Całkowity współczynnik siły nośnej kombinacji skrzydeł i ogonów Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Współczynnik siły nośnej = Współczynnik siły nośnej skrzydła+(Wydajność ogona*Poziomy obszar ogona*Współczynnik podnoszenia załadowczego/Obszar referencyjny)
CL = CWlift+(η*St*CTlift/S)
Ta formuła używa 6 Zmienne
Używane zmienne
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 siły nośnej skrzydła - Współczynnik siły nośnej skrzydła to współczynnik siły nośnej powiązany (tylko) ze skrzydłem statku powietrznego. Jest to wielkość bezwymiarowa.
Wydajność ogona - Wydajność ogona definiuje się jako stosunek ciśnienia dynamicznego związanego z ogonem do ciśnienia dynamicznego związanego ze skrzydłem samolotu.
Poziomy obszar ogona - (Mierzone w Metr Kwadratowy) - Poziomy obszar ogona to powierzchnia poziomego stabilizatora statku powietrznego, która zapewnia stabilność pochylenia i kontrolę.
Współczynnik podnoszenia załadowczego - Współczynnik siły nośnej to współczynnik siły nośnej powiązany (tylko) z ogonem samolotu. Jest to wielkość bezwymiarowa.
Obszar referencyjny - (Mierzone w Metr Kwadratowy) - Obszar odniesienia jest arbitralnie obszarem charakterystycznym dla rozpatrywanego obiektu. W przypadku skrzydła samolotu obszar planu skrzydła nazywany jest obszarem odniesienia lub po prostu obszarem skrzydła.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Współczynnik siły nośnej skrzydła: 1.01 --> Nie jest wymagana konwersja
Wydajność ogona: 0.92 --> Nie jest wymagana konwersja
Poziomy obszar ogona: 1.8 Metr Kwadratowy --> 1.8 Metr Kwadratowy Nie jest wymagana konwersja
Współczynnik podnoszenia załadowczego: 0.3 --> Nie jest wymagana konwersja
Obszar referencyjny: 5.08 Metr Kwadratowy --> 5.08 Metr Kwadratowy Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
CL = CWlift+(η*St*CTlift/S) --> 1.01+(0.92*1.8*0.3/5.08)
Ocenianie ... ...
CL = 1.10779527559055
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
1.10779527559055 --> Nie jest wymagana konwersja
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
1.10779527559055 1.107795 <-- Współczynnik siły nośnej
(Obliczenie zakończone za 00.004 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 Shikha Maurya
Indyjski Instytut Technologii (IIT), Bombaj
Shikha Maurya zweryfikował ten kalkulator i 200+ więcej kalkulatorów!

Wkład ogona skrzydła Kalkulatory

Kąt natarcia skrzydła
​ LaTeX ​ Iść Kąt natarcia skrzydła = Poziomy tylny kąt natarcia+Kąt padania skrzydeł+Kąt dopływu-Kąt padania ogona
Kąt padania skrzydeł
​ LaTeX ​ Iść Kąt padania skrzydeł = Kąt natarcia skrzydła-Poziomy tylny kąt natarcia-Kąt dopływu+Kąt padania ogona
Kąt ataku na ogonie
​ LaTeX ​ Iść Poziomy tylny kąt natarcia = Kąt natarcia skrzydła-Kąt padania skrzydeł-Kąt dopływu+Kąt padania ogona
Kąt spłukiwania
​ LaTeX ​ Iść Kąt dopływu = Kąt natarcia skrzydła-Kąt padania skrzydeł-Poziomy tylny kąt natarcia+Kąt padania ogona

Całkowity współczynnik siły nośnej kombinacji skrzydeł i ogonów Formułę

​LaTeX ​Iść
Współczynnik siły nośnej = Współczynnik siły nośnej skrzydła+(Wydajność ogona*Poziomy obszar ogona*Współczynnik podnoszenia załadowczego/Obszar referencyjny)
CL = CWlift+(η*St*CTlift/S)

Co to jest usterzenie samolotu?

Ustnik to nazwa nadana całej sekcji ogonowej samolotu, łącznie ze statecznikami poziomymi i pionowymi, sterem i sterem wysokości.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!