Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа Калькулятор

✖Коэффициент момента тангажа хвоста - это коэффициент момента тангажа, связанного с горизонтальным оперением самолета.ⓘ Коэффициент момента тангажа хвоста [Cm_t]			+10% -10%
✖Эталонная область — это условно область, характерная для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла или просто площадью крыла.ⓘ Справочная область [S]			+10% -10%
✖Средняя аэродинамическая хорда - это двумерное изображение всего крыла.ⓘ Средняя аэродинамическая хорда [c_ma]			+10% -10%
✖Эффективность хвоста определяется как отношение динамического давления, связанного с хвостом, к динамическому давлению, связанному с крылом самолета.ⓘ Эффективность хвоста [η]			+10% -10%
✖Горизонтальное оперение — это площадь горизонтального оперения самолета.ⓘ Горизонтальное хвостовое оперение [S_t]			+10% -10%
✖Плечо момента горизонтального оперения - это расстояние между центром подъемной силы горизонтального оперения и центром тяжести самолета.ⓘ Плечо горизонтального оперения [𝒍_t]			+10% -10%

✖Коэффициент подъемной силы хвоста — это коэффициент подъемной силы, связанный с (только) хвостовой частью самолета. Это безразмерная величина.ⓘ Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа [CT_lift]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа

Формула

`"CT"_{"lift"} = -"Cm"_{"t"}*"S"*"c"_{"ma"}/("η"*"S"_{"t"}*"𝒍"_{"t"})`

Пример

`"0.299094"=-"-0.39"*"5.08m²"*"0.2m"/("0.92"*"1.8m²"*"0.8m")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF

Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент подъема хвостовой части = -Коэффициент момента тангажа хвоста*Справочная область*Средняя аэродинамическая хорда/(Эффективность хвоста*Горизонтальное хвостовое оперение*Плечо горизонтального оперения)
CT_lift = -Cm_t*S*c_ma/(η*S_t*𝒍_t)
В этой формуле используются 7 Переменные

Используемые переменные

Коэффициент подъема хвостовой части - Коэффициент подъемной силы хвоста — это коэффициент подъемной силы, связанный с (только) хвостовой частью самолета. Это безразмерная величина.
Коэффициент момента тангажа хвоста - Коэффициент момента тангажа хвоста - это коэффициент момента тангажа, связанного с горизонтальным оперением самолета.
Справочная область - (Измеряется в Квадратный метр) - Эталонная область — это условно область, характерная для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла или просто площадью крыла.
Средняя аэродинамическая хорда - (Измеряется в метр) - Средняя аэродинамическая хорда - это двумерное изображение всего крыла.
Эффективность хвоста - Эффективность хвоста определяется как отношение динамического давления, связанного с хвостом, к динамическому давлению, связанному с крылом самолета.
Горизонтальное хвостовое оперение - (Измеряется в Квадратный метр) - Горизонтальное оперение — это площадь горизонтального оперения самолета.
Плечо горизонтального оперения - (Измеряется в метр) - Плечо момента горизонтального оперения - это расстояние между центром подъемной силы горизонтального оперения и центром тяжести самолета.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Коэффициент момента тангажа хвоста: -0.39 --> Конверсия не требуется
Справочная область: 5.08 Квадратный метр --> 5.08 Квадратный метр Конверсия не требуется
Средняя аэродинамическая хорда: 0.2 метр --> 0.2 метр Конверсия не требуется
Эффективность хвоста: 0.92 --> Конверсия не требуется
Горизонтальное хвостовое оперение: 1.8 Квадратный метр --> 1.8 Квадратный метр Конверсия не требуется
Плечо горизонтального оперения: 0.8 метр --> 0.8 метр Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

CT_lift = -Cm_t*S*c_ma/(η*S_t*𝒍_t) --> -(-0.39)*5.08*0.2/(0.92*1.8*0.8)

Оценка ... ...

CT_lift = 0.299094202898551

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.299094202898551 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.299094202898551 ≈ 0.299094 <-- Коэффициент подъема хвостовой части

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Вклад крылатого хвоста » Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа

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

Коэффициент гидроборта для данного коэффициента тангажа формула

Что такое прогиб лифта?

Лифт имеет откидную форму и отклоняется вверх-вниз. При таком отклонении изменяется изгиб крыловой поверхности хвостового оперения и, следовательно, изменяется коэффициент подъемной силы оперения.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!