Kąt natarcia skrzydła Kalkulator

✖Poziomy tylny kąt natarcia (AoA) odnosi się do kąta pomiędzy linią cięciwy stabilizatora poziomego (w tym steru wysokości) a względnym przepływem powietrza.ⓘ Poziomy tylny kąt natarcia [α_t]			+10% -10%
✖Kąt padania skrzydła odnosi się do kąta pomiędzy linią cięciwy skrzydła a osią wzdłużną (lub linią odniesienia kadłuba) statku powietrznego.ⓘ Kąt padania skrzydeł [𝒊_w]			+10% -10%
✖Kąt opadania to kąt utworzony pomiędzy kierunkiem ruchu powietrza, gdy zbliża się ono do płata, a kierunkiem jego opuszczania.ⓘ Kąt dopływu [ε]			+10% -10%
✖Kąt padania ogona to kąt pomiędzy cięciwą odniesienia ogona poziomego a linią odniesienia kadłuba.ⓘ Kąt padania ogona [𝒊_t]			+10% -10%

✖Kąt natarcia skrzydła (AoA) odnosi się do kąta pomiędzy linią cięciwy skrzydła a kierunkiem względnego przepływu powietrza.ⓘ Kąt natarcia skrzydła [α_w]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Kąt natarcia skrzydła

Formuła

`"α"_{"w"} = "α"_{"t"}+"𝒊"_{"w"}+"ε"-"𝒊"_{"t"}`

Przykład

`"0.083rad"="0.77rad"+"0.078rad"+"0.095rad"-"0.86rad"`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Wkład skrzydła i ogona Formuły PDF PDF Image

Kąt natarcia skrzydła Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Kąt natarcia skrzydła = Poziomy tylny kąt natarcia+Kąt padania skrzydeł+Kąt dopływu-Kąt padania ogona
α_w = α_t+𝒊_w+ε-𝒊_t
Ta formuła używa 5 Zmienne

Używane zmienne

Kąt natarcia skrzydła - (Mierzone w Radian) - Kąt natarcia skrzydła (AoA) odnosi się do kąta pomiędzy linią cięciwy skrzydła a kierunkiem względnego przepływu powietrza.
Poziomy tylny kąt natarcia - (Mierzone w Radian) - Poziomy tylny kąt natarcia (AoA) odnosi się do kąta pomiędzy linią cięciwy stabilizatora poziomego (w tym steru wysokości) a względnym przepływem powietrza.
Kąt padania skrzydeł - (Mierzone w Radian) - Kąt padania skrzydła odnosi się do kąta pomiędzy linią cięciwy skrzydła a osią wzdłużną (lub linią odniesienia kadłuba) statku powietrznego.
Kąt dopływu - (Mierzone w Radian) - Kąt opadania to kąt utworzony pomiędzy kierunkiem ruchu powietrza, gdy zbliża się ono do płata, a kierunkiem jego opuszczania.
Kąt padania ogona - (Mierzone w Radian) - Kąt padania ogona to kąt pomiędzy cięciwą odniesienia ogona poziomego a linią odniesienia kadłuba.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Poziomy tylny kąt natarcia: 0.77 Radian --> 0.77 Radian Nie jest wymagana konwersja
Kąt padania skrzydeł: 0.078 Radian --> 0.078 Radian Nie jest wymagana konwersja
Kąt dopływu: 0.095 Radian --> 0.095 Radian Nie jest wymagana konwersja
Kąt padania ogona: 0.86 Radian --> 0.86 Radian Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

α_w = α_t+𝒊_w+ε-𝒊_t --> 0.77+0.078+0.095-0.86

Ocenianie ... ...

α_w = 0.083

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

0.083 Radian --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

0.083 Radian <-- Kąt natarcia skrzydła

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Statyczna stabilność i kontrola » Stabilność wzdłużna » Lotnictwo » Wkład skrzydła i ogona » Kąt natarcia skrzydła

Kredyty

Stworzone przez Vinay Mishra

Indyjski Instytut Inżynierii Lotniczej i Technologii Informacyjnych (IIAEIT), Pune

Vinay Mishra utworzył ten kalkulator i 300+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Sai Venkata Phanindra Chary Arendra

Instytut Inżynierii i Technologii Vallurupalli Nageswara Rao Vignana Jyothi (VNRVJIET), Hyderabad

Sai Venkata Phanindra Chary Arendra zweryfikował ten kalkulator i 300+ więcej kalkulatorów!

