Induzierter Anstellwinkel bei gegebenem Auftriebskoeffizienten Taschenrechner

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Elliptische Auftriebsverteilung

Allgemeine Aufzugsverteilung

✖Der Referenzbereichsursprung ist willkürlich ein Bereich, der für das betrachtete Objekt charakteristisch ist. Bei einem Flugzeugflügel wird die Grundrissfläche des Flügels als Referenzflügelfläche bezeichnet.ⓘ Ursprung des Referenzbereichs [S₀]			+10% -10%
✖Der Ursprung des Auftriebskoeffizienten ist ein dimensionsloser Koeffizient, der den von einem Auftriebskörper erzeugten Auftrieb mit der Flüssigkeitsdichte um den Körper herum, der Flüssigkeitsgeschwindigkeit und einer zugehörigen Referenzfläche in Beziehung setzt.ⓘ Ursprung des Auftriebskoeffizienten [C_l]			+10% -10%
✖Die Flügelspannweite (oder einfach Spannweite) eines Vogels oder eines Flugzeugs ist der Abstand von einer Flügelspitze zur anderen Flügelspitze.ⓘ Spannweite [b]			+10% -10%

✖Der induzierte Anstellwinkel ist der Winkel zwischen dem lokalen relativen Wind und der Richtung der freien Strömungsgeschwindigkeit.ⓘ Induzierter Anstellwinkel bei gegebenem Auftriebskoeffizienten [α_i]

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Formel

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Induzierter Anstellwinkel bei gegebenem Auftriebskoeffizienten

Formel

`"α"_{"i"} = "S"_{"0"}*"C"_{"l"}/(pi*"b"^2)`

Beispiel

`"11.04141°"="2.21m²"*"1.5"/(pi*("2340mm")^2)`

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Induzierter Anstellwinkel bei gegebenem Auftriebskoeffizienten Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung

Gebrauchte Formel

Induzierter Angriffswinkel = Ursprung des Referenzbereichs*Ursprung des Auftriebskoeffizienten/(pi*Spannweite^2)
α_i = S₀*C_l/(pi*b^2)
Diese formel verwendet 1 Konstanten, 4 Variablen

Verwendete Konstanten

pi - Archimedes-Konstante Wert genommen als 3.14159265358979323846264338327950288

Verwendete Variablen

Induzierter Angriffswinkel - (Gemessen in Bogenmaß) - Der induzierte Anstellwinkel ist der Winkel zwischen dem lokalen relativen Wind und der Richtung der freien Strömungsgeschwindigkeit.
Ursprung des Referenzbereichs - (Gemessen in Quadratmeter) - Der Referenzbereichsursprung ist willkürlich ein Bereich, der für das betrachtete Objekt charakteristisch ist. Bei einem Flugzeugflügel wird die Grundrissfläche des Flügels als Referenzflügelfläche bezeichnet.
Ursprung des Auftriebskoeffizienten - Der Ursprung des Auftriebskoeffizienten ist ein dimensionsloser Koeffizient, der den von einem Auftriebskörper erzeugten Auftrieb mit der Flüssigkeitsdichte um den Körper herum, der Flüssigkeitsgeschwindigkeit und einer zugehörigen Referenzfläche in Beziehung setzt.
Spannweite - (Gemessen in Meter) - Die Flügelspannweite (oder einfach Spannweite) eines Vogels oder eines Flugzeugs ist der Abstand von einer Flügelspitze zur anderen Flügelspitze.

SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit

Ursprung des Referenzbereichs: 2.21 Quadratmeter --> 2.21 Quadratmeter Keine Konvertierung erforderlich
Ursprung des Auftriebskoeffizienten: 1.5 --> Keine Konvertierung erforderlich
Spannweite: 2340 Millimeter --> 2.34 Meter (Überprüfen sie die konvertierung hier)

SCHRITT 2: Formel auswerten

Eingabewerte in Formel ersetzen

α_i = S₀*C_l/(pi*b^2) --> 2.21*1.5/(pi*2.34^2)

Auswerten ... ...

α_i = 0.192708976678221

SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit

0.192708976678221 Bogenmaß -->11.0414110379491 Grad (Überprüfen sie die konvertierung hier)

ENDGÜLTIGE ANTWORT

11.0414110379491 ≈ 11.04141 Grad <-- Induzierter Angriffswinkel

(Berechnung in 00.020 sekunden abgeschlossen)

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Credits

Erstellt von Ravi Khiyani

Shri Govindram Seksaria Institut für Technologie und Wissenschaft (SGSITS), Indore

Ravi Khiyani hat diesen Rechner und 200+ weitere Rechner erstellt!

Geprüft von Anshika Arya

Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur

Anshika Arya hat diesen Rechner und 2500+ weitere Rechner verifiziert!

