Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Rekenmachine

⤿

Tweedimensionale onsamendrukbare stroom

Driedimensionale onsamendrukbare stroom

Grondbeginselen van onzichtbare en onsamendrukbare stroming

Samendrukbare stroom

⤿

Stroom over vleugelvlakken en vleugels

Elementaire stromen

Liftdistributie

Stroom- en liftdistributie

⤿

Stroom over Airfoils

Geïnduceerde weerstand

Stroom over vleugels

✖Invalshoek is de hoek tussen een referentielijn op een lichaam en de vector die de relatieve beweging weergeeft tussen het lichaam en de vloeistof waardoor het beweegt.ⓘ Hoek van aanvallen [α]			+10% -10%
✖De Angle of Zero Lift is de aanvalshoek waarbij een vleugelprofiel geen lift produceert.ⓘ Hoek van nullift [α₀]			+10% -10%

✖Liftcoëfficiënt voor Cambered Airfoil is een dimensieloze coëfficiënt die de gegenereerde lift per spanwijdte relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheidⓘ Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel [C_L,cam]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

✖

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

Formule

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

Voorbeeld

`"1.41903"=2*pi*(("10.94°")-("-2°"))`

Rekenmachine

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Stroom over vleugelvlakken en vleugels Formules Pdf PDF Image

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))
Deze formule gebruikt 1 Constanten, 3 Variabelen

Gebruikte constanten

pi - De constante van Archimedes Waarde genomen als 3.14159265358979323846264338327950288

Variabelen gebruikt

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel - Liftcoëfficiënt voor Cambered Airfoil is een dimensieloze coëfficiënt die de gegenereerde lift per spanwijdte relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid
Hoek van aanvallen - (Gemeten in radiaal) - Invalshoek is de hoek tussen een referentielijn op een lichaam en de vector die de relatieve beweging weergeeft tussen het lichaam en de vloeistof waardoor het beweegt.
Hoek van nullift - (Gemeten in radiaal) - De Angle of Zero Lift is de aanvalshoek waarbij een vleugelprofiel geen lift produceert.

STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid

Hoek van aanvallen: 10.94 Graad --> 0.190939020168144 radiaal (Bekijk de conversie hier)
Hoek van nullift: -2 Graad --> -0.03490658503988 radiaal (Bekijk de conversie hier)

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

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

Evalueren ... ...

C_L,cam = 1.41902978833414

STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer

1.41902978833414 --> Geen conversie vereist

DEFINITIEVE ANTWOORD

1.41902978833414 ≈ 1.41903 <-- Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Aërodynamica » Tweedimensionale onsamendrukbare stroom » Stroom over vleugelvlakken en vleugels » Stroom over Airfoils » Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

Credits

Gemaakt door Shikha Maurya

Indian Institute of Technology (IIT), Bombay

Shikha Maurya heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 100+ meer rekenmachines!

Geverifieërd door Anshika Arya

Nationaal Instituut voor Technologie (NIT), Hamirpur

Anshika Arya heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 2500+ rekenmachines!

< 8 Stroom over Airfoils Rekenmachines

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

Gaan Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift))

Grenslaagdikte voor laminaire stroming

Gaan Laminaire grenslaagdikte = 5*Afstand op X-as/sqrt(Reynoldsgetal voor laminaire stroming)

Drukcentrumlocatie voor gewelfd vleugelprofiel

Gaan Centrum van druk = -(Momentcoëfficiënt over Leading Edge*Akkoord)/Liftcoëfficiënt

Grenslaagdikte voor turbulente stroming

Gaan Turbulente grenslaagdikte = 0.37*Afstand op X-as/(Reynoldsgetal voor turbulente stroming^(1/5))

Huidwrijvingsweerstandscoëfficiënt voor vlakke plaat in laminaire stroming

Gaan Huidwrijvingsweerstandscoëfficiënt = 1.328/(sqrt(Reynoldsgetal voor laminaire stroming))

Huidwrijvingsweerstandscoëfficiënt voor vlakke plaat in turbulente stroming

Gaan Huidwrijvingsweerstandscoëfficiënt = 0.074/(Reynoldsgetal voor turbulente stroming^(1/5))

Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory

Gaan Liftcoëfficiënt = 2*pi*Hoek van aanvallen

Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory

Gaan Momentcoëfficiënt over Leading Edge = -Liftcoëfficiënt/4

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Formule

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))

Wat is het verschil tussen gewelfd en symmetrisch vleugelprofiel?

In een gewelfd vleugelprofiel bevinden het aerodynamische centrum en het drukcentrum zich niet op dezelfde plaats, dus de gecreëerde lift genereert ook een moment in het aerodynamische centrum. In een symmetrisch profiel bevinden het aerodynamische centrum en het drukcentrum zich op dezelfde plaats, dus je hebt geen pitching-moment.

Huis

VRIJ PDF's

🔍 Zoeken

Categorieën

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!