атаки крыла

Идти Угол атаки крыла = Угол атаки горизонтального оперения+Угол падения крыла+Угол смыва вниз-Угол падения хвоста

Угол смыва вниз

Идти Угол смыва вниз = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол атаки горизонтального оперения+Угол падения хвоста

Общая подъемная сила комбинации крыло-оперение

Идти Подъемная сила = Подъемная сила за счет крыла+Подъем за счет хвоста

Подъем только за счет крыла

Идти Подъемная сила за счет крыла = Подъемная сила-Подъем за счет хвоста

Подъем только за хвост

Идти Подъем за счет хвоста = Подъемная сила-Подъемная сила за счет крыла

Угол атаки в хвосте формула

Угол атаки горизонтального оперения = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол смыва вниз+Угол падения хвоста
α_t = α_w-𝒊_w-ε+𝒊_t

Какой угол атаки лучше всего?

Наилучший угол атаки - это угол, обеспечивающий наилучшее значение подъемной силы / сопротивления (L / D) и, следовательно, наивысшую крейсерскую эффективность.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!