एयरफ़ोइल पर लिफ्ट कैलकुलेटर

✖एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल, जीवा के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।ⓘ एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल [N]			+10% -10%
✖एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण, फ्रीस्ट्रीम वेग और एयरफ़ॉइल की जीवा के बीच का कोण है।ⓘ एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण [α^°]			+10% -10%
✖एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल, जीवा के समानांतर एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।ⓘ एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल [A]			+10% -10%

✖एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट, फ्रीस्ट्रीम वेग के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।ⓘ एयरफ़ोइल पर लिफ्ट [L]

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सूत्र

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एयरफ़ोइल पर लिफ्ट

सूत्र

`"L" = "N"*cos("α"^{"°"})-"A"*sin("α"^{"°"})`

उदाहरण

`"8.109487N"="11N"*cos("8°")-"20N"*sin("8°")`

कैलकुलेटर

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एयरफ़ोइल पर लिफ्ट उपाय

चरण 0: पूर्व-गणना सारांश

प्रयुक्त सूत्र

एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)
L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°)
यह सूत्र 2 कार्यों, 4 वेरिएबल का उपयोग करता है

उपयोग किए गए कार्य

sin - साइन एक त्रिकोणमितीय फ़ंक्शन है जो एक समकोण त्रिभुज की विपरीत भुजा की लंबाई और कर्ण की लंबाई के अनुपात का वर्णन करता है।, sin(Angle)
cos - किसी कोण की कोज्या, कोण से सटी भुजा और त्रिभुज के कर्ण का अनुपात है।, cos(Angle)

चर

एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट - (में मापा गया न्यूटन) - एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट, फ्रीस्ट्रीम वेग के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।
एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल - (में मापा गया न्यूटन) - एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल, जीवा के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।
एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण - (में मापा गया कांति) - एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण, फ्रीस्ट्रीम वेग और एयरफ़ॉइल की जीवा के बीच का कोण है।
एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल - (में मापा गया न्यूटन) - एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल, जीवा के समानांतर एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।

चरण 1: इनपुट को आधार इकाई में बदलें

एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल: 11 न्यूटन --> 11 न्यूटन कोई रूपांतरण आवश्यक नहीं है
एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण: 8 डिग्री --> 0.13962634015952 कांति (रूपांतरण की जाँच करें यहाँ)
एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल: 20 न्यूटन --> 20 न्यूटन कोई रूपांतरण आवश्यक नहीं है

चरण 2: फॉर्मूला का मूल्यांकन करें

फॉर्मूला में इनपुट वैल्यू को तैयार करना

L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°) --> 11*cos(0.13962634015952)-20*sin(0.13962634015952)

मूल्यांकन हो रहा है ... ...

L = 8.10948673695653

चरण 3: परिणाम को आउटपुट की इकाई में बदलें

8.10948673695653 न्यूटन --> कोई रूपांतरण आवश्यक नहीं है

आख़री जवाब

8.10948673695653 ≈ 8.109487 न्यूटन <-- एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट

(गणना 00.004 सेकंड में पूरी हुई)

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क्रेडिट

के द्वारा बनाई गई विशाल आनंद

भारतीय प्रौद्योगिकी संस्थान खड़गपुर (आईआईटी केजीपी), खड़गपुर

विशाल आनंद ने इस कैलकुलेटर और 7 अधिक कैलकुलेटर को बनाए है!

के द्वारा सत्यापित आयुष सिंह

गौतम बुद्ध विश्वविद्यालय (जीबीयू), ग्रेटर नोएडा

आयुष सिंह ने इस कैलकुलेटर और 100+ को अधिक कैलकुलेटर से सत्यापित किया है!

