Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile calcolatrice

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Flusso incomprimibile bidimensionale

Flusso comprimibile

Flusso incomprimibile tridimensionale

Fondamenti del flusso viscoso e incomprimibile

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Flusso su profili alari e ali

Distribuzione degli ascensori

Distribuzione del flusso e della portanza

Flussi elementari

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Flusso sui profili alari

Flusso sopra le ali

Resistenza indotta

✖L'angolo di incidenza è l'angolo tra una linea di riferimento su un corpo e il vettore che rappresenta il movimento relativo tra il corpo e il fluido attraverso il quale si muove.ⓘ Angolo di attacco [α]

+10%

-10%

✖Il coefficiente di portanza è un coefficiente adimensionale che mette in relazione la portanza generata da un corpo sollevabile con la densità del fluido attorno al corpo, la velocità del fluido e un'area di riferimento associata.ⓘ Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile [C_L]

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Formula

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Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile

Formula

`"C"_{"L"} = 2*pi*"α"`

Esempio

`"1.199705"=2*pi*"10.94°"`

Calcolatrice

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Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Coefficiente di sollevamento = 2*pi*Angolo di attacco
C_L = 2*pi*α
Questa formula utilizza 1 Costanti, 2 Variabili

Costanti utilizzate

pi - Costante di Archimede Valore preso come 3.14159265358979323846264338327950288

Variabili utilizzate

Coefficiente di sollevamento - Il coefficiente di portanza è un coefficiente adimensionale che mette in relazione la portanza generata da un corpo sollevabile con la densità del fluido attorno al corpo, la velocità del fluido e un'area di riferimento associata.
Angolo di attacco - (Misurato in Radiante) - L'angolo di incidenza è l'angolo tra una linea di riferimento su un corpo e il vettore che rappresenta il movimento relativo tra il corpo e il fluido attraverso il quale si muove.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Angolo di attacco: 10.94 Grado --> 0.190939020168144 Radiante (Controlla la conversione qui)

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

C_L = 2*pi*α --> 2*pi*0.190939020168144

Valutare ... ...

C_L = 1.19970524608775

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

1.19970524608775 --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

1.19970524608775 ≈ 1.199705 <-- Coefficiente di sollevamento

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Shikha Maurya

Indian Institute of Technology (IO ESSO), Bombay

Shikha Maurya ha creato questa calcolatrice e altre 100+ altre calcolatrici!

Verificato da Vinay Mishra

Istituto indiano di ingegneria aeronautica e tecnologia dell'informazione (IIAEIT), Pune

Vinay Mishra ha verificato questa calcolatrice e altre 100+ altre calcolatrici!

< 8 Flusso sui profili alari Calcolatrici

Posizione del centro di pressione per il profilo alare bombato

Partire Centro di pressione = -(Coefficiente di momento relativo al bordo anteriore*Accordo)/Coefficiente di sollevamento

Spessore dello strato limite per il flusso laminare

Partire Spessore dello strato limite laminare = 5*Distanza sull'asse X/sqrt(Numero di Reynolds per il flusso laminare)

Coefficiente di portanza per profilo alare bombato

Partire Coefficiente di portanza per profilo alare bombato = 2*pi*((Angolo di attacco)-(Angolo di portanza zero))

Spessore dello strato limite per un flusso turbolento

Partire Spessore dello strato limite turbolento = 0.37*Distanza sull'asse X/(Numero di Reynolds per il flusso turbolento^(1/5))

Coefficiente di resistenza all'attrito della pelle per lastra piana in flusso laminare

Partire Coefficiente di resistenza all'attrito della pelle = 1.328/(sqrt(Numero di Reynolds per il flusso laminare))

Coefficiente di resistenza dell'attrito della pelle per la piastra piana in flusso turbolento

Partire Coefficiente di resistenza all'attrito della pelle = 0.074/(Numero di Reynolds per il flusso turbolento^(1/5))

Coefficiente di momento relativo all'avanguardia per un profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile

Partire Coefficiente di momento relativo al bordo anteriore = -Coefficiente di sollevamento/4

Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile

Partire Coefficiente di sollevamento = 2*pi*Angolo di attacco

Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile Formula

Coefficiente di sollevamento = 2*pi*Angolo di attacco
C_L = 2*pi*α

Cos'è la teoria del profilo alare sottile?

La teoria del profilo alare sottile si basa sulla sostituzione del profilo alare con la linea del camber medio. Un foglio a vortice viene posizionato lungo la linea della corda e la sua forza viene regolata in modo tale che, in combinazione con il flusso libero uniforme, la linea di camber diventi una linea di flusso e allo stesso tempo soddisfi la condizione di Kutta.

Cos'è la condizione di Kutta?

La condizione di Kutta è un'osservazione che per un profilo alare di una data forma ad un dato angolo di attacco, la natura adotta quel particolare valore di circolazione attorno al profilo alare che si traduce nel flusso che esce uniformemente sul bordo di uscita. Se l'angolo del bordo di uscita è finito, il bordo di uscita è un punto di stagnazione. Se il bordo di uscita è a cuspide, le velocità che lasciano le superfici superiore e inferiore in corrispondenza del bordo di uscita sono finite e uguali in grandezza e direzione.

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