Коэффициент подъемной силы хвоста в комбинации крыло-хвост Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Коэффициент подъемной силы хвоста = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Хвостовая эффективность*Горизонтальное оперение)
CTlift = S*(CL-CWlift)/(η*St)
В этой формуле используются 6 Переменные
Используемые переменные
Коэффициент подъемной силы хвоста - Коэффициент подъемной силы хвоста — это коэффициент подъемной силы, связанный только с хвостовой частью самолета. Это безразмерная величина.
Справочная область - (Измеряется в Квадратный метр) - Эталонная область — это условно область, характерная для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла или просто площадью крыла.
Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.
Коэффициент подъемной силы крыла - Коэффициент подъемной силы крыла — это коэффициент подъемной силы, связанный с крылом (только) самолета. Это безразмерная величина.
Хвостовая эффективность - Эффективность хвоста определяется как отношение динамического давления, связанного с хвостом, к динамическому давлению, связанному с крылом самолета.
Горизонтальное оперение - (Измеряется в Квадратный метр) - Площадь горизонтального оперения — это площадь поверхности горизонтального стабилизатора самолета, которая обеспечивает устойчивость и управляемость по тангажу.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Справочная область: 5.08 Квадратный метр --> 5.08 Квадратный метр Конверсия не требуется
Коэффициент подъема: 1.108 --> Конверсия не требуется
Коэффициент подъемной силы крыла: 1.01 --> Конверсия не требуется
Хвостовая эффективность: 0.92 --> Конверсия не требуется
Горизонтальное оперение: 1.8 Квадратный метр --> 1.8 Квадратный метр Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
CTlift = S*(CL-CWlift)/(η*St) --> 5.08*(1.108-1.01)/(0.92*1.8)
Оценка ... ...
CTlift = 0.300628019323672
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
0.300628019323672 --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
0.300628019323672 0.300628 <-- Коэффициент подъемной силы хвоста
(Расчет завершен через 00.004 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 Майаруцельван V
Технологический колледж ПСЖ (PSGCT), Коимбатур
Майаруцельван V 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

Коэффициент подъемной силы хвоста в комбинации крыло-хвост формула

​LaTeX ​Идти
Коэффициент подъемной силы хвоста = Справочная область*(Коэффициент подъема-Коэффициент подъемной силы крыла)/(Хвостовая эффективность*Горизонтальное оперение)
CTlift = S*(CL-CWlift)/(η*St)

Как называется хвостовая часть самолета?

Хвост обычно имеет фиксированную горизонтальную часть, называемую горизонтальным стабилизатором, и фиксированную вертикальную часть, называемую вертикальным стабилизатором. Задача стабилизаторов - обеспечивать устойчивость самолета, удерживать его в прямом полете.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!