< 20 Elliptische Auftriebsverteilung Taschenrechner

Heben Sie in einer bestimmten Entfernung entlang der Spannweite an

Gehen Auf Distanz heben = Freestream-Dichte*Freestream-Geschwindigkeit*Zirkulation am Ursprung*sqrt(1-(2*Abstand vom Mittelpunkt zum Punkt/Spannweite)^2)

Zirkulation am Ursprung in der elliptischen Auftriebsverteilung

Gehen Zirkulation am Ursprung = 2*Freestream-Geschwindigkeit*Ursprung des Referenzbereichs*Ursprung des Auftriebskoeffizienten/(pi*Spannweite)

Freestream-Geschwindigkeit bei gegebener Zirkulation am Ursprung

Gehen Freestream-Geschwindigkeit = pi*Spannweite*Zirkulation am Ursprung/(2*Ursprung des Referenzbereichs*Auftriebskoeffizient ELD)

Auftriebskoeffizient bei gegebener Zirkulation am Ursprung

Gehen Auftriebskoeffizient ELD = pi*Spannweite*Zirkulation am Ursprung/(2*Freestream-Geschwindigkeit*Ursprung des Referenzbereichs)

Auftrieb des Flügels bei Zirkulation am Ursprung

Gehen Auftriebskraft = (pi*Freestream-Dichte*Freestream-Geschwindigkeit*Spannweite*Zirkulation am Ursprung)/4

Zirkulation am Ursprung bei Auftrieb des Flügels

Gehen Zirkulation am Ursprung = 4*Auftriebskraft/(Freestream-Dichte*Freestream-Geschwindigkeit*Spannweite*pi)

Induzierter Anstellwinkel bei gegebenem Auftriebskoeffizienten

Gehen Induzierter Angriffswinkel = Ursprung des Referenzbereichs*Ursprung des Auftriebskoeffizienten/(pi*Spannweite^2)

Auftriebskoeffizient bei gegebenem induziertem Widerstandskoeffizienten

Gehen Auftriebskoeffizient ELD = sqrt(pi*Flügelseitenverhältnis ELD*Induzierter Widerstandskoeffizient ELD)

Zirkulation bei gegebener Entfernung entlang Spannweite

Gehen Verkehr = Zirkulation am Ursprung*sqrt(1-(2*Abstand vom Mittelpunkt zum Punkt/Spannweite)^2)

Seitenverhältnis bei gegebenem induziertem Widerstandskoeffizienten

Gehen Flügelseitenverhältnis ELD = Auftriebskoeffizient ELD^2/(pi*Induzierter Widerstandskoeffizient ELD)

Induzierter Widerstandskoeffizient bei gegebenem Seitenverhältnis

Gehen Induzierter Widerstandskoeffizient ELD = Auftriebskoeffizient ELD^2/(pi*Flügelseitenverhältnis ELD)

Induzierter Angriffswinkel bei gegebenem Seitenverhältnis

Gehen Induzierter Angriffswinkel = Ursprung des Auftriebskoeffizienten/(pi*Flügelseitenverhältnis ELD)

Freestream-Geschwindigkeit bei gegebenem induziertem Anstellwinkel

Gehen Freestream-Geschwindigkeit = Zirkulation am Ursprung/(2*Spannweite*Induzierter Angriffswinkel)

Induzierter Anstellwinkel bei gegebener Zirkulation am Ursprung

Gehen Induzierter Angriffswinkel = Zirkulation am Ursprung/(2*Spannweite*Freestream-Geschwindigkeit)

Zirkulation am Ursprung bei induziertem Anstellwinkel

Gehen Zirkulation am Ursprung = 2*Spannweite*Induzierter Angriffswinkel*Freestream-Geschwindigkeit

Seitenverhältnis bei gegebenem induziertem Angriffswinkel

Gehen Flügelseitenverhältnis ELD = Auftriebskoeffizient ELD/(pi*Induzierter Angriffswinkel)

Auftriebskoeffizient bei gegebenem induziertem Anstellwinkel

Gehen Auftriebskoeffizient ELD = pi*Induzierter Angriffswinkel*Flügelseitenverhältnis ELD

Induzierter Angriffswinkel bei Abwind

Gehen Induzierter Angriffswinkel = -(Downwash/Freestream-Geschwindigkeit)

Abwind bei elliptischer Auftriebsverteilung

Gehen Downwash = -Zirkulation am Ursprung/(2*Spannweite)

Zirkulation am Ursprung bei Downwash

Gehen Zirkulation am Ursprung = -2*Downwash*Spannweite

Induzierter Anstellwinkel bei gegebenem Auftriebskoeffizienten Formel

Induzierter Angriffswinkel = Ursprung des Referenzbereichs*Ursprung des Auftriebskoeffizienten/(pi*Spannweite^2)
α_i = S₀*C_l/(pi*b^2)

Wie wirkt sich der Anstellwinkel auf das Tragflächenprofil aus?

Eine Erhöhung des Anstellwinkels führt bis zu einem gewissen Punkt zu einer Erhöhung sowohl des Auftriebs als auch des induzierten Widerstands. Ein zu hoher Anstellwinkel (normalerweise etwa 17 Grad) und der Luftstrom über die Oberseite der Tragfläche lösen sich, was zu einem Auftriebsverlust führt, der auch als Strömungsabriss bezeichnet wird.

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