Угол атаки Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Угол атаки = atan(Скорость вдоль оси рыскания/Скорость вдоль оси крена)
α = atan(w/u)
В этой формуле используются 2 Функции, 3 Переменные
Используемые функции
tan - Тангенс угла — это тригонометрическое отношение длины стороны, противолежащей углу, к длине стороны, прилежащей к углу в прямоугольном треугольнике., tan(Angle)
atan - Обратный тангенс используется для вычисления угла путем применения тангенса угла, который равен противолежащей стороне, деленной на прилежащую сторону прямоугольного треугольника., atan(Number)
Используемые переменные
Угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки — это угол между опорной линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется.
Скорость вдоль оси рыскания - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость вдоль оси рыскания — это составляющая скорости вдоль оси рыскания самолета.
Скорость вдоль оси крена - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость вдоль оси крена — это составляющая скорости вдоль оси крена самолета.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Скорость вдоль оси рыскания: 0.4 метр в секунду --> 0.4 метр в секунду Конверсия не требуется
Скорость вдоль оси крена: 17 метр в секунду --> 17 метр в секунду Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
α = atan(w/u) --> atan(0.4/17)
Оценка ... ...
α = 0.0235250709852169
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
0.0235250709852169 Радиан -->1.34788728019885 степень (Проверьте преобразование ​здесь)
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
1.34788728019885 1.347887 степень <-- Угол атаки
(Расчет завершен через 00.020 секунд)

Кредиты

Creator Image
Сделано Винай Мишра
Индийский институт авиационной техники и информационных технологий (IIAEIT), Пуна
Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!
Verifier Image
Проверено Шикха Маурья
Индийский технологический институт (ИИТ), Бомбей
Шикха Маурья проверил этот калькулятор и еще 200+!

Номенклатура динамики самолетов Калькуляторы

Аэродинамическая нормальная сила
​ LaTeX ​ Идти Аэродинамическая нормальная сила = Нормальный коэффициент силы*Динамическое давление*Справочная область
Коэффициент боковой силы
​ LaTeX ​ Идти Коэффициент боковой силы = Аэродинамическая боковая сила/(Динамическое давление*Справочная область)
Аэродинамическая боковая сила
​ LaTeX ​ Идти Аэродинамическая боковая сила = Коэффициент боковой силы*Динамическое давление*Справочная область
Аэродинамическая осевая сила
​ LaTeX ​ Идти Аэродинамическая осевая сила = Коэффициент осевой силы*Динамическое давление*Справочная область

Угол атаки формула

​LaTeX ​Идти
Угол атаки = atan(Скорость вдоль оси рыскания/Скорость вдоль оси крена)
α = atan(w/u)

Где находится датчик угла атаки?

Поскольку датчики расположены рядом с носом, а датчики данных о воздухе, определенные условия, такие как повреждение или потеря обтекателя, могут вызвать ошибочное измерение угла атаки и скорости полета.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!