Подъем только за счет крыла Калькулятор

✖Подъемная сила, подъемная сила или просто подъемная сила — это сумма всех сил, действующих на тело, которые заставляют его двигаться перпендикулярно направлению потока.ⓘ Подъемная сила [F_L]			+10% -10%
✖Подъёмная сила за счёт хвоста — это подъёмная сила, действующая только на хвост (только) самолёта.ⓘ Подъем за счет хвоста [L_t]			+10% -10%

✖Подъемная сила, создаваемая крылом, — это подъемная сила, действующая на крыло (только) самолета.ⓘ Подъем только за счет крыла [L_w]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Подъем только за счет крыла

Формула

`"L"_{"w"} = "F"_{"L"}-"L"_{"t"}`

Пример

`"800N"="1073.04N"-"273.04N"`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

Подъем только за счет крыла Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Подъемная сила за счет крыла = Подъемная сила-Подъем за счет хвоста
L_w = F_L-L_t
В этой формуле используются 3 Переменные

Используемые переменные

Подъемная сила за счет крыла - (Измеряется в Ньютон) - Подъемная сила, создаваемая крылом, — это подъемная сила, действующая на крыло (только) самолета.
Подъемная сила - (Измеряется в Ньютон) - Подъемная сила, подъемная сила или просто подъемная сила — это сумма всех сил, действующих на тело, которые заставляют его двигаться перпендикулярно направлению потока.
Подъем за счет хвоста - (Измеряется в Ньютон) - Подъёмная сила за счёт хвоста — это подъёмная сила, действующая только на хвост (только) самолёта.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Подъемная сила: 1073.04 Ньютон --> 1073.04 Ньютон Конверсия не требуется
Подъем за счет хвоста: 273.04 Ньютон --> 273.04 Ньютон Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

L_w = F_L-L_t --> 1073.04-273.04

Оценка ... ...

L_w = 800

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

800 Ньютон --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

800 Ньютон <-- Подъемная сила за счет крыла

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Вклад крылатого хвоста » Подъем только за счет крыла

Кредиты

Сделано Винай Мишра

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

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Майаруцельван V

Технологический колледж ПСЖ (PSGCT), Коимбатур

Майаруцельван V проверил этот калькулятор и еще 300+!

< 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

Подъем только за счет крыла формула

Подъемная сила за счет крыла = Подъемная сила-Подъем за счет хвоста
L_w = F_L-L_t

Что создает большую часть подъемной силы самолета?

Каждая часть самолета создает подъемную силу, но большая часть подъемной силы на обычном авиалайнере создается крыльями.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!