Minimalny ciąg wymagany dla danego współczynnika siły nośnej Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Pchnięcie = Ciśnienie dynamiczne*Obszar*(Zerowy współczynnik oporu podnoszenia+((Współczynnik siły nośnej^2)/(pi*Współczynnik wydajności Oswalda*Proporcje skrzydła)))
T = Pdynamic*A*(CD,0+((CL^2)/(pi*e*AR)))
Ta formuła używa 1 Stałe, 7 Zmienne
Używane stałe
pi - Stała Archimedesa Wartość przyjęta jako 3.14159265358979323846264338327950288
Używane zmienne
Pchnięcie - (Mierzone w Newton) - Ciąg samolotu definiuje się jako siłę generowaną przez silniki napędowe, które poruszają samolotem w powietrzu.
Ciśnienie dynamiczne - (Mierzone w Pascal) - Ciśnienie dynamiczne jest miarą energii kinetycznej na jednostkę objętości płynu w ruchu.
Obszar - (Mierzone w Metr Kwadratowy) - Powierzchnia to ilość dwuwymiarowej przestrzeni zajmowanej przez obiekt.
Zerowy współczynnik oporu podnoszenia - Współczynnik oporu zerowej siły nośnej to współczynnik oporu samolotu lub nadwozia aerodynamicznego, gdy nie wytwarza on siły nośnej.
Współczynnik siły nośnej - Współczynnik siły nośnej to bezwymiarowy współczynnik, który wiąże siłę nośną wytwarzaną przez korpus podnoszący z gęstością płynu wokół ciała, prędkością płynu i powiązanym obszarem odniesienia.
Współczynnik wydajności Oswalda - Współczynnik efektywności Oswalda to współczynnik korygujący, który reprezentuje zmianę oporu wraz z siłą nośną trójwymiarowego skrzydła lub samolotu w porównaniu z idealnym skrzydłem o tym samym współczynniku kształtu.
Proporcje skrzydła - Współczynnik kształtu skrzydła definiuje się jako stosunek jego rozpiętości do średniej cięciwy.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Ciśnienie dynamiczne: 10 Pascal --> 10 Pascal Nie jest wymagana konwersja
Obszar: 20 Metr Kwadratowy --> 20 Metr Kwadratowy Nie jest wymagana konwersja
Zerowy współczynnik oporu podnoszenia: 0.31 --> Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik siły nośnej: 1.1 --> Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik wydajności Oswalda: 0.51 --> Nie jest wymagana konwersja
Proporcje skrzydła: 4 --> Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
T = Pdynamic*A*(CD,0+((CL^2)/(pi*e*AR))) --> 10*20*(0.31+((1.1^2)/(pi*0.51*4)))
Ocenianie ... ...
T = 99.7602904198419
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
99.7602904198419 Newton --> Nie jest wymagana konwersja
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
99.7602904198419 99.76029 Newton <-- Pchnięcie
(Obliczenie zakończone za 00.008 sekund)

Kredyty

Creator Image
Stworzone przez Vinay Mishra
Indyjski Instytut Inżynierii Lotniczej i Technologii Informacyjnych (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra utworzył ten kalkulator i 300+ więcej kalkulatorów!
Verifier Image
Zweryfikowane przez Maiarutselvan V
PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore
Maiarutselvan V zweryfikował ten kalkulator i 300+ więcej kalkulatorów!

Wymagania dotyczące ciągu i mocy Kalkulatory

Kąt ciągu dla lotu poziomego bez przyspieszenia dla danej siły nośnej
​ LaTeX ​ Iść Kąt ciągu = asin((Ciężar Ciała-Siła podnoszenia)/Pchnięcie)
Masa statku powietrznego w poziomie, w locie bez przyspieszenia
​ LaTeX ​ Iść Ciężar Ciała = Siła podnoszenia+(Pchnięcie*sin(Kąt ciągu))
Ciąg do poziomego i nieprzyspieszonego lotu
​ LaTeX ​ Iść Pchnięcie = Siła tarcia/(cos(Kąt ciągu))
Kąt ciągu dla lotu poziomego bez przyspieszenia dla danego oporu
​ LaTeX ​ Iść Kąt ciągu = acos(Siła tarcia/Pchnięcie)

Minimalny ciąg wymagany dla danego współczynnika siły nośnej Formułę

​LaTeX ​Iść
Pchnięcie = Ciśnienie dynamiczne*Obszar*(Zerowy współczynnik oporu podnoszenia+((Współczynnik siły nośnej^2)/(pi*Współczynnik wydajności Oswalda*Proporcje skrzydła)))
T = Pdynamic*A*(CD,0+((CL^2)/(pi*e*AR)))

Jakie są czynniki wpływające na ciąg startowy?

Czynniki wpływające na ciąg startowy to długość drogi startowej, wzniesienie drogi startowej, nachylenie drogi startowej, temperatura powietrza, prędkość wiatru i minimalna prędkość lotu.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!