Staartlift voor een bepaald staartwerpmoment Rekenmachine

✖Het pitching-moment vanwege de staart is het pitching-moment van de staart rond het zwaartepunt van het vliegtuig.ⓘ Pitching-moment vanwege staart [M_t]			+10% -10%
✖De Horizontal Tail Moment Arm is de afstand tussen het liftcentrum van de horizontale staart en het zwaartepunt van het vliegtuig.ⓘ Horizontale staartmomentarm [𝒍_t]			+10% -10%

✖Lift als gevolg van staart verwijst naar de aerodynamische kracht die wordt gegenereerd door de horizontale stabilisator van een vliegtuig.ⓘ Staartlift voor een bepaald staartwerpmoment [L_t]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Staartbijdrage Formules Pdf PDF Image

Staartlift voor een bepaald staartwerpmoment Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Lift vanwege staart = -(Pitching-moment vanwege staart/Horizontale staartmomentarm)
L_t = -(M_t/𝒍_t)
Deze formule gebruikt 3 Variabelen

Variabelen gebruikt

Lift vanwege staart - (Gemeten in Newton) - Lift als gevolg van staart verwijst naar de aerodynamische kracht die wordt gegenereerd door de horizontale stabilisator van een vliegtuig.
Pitching-moment vanwege staart - (Gemeten in Newtonmeter) - Het pitching-moment vanwege de staart is het pitching-moment van de staart rond het zwaartepunt van het vliegtuig.
Horizontale staartmomentarm - (Gemeten in Meter) - De Horizontal Tail Moment Arm is de afstand tussen het liftcentrum van de horizontale staart en het zwaartepunt van het vliegtuig.

STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid

Pitching-moment vanwege staart: -218.6644 Newtonmeter --> -218.6644 Newtonmeter Geen conversie vereist
Horizontale staartmomentarm: 0.801511 Meter --> 0.801511 Meter Geen conversie vereist

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

L_t = -(M_t/𝒍_t) --> -((-218.6644)/0.801511)

Evalueren ... ...

L_t = 272.815220252748

STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer

272.815220252748 Newton --> Geen conversie vereist

DEFINITIEVE ANTWOORD

272.815220252748 ≈ 272.8152 Newton <-- Lift vanwege staart

(Berekening voltooid in 00.020 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Vliegtuigmechanica » Statische stabiliteit en controle » Longitudinale stabiliteit » Lucht- en ruimtevaart » Staartbijdrage » Staartlift voor een bepaald staartwerpmoment

Credits

Gemaakt door Vinay Mishra

Indian Institute for Aeronautical Engineering and Information Technology (IIAEIT), Pune

Vinay Mishra heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 300+ meer rekenmachines!

Geverifieërd door Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

Maiarutselvan V heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 300+ rekenmachines!

< Staartbijdrage Rekenmachines

Tail Pitching Moment voor een gegeven momentcoëfficiënt

LaTeX Gaan Pitching-moment vanwege staart = (Staart pitching-momentcoëfficiënt*Freestream-dichtheid*Vluchtsnelheid^2*Referentiegebied*Bedoel aerodynamisch akkoord)/2

Tail Pitching-moment voor gegeven liftcoëfficiënt

LaTeX Gaan Pitching-moment vanwege staart = -(Horizontale staartmomentarm*Staartliftcoëfficiënt*Freestream-dichtheid*Snelheid staart^2*Horizontaal staartgebied)/2

Staartlift voor een bepaald staartwerpmoment

LaTeX Gaan Lift vanwege staart = -(Pitching-moment vanwege staart/Horizontale staartmomentarm)

Pitching-moment vanwege staart

LaTeX Gaan Pitching-moment vanwege staart = -Horizontale staartmomentarm*Lift vanwege staart

Bekijk meer >>

Staartlift voor een bepaald staartwerpmoment Formule

LaTeX Gaan

Lift vanwege staart = -(Pitching-moment vanwege staart/Horizontale staartmomentarm)
L_t = -(M_t/𝒍_t)

Wat is een vleugelvlucht?

In de luchtvaart en luchtvaarttechniek is camber de asymmetrie tussen de twee werkende oppervlakken van een vleugelprofiel, waarbij het bovenoppervlak van een vleugel (of overeenkomstig het vooroppervlak van een propellerblad) gewoonlijk meer convex is (positieve camber). Een aërodynamisch profiel dat niet gewelfd is, wordt een symmetrisch aërodynamisch profiel genoemd.

Huis

VRIJ PDF's

🔍 Zoeken

Categorieën

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!