Rapport de conicité du profil aérodynamique Calculatrice

⤿

Conception d'avions

Introduction et équations directrices

Performances de l'avion

Stabilité statique et contrôle

⤿

Design conceptuel

Conception preliminaire

⤿

Conception aérodynamique

Design structurel

Estimation du poids

Procédé de design

✖Longueur de corde de pointe, mesurée parallèlement au plan de symétrie et aux points où les bords d'attaque ou de fuite droits rencontrent la courbure de la pointe.ⓘ Longueur de la corde de pointe [C_tip]			+10% -10%
✖La longueur de corde d'emplanture est la longueur de corde du profil aérodynamique d'emplanture, qui est attaché au fuselage.ⓘ Longueur de la corde fondamentale [C_root]			+10% -10%

✖Le rapport de conicité est le rapport entre la corde de pointe et la corde de base.ⓘ Rapport de conicité du profil aérodynamique [Λ]

⎘ Copie

👎

Formule

✖

Rapport de conicité du profil aérodynamique

Formule

`"Λ" = "C"_{"tip"}/"C"_{"root"}`

Exemple

`"0.428571"="3m"/"7m"`

Calculatrice

LaTeX

Réinitialiser

👍

Télécharger La physique Formule PDF PDF Image

Rapport de conicité du profil aérodynamique Solution

ÉTAPE 0: Résumé du pré-calcul

Formule utilisée

Rapport de conicité = Longueur de la corde de pointe/Longueur de la corde fondamentale
Λ = C_tip/C_root
Cette formule utilise 3 Variables

Variables utilisées

Rapport de conicité - Le rapport de conicité est le rapport entre la corde de pointe et la corde de base.
Longueur de la corde de pointe - (Mesuré en Mètre) - Longueur de corde de pointe, mesurée parallèlement au plan de symétrie et aux points où les bords d'attaque ou de fuite droits rencontrent la courbure de la pointe.
Longueur de la corde fondamentale - (Mesuré en Mètre) - La longueur de corde d'emplanture est la longueur de corde du profil aérodynamique d'emplanture, qui est attaché au fuselage.

ÉTAPE 1: Convertir les entrées en unité de base

Longueur de la corde de pointe: 3 Mètre --> 3 Mètre Aucune conversion requise
Longueur de la corde fondamentale: 7 Mètre --> 7 Mètre Aucune conversion requise

ÉTAPE 2: Évaluer la formule

Remplacement des valeurs d'entrée dans la formule

Λ = C_tip/C_root --> 3/7

Évaluer ... ...

Λ = 0.428571428571429

ÉTAPE 3: Convertir le résultat en unité de sortie

0.428571428571429 --> Aucune conversion requise

RÉPONSE FINALE

0.428571428571429 ≈ 0.428571 <-- Rapport de conicité

(Calcul effectué en 00.004 secondes)

Tu es là -

Accueil » La physique » Mécanique aéronautique » Conception d'avions » Design conceptuel » Conception aérodynamique » Rapport de conicité du profil aérodynamique

Crédits

Créé par Kaki Varun Krishna

Institut de technologie Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad

Kaki Varun Krishna a créé cette calculatrice et 25+ autres calculatrices!

Vérifié par Abhinav Gupta

Institut de technologie avancée de la défense (DRDO) (DIAT), puné

Abhinav Gupta a validé cette calculatrice et 8 autres calculatrices!

< 13 Conception aérodynamique Calculatrices

Épaisseur de profil aérodynamique pour la série à 4 chiffres

Aller Demi-épaisseur = (Épaisseur maximale*(0.2969*Position le long de la corde^0.5-0.1260*Position le long de la corde-0.3516*Position le long de la corde^2+0.2843*Position le long de la corde^3-0.1015*Position le long de la corde^4))/0.2

Rapport poussée/poids étant donné le coefficient de traînée minimum

Aller Rapport poussée/poids = (Coefficient de traînée minimum/Chargement alaire+Constante de traînée induite par le levage*(Facteur de charge/Pression dynamique)^2*Chargement alaire)*Pression dynamique

Portée compte tenu de la traînée induite

Aller Portée du plan latéral = Force de levage/sqrt(pi*Traînée induite*Pression dynamique)

Facteur de forme étant donné la surface de la plaque plate

Aller Glissement du facteur de forme = (Zone de plaque plate)/(Coefficient de friction cutanée*Zone mouillée par l'avion)

Coefficient de friction cutanée en fonction de la surface de la plaque plane

Aller Coefficient de friction cutanée = Zone de plaque plate/(Glissement du facteur de forme*Zone mouillée par l'avion)

Zone mouillée étant donné la zone de la plaque plate

Aller Zone mouillée par l'avion = Zone de plaque plate/(Glissement du facteur de forme*Coefficient de friction cutanée)

Zone de traînée parasite équivalente

Aller Zone de plaque plate = Glissement du facteur de forme*Coefficient de friction cutanée*Zone mouillée par l'avion

Portée étant donné le rapport hauteur/largeur

Aller Portée du plan latéral = sqrt(Rapport d'aspect dans le plan latéral*Zone mouillée par l'avion)

Poids brut compte tenu de la traînée

Aller Poids brut = Force de traînée*(Coefficient de portance/Coefficient de traînée)

Zone mouillée étant donné le rapport hauteur/largeur

Aller Zone mouillée par l'avion = Portée du plan latéral^2/Rapport d'aspect dans le plan latéral

Rapport d'aspect de l'aile

Aller Rapport d'aspect dans le plan latéral = Portée du plan latéral^2/Zone mouillée par l'avion

Rapport de conicité du profil aérodynamique

Aller Rapport de conicité = Longueur de la corde de pointe/Longueur de la corde fondamentale

Rapport de vitesse de pointe avec numéro de lame

Aller Rapport de vitesse de pointe = (4*pi)/Nombre de lames

Rapport de conicité du profil aérodynamique Formule

Rapport de conicité = Longueur de la corde de pointe/Longueur de la corde fondamentale
Λ = C_tip/C_root

Accueil

GRATUIT PDF

🔍 Chercher

Catégories

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!