Calculadora Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado

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✖El ángulo de ataque es el ángulo entre una línea de referencia sobre un cuerpo y el vector que representa el movimiento relativo entre el cuerpo y el fluido a través del cual se mueve.ⓘ Ángulo de ataque [α]			+10% -10%
✖El ángulo de sustentación cero es el ángulo de ataque en el que un perfil aerodinámico no produce sustentación.ⓘ Ángulo de elevación cero [α₀]			+10% -10%

✖El coeficiente de sustentación para perfil aerodinámico combado es un coeficiente adimensional que relaciona la sustentación generada por unidad de envergadura con la densidad del fluido alrededor del cuerpo, la velocidad del fluidoⓘ Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado [C_L,cam]

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Fórmula

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Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado

Fórmula

`"C"_{"L,cam"} = 2*pi*(("α")-("α"_{"0"}))`

Ejemplo

`"1.41903"=2*pi*(("10.94°")-("-2°"))`

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Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo

Fórmula utilizada

Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado = 2*pi*((Ángulo de ataque)-(Ángulo de elevación cero))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))
Esta fórmula usa 1 Constantes, 3 Variables

Constantes utilizadas

pi - La constante de Arquímedes. Valor tomado como 3.14159265358979323846264338327950288

Variables utilizadas

Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado - El coeficiente de sustentación para perfil aerodinámico combado es un coeficiente adimensional que relaciona la sustentación generada por unidad de envergadura con la densidad del fluido alrededor del cuerpo, la velocidad del fluido
Ángulo de ataque - (Medido en Radián) - El ángulo de ataque es el ángulo entre una línea de referencia sobre un cuerpo y el vector que representa el movimiento relativo entre el cuerpo y el fluido a través del cual se mueve.
Ángulo de elevación cero - (Medido en Radián) - El ángulo de sustentación cero es el ángulo de ataque en el que un perfil aerodinámico no produce sustentación.

PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base

Ángulo de ataque: 10.94 Grado --> 0.190939020168144 Radián (Verifique la conversión aquí)
Ángulo de elevación cero: -2 Grado --> -0.03490658503988 Radián (Verifique la conversión aquí)

PASO 2: Evaluar la fórmula

Sustituir valores de entrada en una fórmula

C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀)) --> 2*pi*((0.190939020168144)-((-0.03490658503988)))

Evaluar ... ...

C_L,cam = 1.41902978833414

PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida

1.41902978833414 --> No se requiere conversión

RESPUESTA FINAL

1.41902978833414 ≈ 1.41903 <-- Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado

(Cálculo completado en 00.004 segundos)

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Créditos

Creado por Shikha Maurya

Instituto Indio de Tecnología (IIT), Bombay

¡Shikha Maurya ha creado esta calculadora y 100+ más calculadoras!

Verificada por Anshika Arya

Instituto Nacional de Tecnología (LIENDRE), Hamirpur

¡Anshika Arya ha verificado esta calculadora y 2500+ más calculadoras!

< 8 Flujo sobre perfiles aerodinámicos Calculadoras

Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado

Vamos Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado = 2*pi*((Ángulo de ataque)-(Ángulo de elevación cero))

Espesor de la capa límite para flujo laminar

Vamos Espesor de la capa límite laminar = 5*Distancia en el eje X/sqrt(Número de Reynolds para flujo laminar)

Ubicación del centro de presión para perfil aerodinámico combado

Vamos Centro de presión = -(Coeficiente de momento sobre el borde de ataque*Acorde)/Coeficiente de elevación

Espesor de la capa límite para flujo turbulento

Vamos Espesor de la capa límite turbulenta = 0.37*Distancia en el eje X/(Número de Reynolds para flujo turbulento^(1/5))

Coeficiente de arrastre de fricción cutánea para placa plana en flujo laminar

Vamos Coeficiente de arrastre de fricción de la piel = 1.328/(sqrt(Número de Reynolds para flujo laminar))

Coeficiente de arrastre de fricción superficial para placa plana en flujo turbulento

Vamos Coeficiente de arrastre de fricción de la piel = 0.074/(Número de Reynolds para flujo turbulento^(1/5))

Coeficiente de elevación para un perfil aerodinámico simétrico según la teoría del perfil aerodinámico delgado

Vamos Coeficiente de elevación = 2*pi*Ángulo de ataque

Coeficiente de momento sobre el borde de ataque para un perfil aerodinámico simétrico según la teoría del perfil aerodinámico delgado

Vamos Coeficiente de momento sobre el borde de ataque = -Coeficiente de elevación/4

Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado Fórmula

Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico combado = 2*pi*((Ángulo de ataque)-(Ángulo de elevación cero))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))

¿Cuál es la diferencia entre perfil aerodinámico arqueado y simétrico?

En un perfil aerodinámico arqueado, el centro aerodinámico y el centro de presión no están en el mismo lugar, por lo que la sustentación creada también genera un momento en el centro aerodinámico. En un perfil aerodinámico simétrico, el centro aerodinámico y el centro de presión están en el mismo lugar, por lo que no tiene un momento de cabeceo.

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