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Le coefficient de moment pour la contribution du fuselage est la somme des contributions de chaque composant du fuselage, y compris le nez, la cabine et le cône de queue. Vérifiez FAQs
Cm0,f=(136.5⋅Sw⋅b)⋅∑(x,0,b2,wf2⋅(α0,w+if)⋅Δx)
Cm0,f - Coefficient de moment pour la contribution du fuselage?Sw - Zone de l'aile?b - Envergure?wf - Largeur moyenne du fuselage?α0,w - Angle de levage nul de l'aile?if - Incidence de la ligne de carrossage du fuselage?Δx - Incrément de longueur du fuselage?

Exemple Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage

Avec des valeurs
Avec unités
Seul exemple

Voici à quoi ressemble l'équation Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage avec des valeurs.

Voici à quoi ressemble l'équation Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage avec unités.

Voici à quoi ressemble l'équation Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage.

0.0196Edit=(136.5⋅184Edit⋅20Edit)⋅∑(x,0,20Edit2,3.45Edit2⋅(0.31Edit+3.62Edit)⋅5.12Edit)
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HomeIcon Maison » Category La physique » Category Aérospatial » Category Mécanique aéronautique » fx Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage

Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage Solution

Suivez notre solution étape par étape pour savoir comment calculer Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage ?

Premier pas Considérez la formule
Cm0,f=(136.5⋅Sw⋅b)⋅∑(x,0,b2,wf2⋅(α0,w+if)⋅Δx)
L'étape suivante Valeurs de remplacement des variables
∴ Cm0,f=(136.5⋅184m²⋅20m)⋅∑(x,0,20m2,3.45m2⋅(0.31rad+3.62)⋅5.12m)
L'étape suivante Préparez-vous à évaluer
∴ Cm0,f=(136.5⋅184⋅20)⋅∑(x,0,202,3.452⋅(0.31+3.62)⋅5.12)
L'étape suivante Évaluer
∴Cm0,f=0.0196133917808219
Dernière étape Réponse arrondie
∴Cm0,f=0.0196

Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage Formule Éléments

Variables
Les fonctions
Coefficient de moment pour la contribution du fuselage
Le coefficient de moment pour la contribution du fuselage est la somme des contributions de chaque composant du fuselage, y compris le nez, la cabine et le cône de queue.
Symbole: Cm0,f
La mesure: NAUnité: Unitless
Note: La valeur peut être positive ou négative.
Formules pour trouver Coefficient de moment pour la contribution du fuselageOpen Variable
Zone de l'aile
La zone de l'aile est la zone projetée de la forme en plan et est délimitée par les bords d'attaque et de fuite ainsi que par les extrémités des ailes.
Symbole: Sw
La mesure: ZoneUnité: m²
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Formules pour trouver Zone de l'aileOpen Variable
Envergure
L'envergure (ou simplement l'envergure) d'un oiseau ou d'un avion est la distance entre un bout d'aile et l'autre bout d'aile.
Symbole: b
La mesure: LongueurUnité: m
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Formules pour trouver EnvergureOpen Variable
Largeur moyenne du fuselage
La largeur moyenne du fuselage fait référence au diamètre ou à la largeur typique de la structure centrale du corps d'un avion.
Symbole: wf
La mesure: LongueurUnité: m
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Formules pour trouver Largeur moyenne du fuselageOpen Variable
Angle de levage nul de l'aile
L'angle de portance nulle de l'aile, par rapport à la ligne de référence du fuselage, fait référence à l'angle formé entre la ligne de corde de l'aile et la ligne de référence du fuselage.
Symbole: α0,w
La mesure: AngleUnité: rad
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Formules pour trouver Angle de levage nul de l'aileOpen Variable
Incidence de la ligne de carrossage du fuselage
L'incidence de la ligne de cambrure du fuselage par rapport à la ligne de référence du fuselage fait référence à l'angle formé entre la ligne de cambrure du fuselage et la ligne de référence du fuselage.
Symbole: if
La mesure: NAUnité: Unitless
Note: La valeur peut être positive ou négative.
Formules pour trouver Incidence de la ligne de carrossage du fuselageOpen Variable
Incrément de longueur du fuselage
L'incrément de longueur du fuselage fait référence à l'augmentation de la dimension longitudinale du fuselage d'un avion.
Symbole: Δx
La mesure: LongueurUnité: m
Note: La valeur doit être supérieure à 0.
Formules pour trouver Incrément de longueur du fuselageOpen Variable
sum
La notation de sommation ou sigma (∑) est une méthode utilisée pour écrire une longue somme de manière concise.
Syntaxe: sum(i, from, to, expr)

