Heckneigungsmomentkoeffizient bei gegebener Heckeffizienz Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung
Gebrauchte Formel
Heckneigungsmomentkoeffizient = -(Heckeffizienz*Horizontaler Heckbereich*Horizontaler Heckmomentarm*Hecklift-Koeffizient)/(Referenzbereich*Mittlere aerodynamische Sehne)
Cmt = -(η*St*𝒍t*CTlift)/(S*cma)
Diese formel verwendet 7 Variablen
Verwendete Variablen
Heckneigungsmomentkoeffizient - Der Heckneigungsmomentkoeffizient ist der Koeffizient des Neigungsmoments, das mit dem horizontalen Heck eines Flugzeugs verbunden ist.
Heckeffizienz - Unter Heckeffizienz versteht man das Verhältnis des dynamischen Drucks am Heck zum dynamischen Druck an den Flügeln eines Flugzeugs.
Horizontaler Heckbereich - (Gemessen in Quadratmeter) - Die horizontale Heckfläche ist die Oberfläche des horizontalen Stabilisators eines Flugzeugs, die für Nickstabilität und Kontrolle sorgt.
Horizontaler Heckmomentarm - (Gemessen in Meter) - Der horizontale Heckmomentarm ist der Abstand zwischen dem Auftriebsmittelpunkt des horizontalen Hecks und dem Schwerpunkt des Flugzeugs.
Hecklift-Koeffizient - Der Tail Lift Coefficient ist der Auftriebskoeffizient, der (nur) mit dem Heck eines Flugzeugs verbunden ist. Es handelt sich um eine dimensionslose Größe.
Referenzbereich - (Gemessen in Quadratmeter) - Der Referenzbereich ist willkürlich ein Bereich, der für das betrachtete Objekt charakteristisch ist. Bei einem Flugzeugflügel wird die Grundrissfläche des Flügels als Referenzflügelfläche oder einfach als Flügelfläche bezeichnet.
Mittlere aerodynamische Sehne - (Gemessen in Meter) - Die mittlere aerodynamische Sehne ist eine zweidimensionale Darstellung des gesamten Flügels.
SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit
Heckeffizienz: 0.92 --> Keine Konvertierung erforderlich
Horizontaler Heckbereich: 1.8 Quadratmeter --> 1.8 Quadratmeter Keine Konvertierung erforderlich
Horizontaler Heckmomentarm: 0.801511 Meter --> 0.801511 Meter Keine Konvertierung erforderlich
Hecklift-Koeffizient: 0.3 --> Keine Konvertierung erforderlich
Referenzbereich: 5.08 Quadratmeter --> 5.08 Quadratmeter Keine Konvertierung erforderlich
Mittlere aerodynamische Sehne: 0.2 Meter --> 0.2 Meter Keine Konvertierung erforderlich
SCHRITT 2: Formel auswerten
Eingabewerte in Formel ersetzen
Cmt = -(η*St*𝒍t*CTlift)/(S*cma) --> -(0.92*1.8*0.801511*0.3)/(5.08*0.2)
Auswerten ... ...
Cmt = -0.391919945669291
SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit
-0.391919945669291 --> Keine Konvertierung erforderlich
ENDGÜLTIGE ANTWORT
-0.391919945669291 -0.39192 <-- Heckneigungsmomentkoeffizient
(Berechnung in 00.008 sekunden abgeschlossen)

Credits

Creator Image
Erstellt von Vinay Mishra
Indisches Institut für Luftfahrttechnik und Informationstechnologie (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra hat diesen Rechner und 300+ weitere Rechner erstellt!
Verifier Image
Geprüft von Maiarutselvan V.
PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore
Maiarutselvan V. hat diesen Rechner und 300+ weitere Rechner verifiziert!

Schwanzbeitrag Taschenrechner

Hecknickmoment bei gegebenem Auftriebskoeffizienten
​ LaTeX ​ Gehen Nickmoment durch Heck = -(Horizontaler Heckmomentarm*Hecklift-Koeffizient*Freestream-Dichte*Geschwindigkeitsschwanz^2*Horizontaler Heckbereich)/2
Hecknickmoment bei gegebenem Momentenkoeffizienten
​ LaTeX ​ Gehen Nickmoment durch Heck = (Heckneigungsmomentkoeffizient*Freestream-Dichte*Fluggeschwindigkeit^2*Referenzbereich*Mittlere aerodynamische Sehne)/2
Heckhub bei gegebenem Hecknickmoment
​ LaTeX ​ Gehen Auftrieb durch Heck = -(Nickmoment durch Heck/Horizontaler Heckmomentarm)
Nickmoment durch Heck
​ LaTeX ​ Gehen Nickmoment durch Heck = -Horizontaler Heckmomentarm*Auftrieb durch Heck

Heckneigungsmomentkoeffizient bei gegebener Heckeffizienz Formel

​LaTeX ​Gehen
Heckneigungsmomentkoeffizient = -(Heckeffizienz*Horizontaler Heckbereich*Horizontaler Heckmomentarm*Hecklift-Koeffizient)/(Referenzbereich*Mittlere aerodynamische Sehne)
Cmt = -(η*St*𝒍t*CTlift)/(S*cma)

Was ist der Vorteil von T empennage?

Eine reaktionsschnelle Pitch-Kontrolle ist entscheidend für Flugzeuge, die mit niedriger Geschwindigkeit fliegen, um eine effektive Rotation bei der Landung zu ermöglichen. Diese Konfiguration ermöglicht auch eine Hochleistungsaerodynamik und ein ausgezeichnetes Gleitverhältnis, da das Leitwerk weniger vom Windschatten des Flügels und des Rumpfes beeinflusst wird.

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