калькулятор НОК

Угол атаки в хвосте Калькулятор

физика Детская площадка Здоровье Инженерное дело Больше >>

↳

Аэрокосмическая промышленность Базовая физика Другие и дополнительные Механический

⤿

Авиационная механика Аэродинамика Движение Орбитальная механика

⤿

Статическая устойчивость и контроль Введение и основные уравнения Проектирование самолетов Производительность самолета

⤿

Продольная стабильность Боковая устойчивость Боковое управление Направленная устойчивость Больше >>

⤿

Вклад крыла и хвоста Вклад фюзеляжа Вклад хвоста

✖Угол атаки крыла (AoA) относится к углу между линией хорды крыла и направлением относительного воздушного потока.ⓘ Угол атаки крыла [α_w]			+10% -10%
✖Угол падения крыла относится к углу между линией хорды крыла и продольной осью (или базовой линией фюзеляжа) самолета.ⓘ Угол падения крыла [𝒊_w]			+10% -10%
✖Угол нисходящего потока — это угол, образующийся между направлением движения воздуха при приближении к аэродинамическому профилю и выходе из него.ⓘ Угол нисходящего потока [ε]			+10% -10%
✖Угол падения хвостового оперения — это угол между базовой хордой горизонтального оперения и базовой линией фюзеляжа.ⓘ Угол падения хвоста [𝒊_t]			+10% -10%

✖Угол атаки горизонтального хвоста (AoA) относится к углу между линией хорды горизонтального стабилизатора (включая руль высоты) и относительным потоком воздуха.ⓘ Угол атаки в хвосте [α_t]

⎘ копия

👎

Формула

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Вклад крыла и хвоста Формулы PDF PDF Image

Угол атаки в хвосте Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Угол атаки горизонтального оперения = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол нисходящего потока+Угол падения хвоста
α_t = α_w-𝒊_w-ε+𝒊_t
В этой формуле используются 5 Переменные

Используемые переменные

Угол атаки горизонтального оперения - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки горизонтального хвоста (AoA) относится к углу между линией хорды горизонтального стабилизатора (включая руль высоты) и относительным потоком воздуха.
Угол атаки крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки крыла (AoA) относится к углу между линией хорды крыла и направлением относительного воздушного потока.
Угол падения крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол падения крыла относится к углу между линией хорды крыла и продольной осью (или базовой линией фюзеляжа) самолета.
Угол нисходящего потока - (Измеряется в Радиан) - Угол нисходящего потока — это угол, образующийся между направлением движения воздуха при приближении к аэродинамическому профилю и выходе из него.
Угол падения хвоста - (Измеряется в Радиан) - Угол падения хвостового оперения — это угол между базовой хордой горизонтального оперения и базовой линией фюзеляжа.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Угол атаки крыла: 0.083 Радиан --> 0.083 Радиан Конверсия не требуется
Угол падения крыла: 0.078 Радиан --> 0.078 Радиан Конверсия не требуется
Угол нисходящего потока: 0.095 Радиан --> 0.095 Радиан Конверсия не требуется
Угол падения хвоста: 0.86 Радиан --> 0.86 Радиан Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_t = α_w-𝒊_w-ε+𝒊_t --> 0.083-0.078-0.095+0.86

Оценка ... ...

α_t = 0.77

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.77 Радиан --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.77 Радиан <-- Угол атаки горизонтального оперения

(Расчет завершен через 00.008 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Аэрокосмическая промышленность » Вклад крыла и хвоста » Угол атаки в хвосте

Кредиты

Сделано Винай Мишра

Индийский институт авиационной техники и информационных технологий (IIAEIT), Пуна

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Шикха Маурья

Индийский технологический институт (ИИТ), Бомбей

Шикха Маурья проверил этот калькулятор и еще 200+!

< Вклад крыла и хвоста Калькуляторы

Угол атаки в хвосте

LaTeX Идти Угол атаки горизонтального оперения = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол нисходящего потока+Угол падения хвоста

Угол падения крыла

LaTeX Идти Угол падения крыла = Угол атаки крыла-Угол атаки горизонтального оперения-Угол нисходящего потока+Угол падения хвоста

Угол атаки крыла

LaTeX Идти Угол атаки крыла = Угол атаки горизонтального оперения+Угол падения крыла+Угол нисходящего потока-Угол падения хвоста

Угол смыва вниз

LaTeX Идти Угол нисходящего потока = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол атаки горизонтального оперения+Угол падения хвоста

Узнать больше >>

Угол атаки в хвосте формула

LaTeX Идти

Угол атаки горизонтального оперения = Угол атаки крыла-Угол падения крыла-Угол нисходящего потока+Угол падения хвоста
α_t = α_w-𝒊_w-ε+𝒊_t

Какой угол атаки лучше всего?

Наилучший угол атаки - это угол, обеспечивающий наилучшее значение подъемной силы / сопротивления (L / D) и, следовательно, наивысшую крейсерскую эффективность.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!