Autres formules pour trouver Coefficient de moment pour la contribution du fuselage

​va Coefficient de moment de tangage pour la contribution du fuselage
Cm0,f=k2-k136.5⋅Sw⋅cma⋅∫(wf2⋅(α0,w+if),x,0,if)

Comment évaluer Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage ?

L'évaluateur Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage utilise Moment Coefficient for Fuselage Contribution = (1/(36.5*Zone de l'aile*Envergure))*sum(x,0,Envergure/2,Largeur moyenne du fuselage^2*(Angle de levage nul de l'aile+Incidence de la ligne de carrossage du fuselage)*Incrément de longueur du fuselage) pour évaluer Coefficient de moment pour la contribution du fuselage, Le coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage, souvent appelé fuselage, mesure la variation du moment de tangage par unité de changement d'un paramètre lié au fuselage. Ce paramètre peut être l’angle d’attaque, l’angle de dérapage ou un autre facteur pertinent. Coefficient de moment pour la contribution du fuselage est désigné par le symbole Cm0,f.

Comment évaluer Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage à l'aide de cet évaluateur en ligne ? Pour utiliser cet évaluateur en ligne pour Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage, saisissez Zone de l'aile (Sw), Envergure (b), Largeur moyenne du fuselage (wf), Angle de levage nul de l'aile (α0,w), Incidence de la ligne de carrossage du fuselage (if) & Incrément de longueur du fuselage (Δx) et appuyez sur le bouton Calculer.

FAQs sur Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage

Quelle est la formule pour trouver Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage ?
La formule de Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage est exprimée sous la forme Moment Coefficient for Fuselage Contribution = (1/(36.5*Zone de l'aile*Envergure))*sum(x,0,Envergure/2,Largeur moyenne du fuselage^2*(Angle de levage nul de l'aile+Incidence de la ligne de carrossage du fuselage)*Incrément de longueur du fuselage). Voici un exemple : 0.019563 = (1/(36.5*184*20))*sum(x,0,20/2,3.45^2*(0.31+3.62)*5.12).
Comment calculer Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage ?
Avec Zone de l'aile (Sw), Envergure (b), Largeur moyenne du fuselage (wf), Angle de levage nul de l'aile (α0,w), Incidence de la ligne de carrossage du fuselage (if) & Incrément de longueur du fuselage (Δx), nous pouvons trouver Coefficient du moment de tangage par rapport à la contribution du fuselage en utilisant la formule - Moment Coefficient for Fuselage Contribution = (1/(36.5*Zone de l'aile*Envergure))*sum(x,0,Envergure/2,Largeur moyenne du fuselage^2*(Angle de levage nul de l'aile+Incidence de la ligne de carrossage du fuselage)*Incrément de longueur du fuselage). Cette formule utilise également la ou les fonctions Notation de sommation (somme).
Quelles sont les autres façons de calculer Coefficient de moment pour la contribution du fuselage ?
Voici les différentes façons de calculer Coefficient de moment pour la contribution du fuselage-
  • Moment Coefficient for Fuselage Contribution=(Final Correction Factor for Body Fitness Ratio-Initial Correction Factor for Body Fitness Ratio)/(36.5*Wing Area*Mean Aerodynamic Chord)*int(Average Width of Fuselage^2*(Wing Zero Lift Angle+Incidence of Fuselage Camber Line),x,0,Incidence of Fuselage Camber Line)OpenImg
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