Скорость поворота при заданной нагрузке крыла Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Скорость поворота = [g]*(sqrt(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*Загрузка крыла)))
ω = [g]*(sqrt(ρ*CL*n/(2*WS)))
В этой формуле используются 1 Константы, 1 Функции, 5 Переменные
Используемые константы
[g] - Zwaartekrachtversnelling op aarde Значение, принятое как 9.80665
Используемые функции
sqrt - Een vierkantswortelfunctie is een functie die een niet-negatief getal als invoer neemt en de vierkantswortel van het gegeven invoergetal retourneert., sqrt(Number)
Используемые переменные
Скорость поворота - (Измеряется в Радиан в секунду) - Скорость поворота — это скорость, с которой самолет выполняет поворот, выраженная в градусах в секунду.
Плотность свободного потока - (Измеряется в Килограмм на кубический метр) - Плотность набегающего потока — это масса на единицу объема воздуха далеко вверх по потоку от аэродинамического тела на заданной высоте.
Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы представляет собой безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей эталонной площадью.
Коэффициент нагрузки - Коэффициент нагрузки — это отношение аэродинамической силы, действующей на самолет, к полной массе самолета.
Загрузка крыла - (Измеряется в паскаль) - Нагрузка на крыло — это масса самолета в снаряженном состоянии, деленная на площадь крыла.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Плотность свободного потока: 1.225 Килограмм на кубический метр --> 1.225 Килограмм на кубический метр Конверсия не требуется
Коэффициент подъема: 0.002 --> Конверсия не требуется
Коэффициент нагрузки: 1.2 --> Конверсия не требуется
Загрузка крыла: 5 паскаль --> 5 паскаль Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
ω = [g]*(sqrt(ρ*CL*n/(2*WS))) --> [g]*(sqrt(1.225*0.002*1.2/(2*5)))
Оценка ... ...
ω = 0.168149020102453
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
0.168149020102453 Радиан в секунду -->9.63422918113278 Градус в секунду (Проверьте преобразование здесь)
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
9.63422918113278 9.634229 Градус в секунду <-- Скорость поворота
(Расчет завершен через 00.019 секунд)

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+!

25 Маневр с высоким коэффициентом нагрузки Калькуляторы

Скорость поворота для заданного коэффициента подъемной силы
Идти Скорость поворота = [g]*(sqrt((Справочная область*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки)/(2*Вес самолета)))
Скорость поворота при заданной нагрузке крыла
Идти Скорость поворота = [g]*(sqrt(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*Загрузка крыла)))
Коэффициент подъемной силы для заданной скорости поворота
Идти Коэффициент подъема = 2*Вес самолета*(Скорость поворота^2)/(([g]^2)*Плотность свободного потока*Коэффициент нагрузки*Справочная область)
Коэффициент подъемной силы для заданного радиуса поворота
Идти Коэффициент подъема = Вес самолета/(0.5*Плотность свободного потока*Справочная область*[g]*Радиус поворота)
Радиус поворота для данного коэффициента подъемной силы
Идти Радиус поворота = 2*Вес самолета/(Плотность свободного потока*Справочная область*[g]*Коэффициент подъема)
Нагрузка на крыло для заданной скорости поворота
Идти Загрузка крыла = ([g]^2)*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*(Скорость поворота^2))
Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота
Идти Коэффициент подъема = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Радиус поворота*[g])
Нагрузка на крыло для заданного радиуса поворота
Идти Загрузка крыла = (Радиус поворота*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*[g])/2
Радиус поворота при заданной нагрузке на крыло
Идти Радиус поворота = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*[g])
Скорость для заданного радиуса маневра подтягивания
Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*[g]*(Коэффициент нагрузки-1))
Заданная скорость Радиус маневра при вытягивании
Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*[g]*(Коэффициент нагрузки+1))
Скорость с учетом радиуса поворота для высокого коэффициента нагрузки
Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*Коэффициент нагрузки*[g])
Указанный коэффициент нагрузки Радиус маневра подтягивания
Идти Коэффициент нагрузки = 1+((Скорость^2)/(Радиус поворота*[g]))
Приведенный коэффициент нагрузки Радиус маневра опускания
Идти Коэффициент нагрузки = ((Скорость^2)/(Радиус поворота*[g]))-1
Радиус маневра подтягивания
Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*(Коэффициент нагрузки-1))
Радиус маневра опускания
Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*(Коэффициент нагрузки+1))
Изменение угла атаки из-за восходящего порыва ветра
Идти Изменение угла атаки = tan(Скорость порыва/Скорость полета)
Коэффициент перегрузки для заданного радиуса разворота для высокопроизводительного истребителя
Идти Коэффициент нагрузки = (Скорость^2)/([g]*Радиус поворота)
Коэффициент нагрузки с учетом скорости маневра подтягивания
Идти Коэффициент нагрузки = 1+(Скорость*Скорость поворота/[g])
Радиус поворота для высокого коэффициента нагрузки
Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*Коэффициент нагрузки)
Скорость для данной скорости маневра подтягивания
Идти Скорость = [g]*(Коэффициент нагрузки-1)/Скорость поворота
Скорость маневра подтягивания
Идти Скорость поворота = [g]*(Коэффициент нагрузки-1)/Скорость
Скорость маневра опускания
Идти Скорость поворота = [g]*(1+Коэффициент нагрузки)/Скорость
Коэффициент перегрузки для заданной скорости разворота высокопроизводительного истребителя
Идти Коэффициент нагрузки = Скорость*Скорость поворота/[g]
Скорость поворота при высоком коэффициенте нагрузки
Идти Скорость поворота = [g]*Коэффициент нагрузки/Скорость

Скорость поворота при заданной нагрузке крыла формула

Скорость поворота = [g]*(sqrt(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*Загрузка крыла)))
ω = [g]*(sqrt(ρ*CL*n/(2*WS)))

Можем ли мы оценить тяговую нагрузку на основе нагрузки на крыло?

Тяговая нагрузка и нагрузка на крыло являются одними из важнейших параметров конструкции самолета. Конструктор может найти их оба, оценив осевую нагрузку и затем оценив нагрузку на крыло, или наоборот.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!