< 15 Wkład skrzydła i ogona Kalkulatory

Współczynnik windy załadowczej dla danego współczynnika momentu pochylającego

Iść Współczynnik podnoszenia załadowczego = -(Współczynnik momentu pochylania ogona*Obszar referencyjny*Średni akord aerodynamiczny/(Wydajność ogona*Poziomy obszar ogona*Poziome ramię momentowe ogona))

Współczynnik windy załadowczej dla danego momentu pochylającego

Iść Współczynnik podnoszenia załadowczego = -2*Moment pochylający spowodowany ogonem/(Poziome ramię momentowe ogona*Gęstość swobodnego strumienia*Ogon prędkości^2*Poziomy obszar ogona)

Współczynnik siły nośnej ogona kombinacji skrzydło-ogon

Iść Współczynnik podnoszenia załadowczego = Obszar referencyjny*(Współczynnik siły nośnej-Współczynnik siły nośnej skrzydła)/(Wydajność ogona*Poziomy obszar ogona)

Efektywność ogona dla danych współczynników siły nośnej

Iść Wydajność ogona = Obszar referencyjny*(Współczynnik siły nośnej-Współczynnik siły nośnej skrzydła)/(Współczynnik podnoszenia załadowczego*Poziomy obszar ogona)

Obszar ogona dla danej wydajności ogona

Iść Poziomy obszar ogona = Obszar referencyjny*(Współczynnik siły nośnej-Współczynnik siły nośnej skrzydła)/(Współczynnik podnoszenia załadowczego*Wydajność ogona)

Całkowity współczynnik siły nośnej kombinacji skrzydeł i ogonów

Iść Współczynnik siły nośnej = Współczynnik siły nośnej skrzydła+(Wydajność ogona*Poziomy obszar ogona*Współczynnik podnoszenia załadowczego/Obszar referencyjny)

Współczynnik podnoszenia skrzydła w kombinacji skrzydło-ogon

Iść Współczynnik siły nośnej skrzydła = Współczynnik siły nośnej-(Wydajność ogona*Poziomy obszar ogona*Współczynnik podnoszenia załadowczego/Obszar referencyjny)

Kąt występowania ogona

Iść Kąt padania ogona = Poziomy tylny kąt natarcia-Kąt natarcia skrzydła+Kąt padania skrzydeł+Kąt dopływu

Kąt natarcia skrzydła

Iść Kąt natarcia skrzydła = Poziomy tylny kąt natarcia+Kąt padania skrzydeł+Kąt dopływu-Kąt padania ogona

Kąt padania skrzydeł

Iść Kąt padania skrzydeł = Kąt natarcia skrzydła-Poziomy tylny kąt natarcia-Kąt dopływu+Kąt padania ogona

Kąt ataku na ogonie

Iść Poziomy tylny kąt natarcia = Kąt natarcia skrzydła-Kąt padania skrzydeł-Kąt dopływu+Kąt padania ogona

Kąt spłukiwania

Iść Kąt dopływu = Kąt natarcia skrzydła-Kąt padania skrzydeł-Poziomy tylny kąt natarcia+Kąt padania ogona

Całkowity udźwig kombinacji skrzydeł i ogonów

Iść Siła podnoszenia = Podnieś dzięki Wing+Podnieś dzięki ogonowi

Podnoszenie tylko ze względu na skrzydło

Iść Podnieś dzięki Wing = Siła podnoszenia-Podnieś dzięki ogonowi

Podnoszenie tylko dzięki ogonowi

Iść Podnieś dzięki ogonowi = Siła podnoszenia-Podnieś dzięki Wing

Kąt natarcia skrzydła Formułę

Kąt natarcia skrzydła = Poziomy tylny kąt natarcia+Kąt padania skrzydeł+Kąt dopływu-Kąt padania ogona
α_w = α_t+𝒊_w+ε-𝒊_t

Jaki jest kąt natarcia?

Przeciągnięcie występuje, gdy kąt natarcia płata przekracza wartość, co powoduje maksymalne podniesienie z powodu przepływu powietrza przez niego. Kąt ten zmienia się bardzo nieznacznie w odpowiedzi na przekrój (czystego) płata i zwykle wynosi około 15 °.

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!