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

✖De liftcoëfficiënt is een dimensieloze coëfficiënt die de lift die door een heflichaam wordt gegenereerd, relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid en een bijbehorend referentiegebied.ⓘ Liftcoëfficiënt [C_L]

+10%

-10%

✖De momentcoëfficiënt rond de voorrand wordt verkregen door het moment rond de voorrand te delen door de dynamische druk, het oppervlak en de koorde van het vleugelprofiel.ⓘ Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory [C_m,le]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

✖

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

Formule

`"C"_{"m,le"} = -"C"_{"L"}/4`

Voorbeeld

`"-0.3"=-"1.2"/4`

Rekenmachine

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Stroom over vleugelvlakken en vleugels Formules Pdf PDF Image

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

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Momentcoëfficiënt over Leading Edge = -Liftcoëfficiënt/4
C_m,le = -C_L/4
Deze formule gebruikt 2 Variabelen

Variabelen gebruikt

Momentcoëfficiënt over Leading Edge - De momentcoëfficiënt rond de voorrand wordt verkregen door het moment rond de voorrand te delen door de dynamische druk, het oppervlak en de koorde van het vleugelprofiel.
Liftcoëfficiënt - De liftcoëfficiënt is een dimensieloze coëfficiënt die de lift die door een heflichaam wordt gegenereerd, relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid en een bijbehorend referentiegebied.

STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid

Liftcoëfficiënt: 1.2 --> Geen conversie vereist

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

C_m,le = -C_L/4 --> -1.2/4

Evalueren ... ...

C_m,le = -0.3

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

-0.3 --> Geen conversie vereist

DEFINITIEVE ANTWOORD

-0.3 <-- Momentcoëfficiënt over Leading Edge

(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Aërodynamica » Tweedimensionale onsamendrukbare stroom » Stroom over vleugelvlakken en vleugels » Stroom over Airfoils » Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory

Credits

Gemaakt door Shikha Maurya

Indian Institute of Technology (IIT), Bombay

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

Geverifieërd door Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

Maiarutselvan V heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 300+ 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

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

Momentcoëfficiënt over Leading Edge = -Liftcoëfficiënt/4
C_m,le = -C_L/4

Wat is de theorie van het dunne vleugelprofiel?

De theorie van het dunne vleugelprofiel is gebaseerd op de vervanging van het vleugelprofiel door de gemiddelde camberlijn. Een vortex-plaat wordt langs de akkoordlijn geplaatst en de sterkte ervan wordt zodanig aangepast dat, in combinatie met de uniforme vrije stroom, de camberlijn een stroomlijn van de stroom wordt en tegelijkertijd voldoet aan de Kutta-voorwaarde.

Huis

VRIJ PDF's

🔍 Zoeken

Categorieën

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!