Угол падения крыла Калькулятор

✖Угол атаки крыла — это угол атаки крыла самолета.ⓘ Угол атаки крыла [α_w]			+10% -10%
✖Угол атаки горизонтального оперения — это угол атаки горизонтального оперения самолета.ⓘ Угол атаки горизонтального оперения [α_t]			+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 падения крыла - это угол между хордой крыла и опорной линией фюзеляжа.ⓘ Угол падения крыла [𝒊_w]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Угол падения крыла

Формула

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

Пример

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

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

Угол падения крыла Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

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

Используемые переменные

Угол падения крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол падения крыла - это угол между хордой крыла и опорной линией фюзеляжа.
Угол атаки крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки крыла — это угол атаки крыла самолета.
Угол атаки горизонтального оперения - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки горизонтального оперения — это угол атаки горизонтального оперения самолета.
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 атаки горизонтального оперения: 0.77 Радиан --> 0.77 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

𝒊_w = α_w-α_t-ε+𝒊_t --> 0.083-0.77-0.095+0.86

Оценка ... ...

𝒊_w = 0.078

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.078 Радиан --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.078 Радиан <-- Угол падения крыла

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Вклад крылатого хвоста » Угол падения крыла

Кредиты

Сделано Винай Мишра

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

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Санджай Кришна

Инженерная школа Амрита (ASE), Валликаву

Санджай Кришна 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 падения крыла формула

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

Почему важен угол падения?

Угол атаки определяет ваш угол атаки, пока вы не наберете достаточную скорость (и прижимную силу хвоста), чтобы оторвать нос. Кроме того, угол падения уменьшает угол тангажа, обеспечивая лучшую видимость во время взлета.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!