Как найти площадь крыла самолета

Enter the wingspan and the chord into the calculator to determine the total wing area. If calculating a tapered wing, the root chord and tip chord will be required.

• Lift Force Calculator
• Wind Pressure & Force Calculator
• Glide Ratio Calculator
• Drag Equation Calculator (Drag Force Calculator)
• Wing Volume Calculator
• Top Chord Length Calculator

Wing Area Formulas

The following two formulas are used to calculate the wing areas of a triangle and tapered (trapezoidal) wings.

• Where WA is the wing area of a triangle wing
• WS is the wing span
• RC is the roots chord

Or, for trapezoidal wings:

• Where RC is the root chord
• TC is the tip chord
• WS is the wingspan

Wing Area Definition

What is wing area?

A wing area, also known as wing surface area, is defined as the total 2-dimensional space taken up by a wing shape. These shapes are most commonly triangle or trapezoidal shapes, but can also be by rectangular, or irregular shapes.

Example Problem

How to calculate wing area?

The following example outlines the steps to calculate a wing area of a trapezoidal wing.

First, determine the root chord. This should be the longer of the two chords and in this case is 3 feet.

Next, determine the tip chord. The smaller of the two chords in this case is 2 feet.

Next, determine the wing span. The length of the wing is measured to be 6 feet.

Finally, calculate the wing area using the formula above:

WA = (RC + TC) / 2 * WS

WA = (3+ 2) / 2 * 6

WA = 15 ft^2

Кроме геометрических параметров самолета
для определения аэродинамических
характеристик необходимо рассчитать
ряд относительных геометрических
характеристик частей самолета.

Так, для фюзеляжа необходимо рассчитать
следующие относительные геометрические
параметры:

• удлинение фюзеляжа
  ;

• удлинение носовой части
  ;

• удлинение цилиндрической части
  ;

• удлинение кормовой части
  ;

• сужение носовой части
  

• сужение кормовой части
  

Для несущей поверхности необходимо
рассчитать следующие относительные
геометрические параметры:

• удлинение несущей поверхности (крыло,
  ГО)
  ;

• удлинение консоли несущей поверхности
  (крыло, ГО)
  ;

• удлинение ВО
  

• удлинение консоли ВО
  

• Рис. 4.4. Определение САХ трапециевидного крыла и координаты ее носка

  сужение несущей поверхности;

• среднюю аэродинамическую хорду несущей
  поверхности
  .
  формы в плане

Для крыла простой формы в плане САХ и
координаты ее носка (рис. 4.4.) можно
рассчитать по формулам:

В итоге получим следующие параметры
самолета:

Крыло Площадь базового крыла Размах базового крыла Удлинение базового крыла Центральная хорда крыла САХ крыла Координата начала САХ Сужение крыла Изолированные консоли крыла Площадь консолей крыла Размах консолей крыла Бортовая хорда крыла Концевая хорда крыла САХ консолей крыла Координата начала САХ консоли крыла Удлинение консоли крыла Сужение консоли крыла Угол стреловидности передней кромки крыла Угол стреловидности задней кромки крыла Угол стреловидности по линии 1/2 хорд крыла Относительная толщина профиля крыла	Sкр= 13502966 мм2 lкр= 8216 мм λкр= 5 b0= 2422 мм bA= 1766 мм xA= 807 мм ηкр= 2,8 Sккр= 10879692 мм2 lккр= 7083 мм b0ккр= 2207 мм bккр= 865 мм bAккр= 1634 мм xAккр= 705 мм λккр= 4,61 ηккр= 2,55 χпккр= 25° χзккр= 5° χ0,5 кр= 15°
Горизонтальное оперение Площадь ГО с подфюзеляжной частью Размах ГО с подфюзеляжной частью Удлинение ГО Сужение ГО Центральная хорда ГО САХ ГО Координата начала САХ ГО Изолированные консоли ГО Площадь консолей ГО Размах консолей ГО Бортовая хорда ГО Концевая хорда ГО САХ консолей ГО Координата начала САХ консоли ГО Удлинение консоли ГО Сужение консоли ГО Угол стреловидности передней кромки ГО Угол стреловидности задней кромки ГО Угол стреловидности по линии 1/2 хорд ГО Относительная толщина профиля ГО	SГО= 3812000 мм2 lГО= 4000 мм λГО= 4,20 ηГО= 2,48 b0ГО= 1358 мм bAГО= 1012 мм xAГО= 455 мм SкГО= 2688333 мм2 LкГО= 3114 мм b0кГО= 1179 мм bкГО= 548 мм bAкГО= 902 мм xAкГО= 364 мм λкГО= 3,61 ηкГО= 2,15 χпкГО= 28° χзкГО= 7° χ0,5 ГО= 18°
Вертикальное оперение Площадь ВО с фюзеляжной частью Высота ВО с фюзеляжной частью Удлинение ВО Сужение ВО Центральная хорда ВО САХ ВО Координата начала САХ ВО	SВО= 3672449 мм2 lВО= 2453 мм λВО= 3,28 ηВО= 2,84 b0ВО= 2215 мм bAВО= 1612 мм xAВО= 927 мм
Изолированные консоли ВО Площадь консоли ВО Высота консоли ВО Бортовая хорда ВО Концевая хорда ВО САХ консоли ВО Координата начала САХ консоли ВО Удлинение консоли ВО Сужение консоли ВО Угол стреловидности передней кромки ВО Угол стреловидности задней кромки ВО Угол стреловидности по линии 1/2 хорд ВО Относительная толщина профиля ВО	SкВО= 2513438 мм2 lкВО= 1887 мм b0кВО= 1884 мм bкВО= 780 мм bAкВО= 1408 мм xAкВО= 732 мм λкВО= 2,83 ηкВО= 2,42 χпкВО= 42° χзкВО= 18° χ0,5 ВО= 31°
Фюзеляж Длина Максимальный диаметр фюзеляжа Площадь миделевого сечения Длина носовой части Длина цилиндрической части Длина кормовой части Диаметр носовой части Диаметр кормовой части Удлинение фюзеляжа Удлинение носовой части Удлинение цилиндрической части Удлинение кормовой части Сужение носовой части Сужение кормовой части	Lф= 10300 мм dф= 1390 мм Sф= 1517468 мм2 Lнос= 3355 мм Lцил= 4637 мм Lкорм= 2308 мм dнос= 0 мм dкорм= 760 мм λф= 7,41 λнос= 2,41 λцил= 3,34 λкорм= 1,66 ηнос= 0 ηкорм= 0,55

Соседние файлы в папке Текст

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #