Угол бокового смещения для заданного момента от вертикального оперения Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Угол борта = (Момент, создаваемый вертикальным оперением/(Плечо вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части*Динамическое давление вертикального оперения*Вертикальная хвостовая часть))-Угол скольжения
σ = (Nv/(𝒍v*Cv*Qv*Sv))-β
В этой формуле используются 7 Переменные
Используемые переменные
Угол борта - (Измеряется в Радиан) - Угол бокового смещения вызван искажением поля обтекания крыльями и фюзеляжем. Он аналогичен углу смыва вниз для горизонтального оперения.
Момент, создаваемый вертикальным оперением - (Измеряется в Ньютон-метр) - Момент, создаваемый вертикальным оперением, - это момент, создаваемый вертикальным оперением самолета из-за действующей на него боковой силы.
Плечо вертикального оперения - (Измеряется в метр) - Плечо момента вертикального оперения - это расстояние между центром тяжести вертикального оперения и центром тяжести самолета.
Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части - (Измеряется в 1 / радиан) - Наклон кривой вертикального оперения - это наклон, связанный с кривой подъемной силы вертикального оперения самолета.
Динамическое давление вертикального оперения - (Измеряется в паскаль) - Динамическое давление вертикального оперения — это динамическое давление, связанное с вертикальным оперением самолета.
Вертикальная хвостовая часть - (Измеряется в Квадратный метр) - Площадь вертикального оперения - это площадь поверхности вертикального оперения, включая затопленную зону до центральной линии фюзеляжа.
Угол скольжения - (Измеряется в Радиан) - Угол бокового скольжения, также называемый углом бокового скольжения, - это термин, используемый в гидродинамике и аэродинамике, а также в авиации, который относится к вращению центральной линии самолета от относительного ветра.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Момент, создаваемый вертикальным оперением: 2 Ньютон-метр --> 2 Ньютон-метр Конверсия не требуется
Плечо вертикального оперения: 1.2 метр --> 1.2 метр Конверсия не требуется
Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части: 0.7 1 / радиан --> 0.7 1 / радиан Конверсия не требуется
Динамическое давление вертикального оперения: 11 паскаль --> 11 паскаль Конверсия не требуется
Вертикальная хвостовая часть: 5 Квадратный метр --> 5 Квадратный метр Конверсия не требуется
Угол скольжения: 0.05 Радиан --> 0.05 Радиан Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
σ = (Nv/(𝒍v*Cv*Qv*Sv))-β --> (2/(1.2*0.7*11*5))-0.05
Оценка ... ...
σ = -0.00670995670995671
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
-0.00670995670995671 Радиан --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
-0.00670995670995671 -0.00671 Радиан <-- Угол борта
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Сделано Винай Мишра
Индийский институт авиационной техники и информационных технологий (IIAEIT), Пуна
Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!
Проверено Аншика Арья
Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур
Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

10+ Аэродинамические параметры Калькуляторы

Угол бокового смыва с учетом коэффициента момента рыскания с использованием размаха крыльев
Идти Угол борта = (Коэффициент момента рыскания*Справочная область*Размах крыльев*Крыло динамическое давление/(Плечо вертикального оперения*Вертикальная хвостовая часть*Динамическое давление вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части))-Угол скольжения
Коэффициент момента рыскания для заданного наклона кривой подъемной силы
Идти Коэффициент момента рыскания = Плечо вертикального оперения*Вертикальная хвостовая часть*Динамическое давление вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части*(Угол скольжения+Угол борта)/(Справочная область*Размах крыльев*Крыло динамическое давление)
Угол бокового смещения для заданного момента от вертикального оперения
Идти Угол борта = (Момент, создаваемый вертикальным оперением/(Плечо вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части*Динамическое давление вертикального оперения*Вертикальная хвостовая часть))-Угол скольжения
Угол скольжения для заданного момента от вертикального оперения
Идти Угол скольжения = (Момент, создаваемый вертикальным оперением/(Плечо вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части*Динамическое давление вертикального оперения*Вертикальная хвостовая часть))-Угол борта
Угол крена при заданном коэффициенте рыскания
Идти Угол борта = (Коэффициент момента рыскания/(Коэффициент вертикального хвостового объема*Эффективность вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части))-Угол скольжения
Угол бокового скольжения для коэффициента момента рыскания при соотношении вертикального объема хвостового оперения
Идти Угол скольжения = (Коэффициент момента рыскания/(Коэффициент вертикального хвостового объема*Эффективность вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части))-Угол борта
Коэффициент момента рыскания для заданного отношения объема вертикального оперения
Идти Коэффициент момента рыскания = Коэффициент вертикального хвостового объема*Эффективность вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части*(Угол скольжения+Угол борта)
Коэффициент момента рыскания с использованием размаха крыльев
Идти Коэффициент момента рыскания = Момент, создаваемый вертикальным оперением/(Крыло динамическое давление*Справочная область*Размах крыльев)
Угол бокового скольжения для самолета
Идти Угол скольжения = Угол атаки вертикального оперения-Угол борта
Угол борта
Идти Угол борта = Угол атаки вертикального оперения-Угол скольжения

Угол бокового смещения для заданного момента от вертикального оперения формула

Угол борта = (Момент, создаваемый вертикальным оперением/(Плечо вертикального оперения*Наклон кривой вертикального подъема хвостовой части*Динамическое давление вертикального оперения*Вертикальная хвостовая часть))-Угол скольжения
σ = (Nv/(𝒍v*Cv*Qv*Sv))-β

Почему самолеты кренится при повороте?

Самолеты кренится, когда они поворачиваются, потому что для поворота должна быть сила, которая будет приложена к центру круга. При наклоне крыльев подъемная сила на крыльях имеет невертикальную составляющую, которая направлена к центру кривой, обеспечивая центростремительную силу.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!