< 7 कम्प्यूटेशनल द्रव डायनमिक्स कैलक्युलेटर्स

एयरफ़ॉइल पर खींचें

जाओ एयरफ़ॉइल पर खींचें = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)+एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट

जाओ एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)

एयरफ़ॉइल के लिए रेनॉल्ड्स नंबर

जाओ रेनॉल्ड्स संख्या = (द्रव का घनत्व*प्रवाह वेग*एयरफ़ॉइल की कॉर्ड लंबाई)/डायनेमिक गाढ़ापन

एयरफ़ोइल के लिए दीवार कतरनी तनाव

जाओ एयरफ़ॉइल के लिए दीवार कतरनी तनाव = 0.5*त्वचा घर्षण गुणांक*प्रवाह वेग^2*हवा का घनत्व

वाई प्लस

जाओ वाई प्लस = (प्रथम परत की ऊंचाई*एयरफ़ॉइल के लिए घर्षण वेग)/कीनेमेटीक्स चिपचिपापन

एयरफ़ॉइल के लिए घर्षण वेग

जाओ एयरफ़ॉइल के लिए घर्षण वेग = (एयरफ़ॉइल के लिए दीवार कतरनी तनाव/हवा का घनत्व)^0.5

त्वचा घर्षण गुणांक

जाओ त्वचा घर्षण गुणांक = (2*log10(रेनॉल्ड्स संख्या)-0.65)^(-2.30)

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट सूत्र

एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)
L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°)

एयरफ़ॉइल्स लिफ्ट कैसे उत्पन्न करते हैं?

एयरफ़ॉइल किसी वस्तु का आकार होता है जिसे हवा में चलते समय लिफ्ट उत्पन्न करने के लिए डिज़ाइन किया गया है। हवाई जहाज़ के पंख का क्रॉस-सेक्शन एयरफ़ॉइल के आकार का होता है। यह पंख के ऊपर और नीचे हवा के बीच दबाव प्रवणता बनाकर लिफ्ट उत्पन्न करता है।

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट की गणना कैसे करें?

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट के लिए ऑनलाइन कैलकुलेटर पर, कृपया एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल (N), एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल, जीवा के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है। के रूप में, एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण (α^°), एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण, फ्रीस्ट्रीम वेग और एयरफ़ॉइल की जीवा के बीच का कोण है। के रूप में & एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल (A), एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल, जीवा के समानांतर एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है। के रूप में डालें। कृपया एयरफ़ोइल पर लिफ्ट गणना को पूर्ण करने के लिए कैलकुलेट बटन का उपयोग करें।

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट गणना

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट कैलकुलेटर, एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट की गणना करने के लिए Lift on Airfoil = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण) का उपयोग करता है। एयरफ़ोइल पर लिफ्ट L को एयरफ़ॉइल फॉर्मूला पर लिफ्ट को फ्रीस्ट्रीम वेग के लंबवत दिशा में एक एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल के घटक के रूप में परिभाषित किया गया है। के रूप में परिभाषित किया गया है। यहाँ एयरफ़ोइल पर लिफ्ट गणना को संख्या में समझा जा सकता है - 8.109487 = 11*cos(0.13962634015952)-20*sin(0.13962634015952). आप और अधिक एयरफ़ोइल पर लिफ्ट उदाहरण यहाँ देख सकते हैं -

FAQ

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट क्या है?

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट एयरफ़ॉइल फॉर्मूला पर लिफ्ट को फ्रीस्ट्रीम वेग के लंबवत दिशा में एक एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल के घटक के रूप में परिभाषित किया गया है। है और इसे L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°) या Lift on Airfoil = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण) के रूप में दर्शाया जाता है।

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट की गणना कैसे करें?

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट को एयरफ़ॉइल फॉर्मूला पर लिफ्ट को फ्रीस्ट्रीम वेग के लंबवत दिशा में एक एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल के घटक के रूप में परिभाषित किया गया है। Lift on Airfoil = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण) L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°) के रूप में परिभाषित किया गया है। एयरफ़ोइल पर लिफ्ट की गणना करने के लिए, आपको एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल (N), एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण (α^°) & एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल (A) की आवश्यकता है। हमारे टूल के द्वारा, आपको एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल, जीवा के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।, एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण, फ्रीस्ट्रीम वेग और एयरफ़ॉइल की जीवा के बीच का कोण है। & एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल, जीवा के समानांतर एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है। के लिए संबंधित मान दर्ज करने और कैलकुलेट बटन को क्लिक करने की आवश्यकता है।

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