Coefficient de moment de tangage pour la contribution du fuselage Calculatrice

✖Le facteur de correction final pour le rapport de forme physique peut être quantifié par le rapport de finesse du fuselage (FR), défini comme la longueur du corps divisée par son diamètre maximum.ⓘ Facteur de correction final pour le ratio de condition physique [k₂]			+10% -10%
✖Le facteur de correction initial du rapport de forme physique peut être quantifié par le rapport de finesse du fuselage (FR), défini comme la longueur du corps divisée par son diamètre maximum.ⓘ Facteur de correction initial pour le ratio de condition physique [k₁]			+10% -10%
✖La zone de l'aile est la zone projetée de la forme en plan et est délimitée par les bords d'attaque et de fuite ainsi que par les extrémités des ailes.ⓘ Zone de l'aile [S_w]			+10% -10%
✖La corde aérodynamique moyenne est une représentation bidimensionnelle de l'aile entière.ⓘ Corde aérodynamique moyenne [c_ma]			+10% -10%
✖La largeur moyenne du fuselage fait référence au diamètre ou à la largeur typique de la structure centrale du corps d'un avion.ⓘ Largeur moyenne du fuselage [w_f]			+10% -10%
✖L'angle de portance nulle de l'aile, par rapport à la ligne de référence du fuselage, fait référence à l'angle formé entre la ligne de corde de l'aile et la ligne de référence du fuselage.ⓘ Angle de levage nul de l'aile [α_0,w]			+10% -10%
✖L'incidence de la ligne de cambrure du fuselage par rapport à la ligne de référence du fuselage fait référence à l'angle formé entre la ligne de cambrure du fuselage et la ligne de référence du fuselage.ⓘ Incidence de la ligne de carrossage du fuselage [i_f]			+10% -10%

✖Le coefficient de moment pour la contribution du fuselage est la somme des contributions de chaque composant du fuselage, y compris le nez, la cabine et le cône de queue.ⓘ Coefficient de moment de tangage pour la contribution du fuselage [Cm_0,f]

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Coefficient de moment de tangage pour la contribution du fuselage Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Coefficient de moment pour la contribution du fuselage = (Facteur de correction final pour le ratio de condition physique-Facteur de correction initial pour le ratio de condition physique)/(36.5*Zone de l'aile*Corde aérodynamique moyenne)*int(Largeur moyenne du fuselage^2*(Angle de levage nul de l'aile+Incidence de la ligne de carrossage du fuselage),x,0,Incidence de la ligne de carrossage du fuselage)
Cm_0,f = (k₂-k₁)/(36.5*S_w*c_ma)*int(w_f^2*(α_0,w+i_f),x,0,i_f)
Cette formule utilise 1 Les fonctions, 8 Variables

Fonctions utilisées

int - L'intégrale définie peut être utilisée pour calculer l'aire nette signée, qui est l'aire au-dessus de l'axe des x moins l'aire en dessous de l'axe des x., int(expr, arg, from, to)

Variables utilisées

Coefficient de moment pour la contribution du fuselage - Le coefficient de moment pour la contribution du fuselage est la somme des contributions de chaque composant du fuselage, y compris le nez, la cabine et le cône de queue.
Facteur de correction final pour le ratio de condition physique - Le facteur de correction final pour le rapport de forme physique peut être quantifié par le rapport de finesse du fuselage (FR), défini comme la longueur du corps divisée par son diamètre maximum.
Facteur de correction initial pour le ratio de condition physique - Le facteur de correction initial du rapport de forme physique peut être quantifié par le rapport de finesse du fuselage (FR), défini comme la longueur du corps divisée par son diamètre maximum.
Zone de l'aile - (Mesuré en Mètre carré) - La zone de l'aile est la zone projetée de la forme en plan et est délimitée par les bords d'attaque et de fuite ainsi que par les extrémités des ailes.
Corde aérodynamique moyenne - (Mesuré en Mètre) - La corde aérodynamique moyenne est une représentation bidimensionnelle de l'aile entière.
Largeur moyenne du fuselage - (Mesuré en Mètre) - La largeur moyenne du fuselage fait référence au diamètre ou à la largeur typique de la structure centrale du corps d'un avion.
Angle de levage nul de l'aile - (Mesuré en Radian) - L'angle de portance nulle de l'aile, par rapport à la ligne de référence du fuselage, fait référence à l'angle formé entre la ligne de corde de l'aile et la ligne de référence du fuselage.
Incidence de la ligne de carrossage du fuselage - L'incidence de la ligne de cambrure du fuselage par rapport à la ligne de référence du fuselage fait référence à l'angle formé entre la ligne de cambrure du fuselage et la ligne de référence du fuselage.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Facteur de correction final pour le ratio de condition physique: 10.1 --> Aucune conversion requise
Facteur de correction initial pour le ratio de condition physique: 10 --> Aucune conversion requise
Zone de l'aile: 184 Mètre carré --> 184 Mètre carré Aucune conversion requise
Corde aérodynamique moyenne: 0.2 Mètre --> 0.2 Mètre Aucune conversion requise
Largeur moyenne du fuselage: 3.45 Mètre --> 3.45 Mètre Aucune conversion requise
Angle de levage nul de l'aile: 0.31 Radian --> 0.31 Radian Aucune conversion requise
Incidence de la ligne de carrossage du fuselage: 3.62 --> Aucune conversion requise

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

Cm_0,f = (k₂-k₁)/(36.5*S_w*c_ma)*int(w_f^2*(α_0,w+i_f),x,0,i_f) --> (10.1-10)/(36.5*184*0.2)*int(3.45^2*(0.31+3.62),x,0,3.62)

Évaluer ... ...

Cm_0,f = 0.0126066190068493

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

0.0126066190068493 --> Aucune conversion requise

RÉPONSE FINALE

0.0126066190068493 ≈ 0.012607 <-- Coefficient de moment pour la contribution du fuselage

(Calcul effectué en 00.020 secondes)

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Crédits

Créé par LOKESH

Collège d'ingénierie Sri Ramakrishna (SREC), COIMBATORE

LOKESH a créé cette calculatrice et 25+ autres calculatrices!

Vérifié par Raj dur

Institut indien de technologie, Kharagpur (IIT KGP), Bengale-Occidental

Raj dur a validé cette calculatrice et 100+ autres calculatrices!

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Coefficient de moment de tangage pour la contribution du fuselage

LaTeX Aller Coefficient de moment pour la contribution du fuselage = (Facteur de correction final pour le ratio de condition physique-Facteur de correction initial pour le ratio de condition physique)/(36.5*Zone de l'aile*Corde aérodynamique moyenne)*int(Largeur moyenne du fuselage^2*(Angle de levage nul de l'aile+Incidence de la ligne de carrossage du fuselage),x,0,Incidence de la ligne de carrossage du fuselage)

Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage

LaTeX Aller Coefficient de moment pour la contribution du fuselage = (1/(36.5*Zone de l'aile*Envergure))*sum(x,0,Envergure/2,Largeur moyenne du fuselage^2*(Angle de levage nul de l'aile+Incidence de la ligne de carrossage du fuselage)*Incrément de longueur du fuselage)

Coefficient de moment de tangage pour la contribution du fuselage Formule

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Qu'est-ce que le coefficient de moment pour la contribution du fuselage ?

Lorsqu'un avion tangue (tourne autour de son axe latéral), diverses surfaces et composants aérodynamiques contribuent au moment de tangage global. Le fuselage, élément important d'un avion, contribue également à ce moment. Le coefficient du moment de tangage pour la contribution du fuselage représente cette contribution par rapport à d'autres facteurs aérodynamiques.

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