✖Скорость вдоль оси крена — это составляющая скорости вдоль оси крена самолета.ⓘ Скорость вдоль оси крена [u]			+10% -10%
✖Угол атаки — это угол между опорной линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется.ⓘ Угол атаки [α]			+10% -10%

✖Скорость вдоль оси рыскания — это составляющая скорости вдоль оси рыскания самолета.ⓘ Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки [w]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки

Формула

`"w" = "u"*"α"`

Пример

`"0.399924m/s"="17m/s"*"1.34788°"`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Номенклатура динамики самолетов Формулы PDF PDF Image

Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Скорость вдоль оси рыскания = Скорость вдоль оси крена*Угол атаки
w = u*α
В этой формуле используются 3 Переменные

Используемые переменные

Скорость вдоль оси рыскания - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость вдоль оси рыскания — это составляющая скорости вдоль оси рыскания самолета.
Скорость вдоль оси крена - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость вдоль оси крена — это составляющая скорости вдоль оси крена самолета.
Угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки — это угол между опорной линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Скорость вдоль оси крена: 17 метр в секунду --> 17 метр в секунду Конверсия не требуется
Угол атаки: 1.34788 степень --> 0.0235249439217767 Радиан (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

w = u*α --> 17*0.0235249439217767

Оценка ... ...

w = 0.399924046670204

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.399924046670204 метр в секунду --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.399924046670204 ≈ 0.399924 метр в секунду <-- Скорость вдоль оси рыскания

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Введение и основные уравнения » Аэрокосмическая промышленность » Номенклатура динамики самолетов » Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки

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+!

< 18 Номенклатура динамики самолетов Калькуляторы

Угол скольжения

Идти Угол бокового скольжения = asin(Скорость вдоль оси тангажа/(sqrt((Скорость вдоль оси крена^2)+(Скорость вдоль оси тангажа^2)+(Скорость вдоль оси рыскания^2))))

Средняя аэродинамическая хорда винтового самолета

Идти Средняя аэродинамическая хорда = (1/Справочная область)*int(Длина хорды^2,x,-Размах крыльев/2,Размах крыльев/2)

Коэффициент момента рыскания

Идти Коэффициент поворотного момента = Отклоняющийся момент/(Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина)

Отклоняющийся момент

Идти Отклоняющийся момент = Коэффициент поворотного момента*Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина

Коэффициент крутящего момента

Идти Коэффициент момента качения = вращающийся момент/(Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина)

вращающийся момент

Идти вращающийся момент = Коэффициент момента качения*Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина

Коэффициент тягового момента

Идти Коэффициент момента качки = Момент подачи/(Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина)

Момент подачи

Идти Момент подачи = Коэффициент момента качки*Динамическое давление*Справочная область*Характеристическая длина

Коэффициент нормальной силы с аэродинамической нормальной силой

Идти Нормальный коэффициент силы = Аэродинамическая нормальная сила/(Динамическое давление*Справочная область)

Аэродинамическая нормальная сила

Идти Аэродинамическая нормальная сила = Нормальный коэффициент силы*Динамическое давление*Справочная область

Коэффициент боковой силы

Идти Коэффициент боковой силы = Аэродинамическая боковая сила/(Динамическое давление*Справочная область)

Аэродинамическая боковая сила

Идти Аэродинамическая боковая сила = Коэффициент боковой силы*Динамическое давление*Справочная область

Аэродинамическая осевая сила

Идти Аэродинамическая осевая сила = Коэффициент осевой силы*Динамическое давление*Справочная область

Угол атаки

Идти Угол атаки = atan(Скорость вдоль оси рыскания/Скорость вдоль оси крена)

Скорость вдоль оси тангажа при малом угле бокового скольжения

Идти Скорость вдоль оси тангажа = Угол бокового скольжения*Скорость вдоль оси крена

Скорость вдоль оси крена при малом угле бокового скольжения

Идти Скорость вдоль оси крена = Скорость вдоль оси тангажа/Угол бокового скольжения

Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки

Идти Скорость вдоль оси рыскания = Скорость вдоль оси крена*Угол атаки

Скорость вдоль оси крена при малом угле атаки

Идти Скорость вдоль оси крена = Скорость вдоль оси рыскания/Угол атаки

Скорость вдоль оси рыскания при небольшом угле атаки формула

Скорость вдоль оси рыскания = Скорость вдоль оси крена*Угол атаки
w = u*α

Что такое рыскание?

Строка рыскания, также известная как струна скольжения, представляет собой простое устройство для индикации скольжения или заноса самолета в полете.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!