✖Скорость вдоль оси рыскания — это составляющая скорости вдоль оси рыскания самолета.ⓘ Скорость вдоль оси рыскания [w]			+10% -10%
✖Скорость вдоль оси крена — это составляющая скорости вдоль оси крена самолета.ⓘ Скорость вдоль оси крена [u]			+10% -10%

✖Угол атаки — это угол между опорной линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется.ⓘ Угол атаки [α]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Угол атаки

Формула

`"α" = atan("w"/"u")`

Пример

`"1.347887°"=atan("0.4m/s"/"17m/s")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Номенклатура динамики самолетов Формулы PDF PDF Image

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 загар используется для расчета угла путем применения коэффициента тангенса угла, который представляет собой противоположную сторону, разделенную на прилегающую 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 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Введение и основные уравнения » Аэрокосмическая промышленность » Номенклатура динамики самолетов » Угол атаки

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+!

< 18 Номенклатура динамики самолетов Калькуляторы

Угол скольжения

Идти Угол бокового скольжения = asin(Скорость вдоль оси тангажа/(sqrt((Скорость вдоль оси крена^2)+(Скорость вдоль оси тангажа^2)+(Скорость вдоль оси рыскания^2))))

Средняя аэродинамическая хорда винтового самолета

Идти Средняя аэродинамическая хорда = (1/Справочная область)*int(Длина хорды^2,x,-Размах крыльев/2,Размах крыльев/2)

Коэффициент момента рыскания

Идти Коэффициент поворотного момента = Отклоняющийся момент/(Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина)

Отклоняющийся момент

Идти Отклоняющийся момент = Коэффициент поворотного момента*Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина

Коэффициент крутящего момента

Идти Коэффициент момента качения = вращающийся момент/(Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина)

вращающийся момент

Идти вращающийся момент = Коэффициент момента качения*Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина

Коэффициент тягового момента

Идти Коэффициент момента качки = Момент подачи/(Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина)

Момент подачи

Идти Момент подачи = Коэффициент момента качки*Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина

Коэффициент нормальной силы с аэродинамической нормальной силой

Идти Нормальный коэффициент силы = Аэродинамическая нормальная сила/(Динамическое давление*Справочная область)

Аэродинамическая нормальная сила

Идти Аэродинамическая нормальная сила = Нормальный коэффициент силы*Динамическое давление*Справочная область

Коэффициент боковой силы

Идти Коэффициент боковой силы = Аэродинамическая боковая сила/(Динамическое давление*Справочная область)

Аэродинамическая боковая сила

Идти Аэродинамическая боковая сила = Коэффициент боковой силы*Динамическое давление*Справочная область

Аэродинамическая осевая сила

Идти Аэродинамическая осевая сила = Коэффициент осевой силы*Динамическое давление*Справочная область

Угол атаки

Идти Угол атаки = atan(Скорость вдоль оси рыскания/Скорость вдоль оси крена)

Скорость вдоль оси тангажа при малом угле бокового скольжения

Идти Скорость вдоль оси тангажа = Угол бокового скольжения*Скорость вдоль оси крена

Скорость вдоль оси крена при малом угле бокового скольжения

Идти Скорость вдоль оси крена = Скорость вдоль оси тангажа/Угол бокового скольжения

Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки

Идти Скорость вдоль оси рыскания = Скорость вдоль оси крена*Угол атаки

Скорость вдоль оси крена при малом угле атаки

Идти Скорость вдоль оси крена = Скорость вдоль оси рыскания/Угол атаки

Угол атаки формула

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.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!