Wie Pitch Moment Berechnen

Der Pilot das Flugzeug Führung stetig , wenn er positioniert die Flügel des Flugzeugs zurück . Der Moment, wenn ein Flugzeug plötzlich ändert die Tonhöhe nach oben oder unten , ist das Nickmoment . Solange das Flugzeug in einem stetigen Auf-oder Abstieg fliegen, gibt es keine Nickmoment ; wenn der Auf-oder Abstieg der Ebene konstant wird , auf-oder absteigend in einem gleichmäßigen Tempo , endet das Nickmoment . Das Buch "Die Aerodynamik des Flugzeugs ", beschreibt Nickmoment als die Summe von einer Kraft - Paar unabhängig von Lift (Null- Moment ) und einer Laufzeit ( oder Berechnung) proportional zu den lift.Things Sie brauchen
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das Drehmoment, das auf die aerodynamische Zentrum der Flugzeuge auf dem Nickmoment durch den Flügel wirkt berechnen . Multiplizieren den Auftrieb des Flügels um die Nickmoment um den Abstand von dem aerodynamischen Mittelpunkt des Flugzeugs und dem Punkt auf dem Flügel , wo das Nickmoment erzeugt wird. Fügen Sie diese beiden Berechnungen zusammen .
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Berechnen Sie den Abstand von der Lage in dem Flügel , wo die Tonhöhe Moment auf den Schwanz der Ebene erstellt. Multiplizieren diese Distanz von der Flügel-Bezugsbereich ( der Bereich des trapezförmigen Abschnitts des Flügels , der von der Ebene der Mittellinie in der Ebene hervorsteht ) . Teilen Sie diese Zahl durch den Referenz Akkord multipliziert mit dem Flügel Referenzbereich . Multiplizieren Sie diese Produkt von der Ladebordwand -Koeffizient . In dieser Zahl die Berechnung des Drehmoments der Schwanz am Nickmoment . Subtrahieren Sie die Summe dieser Berechnung von der in Schritt 1 ermittelten Zahl .
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Reduzieren Sie die Berechnung des Drehmoments der Schwanz ( in Schritt 2 abgeleitet ) für die neutralisierende Wirkung des Kontos T-Leitwerk , wenn ein Flugzeug ein . Das T-Leitwerk reduziert die Geschwindigkeit und das Drehmoment des Nickmoment und erhöht die Anzahl der endgültigen Berechnung in Schritt 2 , was insgesamt zu einer weniger scharf Nickmoment . (A T-Leitwerk ist eine horizontale Stabilisierung Schwanz, der an den Seitenleitwerk montiert ist. Das Stück , wenn angebracht , ähnelt einem "T" ) Die genauen Formeln für die Interpolation der Wirkung der T-Leitwerk sowie verwandte detaillierte Komponenten der Schwanz und Rumpf können aus Standford University Luftfahrt Längs Static Stability Seite abgeleitet werden.
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Bestimmen Sie die Wirkung der Rumpf Beitrag wird auf der Nickmoment , das von der Angriffswinkel betroffen haben . Stanford University Professor für Luft-und Raumfahrt Ilan Kroo besagt, dass die destabilisierende Wirkung des Rumpfes hängt von der Rumpflänge , Breite Rumpf , Flügel fegen, das Seitenverhältnis und die Lage auf dem Rumpf . Addieren oder subtrahieren Sie die Auswirkungen der Rumpf auf dem Platz Moment unter Verwendung empirischer Formeln oder Computer für jeden spezifischen Aspekt des Rumpfes und Flugzeug Stabilität ausgelegt .