✖Момент тангажа хвоста — это момент тангажа хвоста относительно центра тяжести самолета.ⓘ Момент качки из-за хвоста [M_t]			+10% -10%
✖Рычаг момента горизонтального оперения — это расстояние между центром подъемной силы горизонтального оперения и центром тяжести самолета.ⓘ Горизонтальный хвостовой моментный рычаг [𝒍_t]			+10% -10%
✖Плотность набегающего потока — это масса единицы объема воздуха, находящегося далеко перед аэродинамическим телом на заданной высоте.ⓘ Плотность свободного потока [ρ_∞]			+10% -10%
✖Скорость хвоста относится к воздушной скорости или скорости горизонтального стабилизатора (хвоста) самолета относительно окружающего воздуха (относительного ветра).ⓘ Скорость Хвост [V_tail]			+10% -10%
✖Площадь горизонтального оперения — это площадь поверхности горизонтального стабилизатора самолета, которая обеспечивает устойчивость и управляемость по тангажу.ⓘ Горизонтальное оперение [S_t]			+10% -10%

✖Коэффициент подъемной силы хвоста — это коэффициент подъемной силы, связанный только с хвостовой частью самолета. Это безразмерная величина.ⓘ Коэффициент подъемной силы хвоста для заданного момента тангажа [CT_lift]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Коэффициент подъемной силы хвоста для заданного момента тангажа

Формула

`"CT"_{"lift"} = -2*"M"_{"t"}/("𝒍"_{"t"}*"ρ"_{"∞"}*"V"_{"tail"}^2*"S"_{"t"})`

Пример

`"0.3"=-2*"-218.6644N*m"/("0.801511m"*"1.225kg/m³"*("28.72m/s")^2*"1.8m²")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Вклад крылатого хвоста Формулы PDF PDF Image

Коэффициент подъемной силы хвоста для заданного момента тангажа Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент подъемной силы хвоста = -2*Момент качки из-за хвоста/(Горизонтальный хвостовой моментный рычаг*Плотность свободного потока*Скорость Хвост^2*Горизонтальное оперение)
CT_lift = -2*M_t/(𝒍_t*ρ_∞*V_tail^2*S_t)
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.
Момент качки из-за хвоста - (Измеряется в Ньютон-метр) - Момент тангажа хвоста — это момент тангажа хвоста относительно центра тяжести самолета.
Горизонтальный хвостовой моментный рычаг - (Измеряется в метр) - Рычаг момента горизонтального оперения — это расстояние между центром подъемной силы горизонтального оперения и центром тяжести самолета.
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.
Скорость Хвост - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость хвоста относится к воздушной скорости или скорости горизонтального стабилизатора (хвоста) самолета относительно окружающего воздуха (относительного ветра).
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

Момент качки из-за хвоста: -218.6644 Ньютон-метр --> -218.6644 Ньютон-метр Конверсия не требуется
Горизонтальный хвостовой моментный рычаг: 0.801511 метр --> 0.801511 метр Конверсия не требуется
Плотность свободного потока: 1.225 Килограмм на кубический метр --> 1.225 Килограмм на кубический метр Конверсия не требуется
Скорость Хвост: 28.72 метр в секунду --> 28.72 метр в секунду 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

CT_lift = -2*M_t/(𝒍_t*ρ_∞*V_tail^2*S_t) --> -2*(-218.6644)/(0.801511*1.225*28.72^2*1.8)

Оценка ... ...

CT_lift = 0.299999911426611

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.299999911426611 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.299999911426611 ≈ 0.3 <-- Коэффициент подъемной силы хвоста

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Статическая устойчивость и контроль » Продольная стабильность » Аэрокосмическая промышленность » Вклад крылатого хвоста » Коэффициент подъемной силы хвоста для заданного момента тангажа

Кредиты

Сделано Винай Мишра

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

Винай Мишра создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Майаруцельван V

Технологический колледж ПСЖ (PSGCT), Коимбатур

Майаруцельван V 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

Коэффициент подъемной силы хвоста для заданного момента тангажа формула

Что означает задний CG?

Задний предел ЦТ - это крайнее заднее положение, в котором ЦТ может быть расположен для наиболее критического маневра или операции. По мере того, как ЦТ перемещается назад, возникает менее стабильное состояние, что снижает способность самолета исправляться после маневрирования или турбулентности.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!