Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré Calculatrice

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Traînée induite

✖L'angle d'attaque est l'angle entre une ligne de référence sur un corps et le vecteur représentant le mouvement relatif entre le corps et le fluide dans lequel il se déplace.ⓘ Angle d'attaque [α]			+10% -10%
✖L'angle de portance nulle est l'angle d'attaque auquel un profil aérodynamique ne produit aucune portance.ⓘ Angle de portance nulle [α₀]			+10% -10%

✖Le coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré est un coefficient sans dimension qui relie la portance générée par unité d'envergure à la densité du fluide autour du corps, à la vitesse du fluide.ⓘ Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré [C_L,cam]

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Formule

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Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré

Formule

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

Exemple

`"1.41903"=2*pi*(("10.94°")-("-2°"))`

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Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré = 2*pi*((Angle d'attaque)-(Angle de portance nulle))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))
Cette formule utilise 1 Constantes, 3 Variables

Constantes utilisées

pi - Constante d'Archimède Valeur prise comme 3.14159265358979323846264338327950288

Variables utilisées

Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré - Le coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré est un coefficient sans dimension qui relie la portance générée par unité d'envergure à la densité du fluide autour du corps, à la vitesse du fluide.
Angle d'attaque - (Mesuré en Radian) - L'angle d'attaque est l'angle entre une ligne de référence sur un corps et le vecteur représentant le mouvement relatif entre le corps et le fluide dans lequel il se déplace.
Angle de portance nulle - (Mesuré en Radian) - L'angle de portance nulle est l'angle d'attaque auquel un profil aérodynamique ne produit aucune portance.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Angle d'attaque: 10.94 Degré --> 0.190939020168144 Radian (Vérifiez la conversion ici)
Angle de portance nulle: -2 Degré --> -0.03490658503988 Radian (Vérifiez la conversion ici)

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

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

Évaluer ... ...

C_L,cam = 1.41902978833414

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

1.41902978833414 --> Aucune conversion requise

RÉPONSE FINALE

1.41902978833414 ≈ 1.41903 <-- Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré

(Calcul effectué en 00.004 secondes)

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Crédits

Créé par Shikha Maurya

Institut indien de technologie (IIT), Bombay

Shikha Maurya a créé cette calculatrice et 100+ autres calculatrices!

Vérifié par Anshika Arya

Institut national de technologie (LENTE), Hamirpur

Anshika Arya a validé cette calculatrice et 2500+ autres calculatrices!

< 8 Flux sur les profils aérodynamiques Calculatrices

Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré

Aller Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré = 2*pi*((Angle d'attaque)-(Angle de portance nulle))

Épaisseur de la couche limite pour un écoulement laminaire

Aller Épaisseur de la couche limite laminaire = 5*Distance sur l'axe X/sqrt(Nombre de Reynolds pour le flux laminaire)

Emplacement du centre de pression pour le profil aérodynamique cambré

Aller Centre de pression = -(Coefficient de moment sur le bord d'attaque*Accord)/Coefficient de portance

Épaisseur de la couche limite pour un écoulement turbulent

Aller Épaisseur de la couche limite turbulente = 0.37*Distance sur l'axe X/(Nombre de Reynolds pour les écoulements turbulents^(1/5))

Coefficient de traînée de friction cutanée pour plaque plate en écoulement laminaire

Aller Coefficient de traînée de friction cutanée = 1.328/(sqrt(Nombre de Reynolds pour le flux laminaire))

Coefficient de traînée de friction cutanée pour une plaque plate dans un écoulement turbulent

Aller Coefficient de traînée de friction cutanée = 0.074/(Nombre de Reynolds pour les écoulements turbulents^(1/5))

Coefficient de portance pour un profil aérodynamique symétrique selon la théorie du profil aérodynamique mince

Aller Coefficient de portance = 2*pi*Angle d'attaque

Coefficient de moment sur le bord d'attaque pour un profil aérodynamique symétrique par la théorie du profil aérodynamique mince

Aller Coefficient de moment sur le bord d'attaque = -Coefficient de portance/4

Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré Formule

Coefficient de portance pour le profil aérodynamique cambré = 2*pi*((Angle d'attaque)-(Angle de portance nulle))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))

Quelle est la différence entre un profil aérodynamique bombé et symétrique?

Dans un profil aérodynamique cambré, le centre aérodynamique et le centre de pression ne sont pas au même endroit, de sorte que la portance créée génère également un moment au centre aérodynamique. Dans un profil aérodynamique symétrique, le centre aérodynamique et le centre de pression sont au même endroit, vous n'avez donc pas de moment de tangage.

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