калькулятор НОД

Угол атаки крыла 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 горизонтального хвоста (AoA) относится к углу между линией хорды горизонтального стабилизатора (включая руль высоты) и относительным потоком воздуха.ⓘ Угол атаки горизонтального оперения [α_t]			+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 крыла (AoA) относится к углу между линией хорды крыла и направлением относительного воздушного потока.ⓘ Угол атаки крыла [α_w]

⎘ копия

👎

Формула

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Вклад крыла и хвоста Формулы PDF PDF Image

Угол атаки крыла Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

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

Используемые переменные

Угол атаки крыла - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки крыла (AoA) относится к углу между линией хорды крыла и направлением относительного воздушного потока.
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 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 горизонтального оперения: 0.77 Радиан --> 0.77 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_w = α_t+𝒊_w+ε-𝒊_t --> 0.77+0.078+0.095-0.86

Оценка ... ...

α_w = 0.083

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.083 Радиан --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.083 Радиан <-- Угол атаки крыла

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

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

Кредиты

Сделано Винай Мишра

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

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Саи Венката Пханиндра Чари Арендра

Валлурупалли Нагесвара Рао Виньяна Джиоти Институт инженерии и технологий (VNRVJIET), Хайдарабад

Саи Венката Пханиндра Чари Арендра проверил этот калькулятор и еще 300+!

< 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 крыла формула

LaTeX Идти

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

Какой угол атаки при торможении?

Срыв происходит, когда угол атаки крыла превышает значение, которое создает максимальную подъемную силу за счет воздушного потока, проходящего через него. Этот угол очень мало изменяется в зависимости от поперечного сечения (чистого) аэродинамического профиля и обычно составляет около 15 °.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!