✖Нагрузка на крыло – это загруженный вес самолета, разделенный на площадь крыла.ⓘ Загрузка крыла [W_S]			+10% -10%
✖Плотность набегающего потока — это масса единицы объема воздуха, находящегося далеко перед аэродинамическим телом на заданной высоте.ⓘ Плотность свободного потока [ρ_∞]			+10% -10%
✖Радиус поворота — это радиус траектории полета, заставляющий самолет поворачивать по круговой траектории.ⓘ Радиус поворота [R]			+10% -10%

✖Коэффициент подъемной силы представляет собой безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей эталонной площадью.ⓘ Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота [C_L]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота

Формула

`"C"_{"L"} = 2*"W"_{"S"}/("ρ"_{"∞"}*"R"*"[g]")`

Пример

`"0.001998"=2*"354Pa"/("1.225kg/m³"*"29495.25m"*"[g]")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Маневр с высоким коэффициентом нагрузки Формулы PDF PDF Image

Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент подъема = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Радиус поворота*[g])
C_L = 2*W_S/(ρ_∞*R*[g])
В этой формуле используются 1 Константы, 4 Переменные

Используемые константы

[g] - Гравитационное ускорение на Земле Значение, принятое как 9.80665

Используемые переменные

Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы представляет собой безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей эталонной площадью.
Загрузка крыла - (Измеряется в паскаль) - Нагрузка на крыло – это загруженный вес самолета, разделенный на площадь крыла.
Плотность свободного потока - (Измеряется в Килограмм на кубический метр) - Плотность набегающего потока — это масса единицы объема воздуха, находящегося далеко перед аэродинамическим телом на заданной высоте.
Радиус поворота - (Измеряется в метр) - Радиус поворота — это радиус траектории полета, заставляющий самолет поворачивать по круговой траектории.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Загрузка крыла: 354 паскаль --> 354 паскаль Конверсия не требуется
Плотность свободного потока: 1.225 Килограмм на кубический метр --> 1.225 Килограмм на кубический метр Конверсия не требуется
Радиус поворота: 29495.25 метр --> 29495.25 метр Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

C_L = 2*W_S/(ρ_∞*R*[g]) --> 2*354/(1.225*29495.25*[g])

Оценка ... ...

C_L = 0.00199813308933244

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.00199813308933244 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.00199813308933244 ≈ 0.001998 <-- Коэффициент подъема

(Расчет завершен через 00.020 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Производительность самолета » Маневрирующий полет » Аэрокосмическая промышленность » Маневр с высоким коэффициентом нагрузки » Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота

Кредиты

Сделано Винай Мишра

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

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Санджай Кришна

Инженерная школа Амрита (ASE), Валликаву

Санджай Кришна проверил этот калькулятор и еще 200+!

< 17 Маневр с высоким коэффициентом нагрузки Калькуляторы

Скорость поворота для заданного коэффициента подъемной силы

Идти Скорость поворота = [g]*(sqrt((Справочная область*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки)/(2*Вес самолета)))

Скорость поворота при заданной нагрузке на крыло

Идти Скорость поворота = [g]*(sqrt(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*Загрузка крыла)))

Коэффициент подъемной силы для заданной скорости поворота

Идти Коэффициент подъема = 2*Вес самолета*(Скорость поворота^2)/([g]^2*Плотность свободного потока*Коэффициент нагрузки*Справочная область)

Минимальная скорость полета

Идти Минимальная скорость полета = sqrt((Вес самолета/Общая площадь крыла самолета)*(2/(Плотность воздуха))*(1/Коэффициент подъема))

Коэффициент подъемной силы для заданного радиуса поворота

Идти Коэффициент подъема = Вес самолета/(0.5*Плотность свободного потока*Справочная область*[g]*Радиус поворота)

Радиус поворота для заданного коэффициента подъемной силы

Идти Радиус поворота = 2*Вес самолета/(Плотность свободного потока*Справочная область*[g]*Коэффициент подъема)

Нагрузка на крыло для заданной скорости поворота

Идти Загрузка крыла = ([g]^2)*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*Коэффициент нагрузки/(2*(Скорость поворота^2))

Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота

Идти Коэффициент подъема = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Радиус поворота*[g])

Нагрузка на крыло для заданного радиуса поворота

Идти Загрузка крыла = (Радиус поворота*Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*[g])/2

Радиус поворота при заданной нагрузке на крыло

Идти Радиус поворота = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Коэффициент подъема*[g])

Скорость для данной скорости маневра подтягивания

Идти Скорость маневра подтягивания = [g]*(Коэффициент нагрузки при подъеме-1)/Скорость поворота

Скорость с учетом радиуса поворота для высокого коэффициента нагрузки

Идти Скорость = sqrt(Радиус поворота*Коэффициент нагрузки*[g])

Коэффициент перегрузки для заданного радиуса разворота для высокопроизводительного истребителя

Идти Коэффициент нагрузки = (Скорость^2)/([g]*Радиус поворота)

Изменение угла атаки из-за восходящего порыва ветра

Идти Изменение угла атаки = tan(Скорость порыва/Скорость полета)

Радиус поворота для высокого коэффициента нагрузки

Идти Радиус поворота = (Скорость^2)/([g]*Коэффициент нагрузки)

Коэффициент перегрузки для заданной скорости разворота высокопроизводительного истребителя

Идти Коэффициент нагрузки = Скорость*Скорость поворота/[g]

Скорость поворота для высокого коэффициента нагрузки

Идти Скорость поворота = [g]*Коэффициент нагрузки/Скорость

Коэффициент подъемной силы для заданной нагрузки крыла и радиуса поворота формула

Коэффициент подъема = 2*Загрузка крыла/(Плотность свободного потока*Радиус поворота*[g])
C_L = 2*W_S/(ρ_∞*R*[g])

Какое значение имеет нагрузка на крыло?

Чем быстрее летит самолет, тем большую подъемную силу создает каждая единица площади крыла, поэтому крыло меньшего размера может нести такой же вес в горизонтальном полете, работая при более высокой нагрузке на крыло.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!