✖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

✖

Угол атаки крыла

Формула

`"α"_{"w"} = "α"_{"t"}+"𝒊"_{"w"}+"ε"-"𝒊"_{"t"}`

Пример

`"0.083rad"="0.77rad"+"0.078rad"+"0.095rad"-"0.86rad"`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Вклад крылатого 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 00.011 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Аэрокосмическая промышленность » Вклад крылатого 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+!

< 15 Вклад крылатого хвоста Калькуляторы

Коэффициент подъемной силы хвостового оперения для заданного коэффициента момента тангажа

Идти Коэффициент подъемной силы хвоста = -(Коэффициент момента тангажа хвоста*Справочная область*Средняя аэродинамическая хорда/(Хвостовая эффективность*Горизонтальное оперение*Горизонтальный хвостовой моментный рычаг))

Коэффициент подъемной силы хвоста для заданного момента тангажа

Идти Коэффициент подъемной силы хвоста = -2*Момент качки из-за хвоста/(Горизонтальный хвостовой моментный рычаг*Плотность свободного потока*Скорость Хвост^2*Горизонтальное оперение)

Площадь хвоста для заданной эффективности хвостового оперения

Идти Горизонтальное оперение = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Коэффициент подъемной силы хвоста*Хвостовая эффективность)

Коэффициент подъемной силы хвоста в комбинации крыло-хвост

Идти Коэффициент подъемной силы хвоста = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Хвостовая эффективность*Горизонтальное оперение)

Хвостовой КПД для заданных коэффициентов подъемной силы

Идти Хвостовая эффективность = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Коэффициент подъемной силы хвоста*Горизонтальное оперение)

Коэффициент подъемной силы крыла в комбинации крыло-оперение

Идти Коэффициент подъемной силы крыла = Коэффициент подъема-(Хвостовая эффективность*Горизонтальное оперение*Коэффициент подъемной силы хвоста/Справочная область)

Общий коэффициент подъемной силы комбинации крыло-хвост

Идти Коэффициент подъема = Коэффициент подъемной силы крыла+(Хвостовая эффективность*Горизонтальное оперение*Коэффициент подъемной силы хвоста/Справочная область)

Угол атаки в хвосте

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

Угол падения хвоста

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

Угол падения крыла

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

Угол атаки крыла

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

Угол смыва вниз

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

Суммарная подъемная сила комбинации крыло-хвост

Идти Подъемная сила = Подъемная сила за счет крыла+Подъем за счет хвоста

Подъемная сила только за счет крыла

Идти Подъемная сила за счет крыла = Подъемная сила-Подъем за счет хвоста

Подъем только за счет хвоста

Идти Подъем за счет хвоста = Подъемная сила-Подъемная сила за счет крыла

Угол атаки крыла 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

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!