Heben Sie die gegebene Rollrate an Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung
Gebrauchte Formel
Auftrieb in Bezug auf die Rollrate = -2*int(Steigung der Liftkurve*((Rollrate*x)/Referenzgeschwindigkeit über die X-Achse)*Neigungsrate*Akkord*x,x,0,Spannweite/2)
L = -2*int(Clα*((p*x)/u0)*Q*c*x,x,0,b/2)
Diese formel verwendet 1 Funktionen, 7 Variablen
Verwendete Funktionen
int - Mit dem bestimmten Integral kann die Nettofläche mit Vorzeichen berechnet werden. Dabei handelt es sich um die Fläche oberhalb der x-Achse abzüglich der Fläche unterhalb der x-Achse., int(expr, arg, from, to)
Verwendete Variablen
Auftrieb in Bezug auf die Rollrate - (Gemessen in Newton) - Der Auftrieb im Verhältnis zur Rollrate bezieht sich auf die Beziehung zwischen der von den Tragflächen eines Flugzeugs erzeugten Auftriebskraft und der Geschwindigkeit, mit der das Flugzeug um seine Längsachse rollt.
Steigung der Liftkurve - Die Steigung der Auftriebskurve ist ein charakteristischer Parameter in der Aerodynamik, der die Veränderung des Auftriebskoeffizienten in Abhängigkeit von der Veränderung des Anstellwinkels eines Tragflächenprofils oder Flügels quantifiziert.
Rollrate - (Gemessen in Bogenmaß pro Quadratsekunde) - Unter Rollrate versteht man die Geschwindigkeit, mit der sich ein Flugzeug um seine Längsachse dreht, wodurch es sich neigt oder auf eine Seite neigt.
Referenzgeschwindigkeit über die X-Achse - (Gemessen in Meter pro Sekunde) - Die Referenzgeschwindigkeit entlang der X-Achse bezieht sich normalerweise auf die Geschwindigkeitskomponente entlang der X-Achse (horizontale Achse) eines Koordinatensystems.
Neigungsrate - (Gemessen in Bogenmaß pro Quadratsekunde) - Mit der Pitch Rate ist die Änderungsrate des Nickwinkels eines Flugzeugs im Laufe der Zeit gemeint.
Akkord - (Gemessen in Meter) - Die Sehne ist der Abstand zwischen der Hinterkante und dem Punkt, an dem die Sehne die Vorderkante schneidet.
Spannweite - (Gemessen in Meter) - Die Flügelspannweite (oder einfach Spannweite) eines Vogels oder eines Flugzeugs ist der Abstand von einer Flügelspitze zur anderen Flügelspitze.
SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit
Steigung der Liftkurve: -0.1 --> Keine Konvertierung erforderlich
Rollrate: 0.5 Bogenmaß pro Quadratsekunde --> 0.5 Bogenmaß pro Quadratsekunde Keine Konvertierung erforderlich
Referenzgeschwindigkeit über die X-Achse: 50 Meter pro Sekunde --> 50 Meter pro Sekunde Keine Konvertierung erforderlich
Neigungsrate: 0.55 Bogenmaß pro Quadratsekunde --> 0.55 Bogenmaß pro Quadratsekunde Keine Konvertierung erforderlich
Akkord: 2.1 Meter --> 2.1 Meter Keine Konvertierung erforderlich
Spannweite: 200 Meter --> 200 Meter Keine Konvertierung erforderlich
SCHRITT 2: Formel auswerten
Eingabewerte in Formel ersetzen
L = -2*int(Clα*((p*x)/u0)*Q*c*x,x,0,b/2) --> -2*int((-0.1)*((0.5*x)/50)*0.55*2.1*x,x,0,200/2)
Auswerten ... ...
L = 770.000000358559
SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit
770.000000358559 Newton --> Keine Konvertierung erforderlich
ENDGÜLTIGE ANTWORT
770.000000358559 770 Newton <-- Auftrieb in Bezug auf die Rollrate
(Berechnung in 00.098 sekunden abgeschlossen)

Credits

Creator Image
Erstellt von LOKESH
Sri Ramakrishna Engineering College (SREC), COIMBATORE
LOKESH hat diesen Rechner und 25+ weitere Rechner erstellt!
Verifier Image
Geprüft von Harter Raj
Indisches Institut für Technologie, Kharagpur (IIT KGP), West Bengal
Harter Raj hat diesen Rechner und 100+ weitere Rechner verifiziert!

Seitliche Kontrolle Taschenrechner

Querruderauslenkung bei gegebenem Querruderauftriebskoeffizienten
​ LaTeX ​ Gehen Auftriebskoeffizient Rollkontrolle = (2*Ableitung des Flügelauftriebskoeffizienten*Klappenwirksamkeitsparameter*Ausschlag des Querruders)/(Flügelfläche*Spannweite)*int(Akkord*x,x,Anfangslänge,Endgültige Länge)
Rollkontrollleistung
​ LaTeX ​ Gehen Rollkontrollleistung = (2*Ableitung des Flügelauftriebskoeffizienten*Klappenwirksamkeitsparameter)/(Flügelfläche*Spannweite)*int(Akkord*x,x,Anfangslänge,Endgültige Länge)
Auftriebskoeffizient des Querruderabschnitts bei gegebener Querruderauslenkung
​ LaTeX ​ Gehen Auftriebskoeffizient Rollkontrolle = Auftriebskoeffizient Neigungsrollkontrolle*(Änderungsrate des Anstellwinkels/Änderungsrate der Querruderauslenkung)*Ausschlag des Querruders
Wirksamkeit der Querrudersteuerung bei Querruderauslenkung
​ LaTeX ​ Gehen Klappenwirksamkeitsparameter = Auftriebskoeffizient Rollkontrolle/(Auftriebskoeffizient Neigungsrollkontrolle*Ausschlag des Querruders)

Heben Sie die gegebene Rollrate an Formel

​LaTeX ​Gehen
Auftrieb in Bezug auf die Rollrate = -2*int(Steigung der Liftkurve*((Rollrate*x)/Referenzgeschwindigkeit über die X-Achse)*Neigungsrate*Akkord*x,x,0,Spannweite/2)
L = -2*int(Clα*((p*x)/u0)*Q*c*x,x,0,b/2)

Was ist „Lift Respect to Roll Rate“?

„Auftrieb in Bezug auf die Rollrate“ bezieht sich auf das aerodynamische Phänomen, bei dem Änderungen in der Rollrate eines Flugzeugs die von seinen Flügeln erzeugte Auftriebskraft beeinflussen. Wenn ein Flugzeug rollt, erfahren seine Flügel eine Änderung des Anstellwinkels relativ zur Luftströmung, was zu einer Änderung des Anstellwinkels führt in Variationen im Auftrieb.

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