Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Połowa grubości = (Maksymalna grubość* (0.2969*Pozycja Wzdłuż cięciwy^0.5- 0.1260*Pozycja Wzdłuż cięciwy- 0.3516*Pozycja Wzdłuż cięciwy^2+ 0.2843*Pozycja Wzdłuż cięciwy^3- 0.1015*Pozycja Wzdłuż cięciwy^4))/0.2
yt = (t* (0.2969*x^0.5- 0.1260*x- 0.3516*x^2+ 0.2843*x^3- 0.1015*x^4))/0.2
Ta formuła używa 3 Zmienne
Używane zmienne
Połowa grubości - (Mierzone w Metr) - Połowa grubości płata to grubość w odległości x od krawędzi natarcia.
Maksymalna grubość - (Mierzone w Metr) - Maksymalna grubość to ułamek długości cięciwy.
Pozycja Wzdłuż cięciwy - Pozycja wzdłuż cięciwy to odległość pomiędzy krawędzią tylną a punktem, w którym cięciwa przecina krawędź natarcia.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Maksymalna grubość: 0.15 Metr --> 0.15 Metr Nie jest wymagana konwersja
Pozycja Wzdłuż cięciwy: 0.5 --> Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
yt = (t* (0.2969*x^0.5- 0.1260*x- 0.3516*x^2+ 0.2843*x^3- 0.1015*x^4))/0.2 --> (0.15* (0.2969*0.5^0.5- 0.1260*0.5- 0.3516*0.5^2+ 0.2843*0.5^3- 0.1015*0.5^4))/0.2
Ocenianie ... ...
yt = 0.0661753150007145
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
0.0661753150007145 Metr --> Nie jest wymagana konwersja
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
0.0661753150007145 0.066175 Metr <-- Połowa grubości
(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Kredyty

Stworzone przez Prasana Kannan
Szkoła inżynierska Sri sivasubramaniyanadar (ssn kolegium inżynierskie), Ćennaj
Prasana Kannan utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!
Zweryfikowane przez Kaki Warun Kryszna
Instytut Technologii Mahatmy Gandhiego (MGIT), Hajdarabad
Kaki Warun Kryszna zweryfikował ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!

13 Konstrukcja aerodynamiczna Kalkulatory

Stosunek ciągu do masy przy podanym minimalnym współczynniku oporu
Iść Stosunek ciągu do masy = (Minimalny współczynnik oporu/Ładowanie skrzydeł+Stała oporu wywołanego podnoszeniem*(Współczynnik obciążenia/Ciśnienie dynamiczne)^2*Ładowanie skrzydeł)*Ciśnienie dynamiczne
Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej
Iść Połowa grubości = (Maksymalna grubość* (0.2969*Pozycja Wzdłuż cięciwy^0.5- 0.1260*Pozycja Wzdłuż cięciwy- 0.3516*Pozycja Wzdłuż cięciwy^2+ 0.2843*Pozycja Wzdłuż cięciwy^3- 0.1015*Pozycja Wzdłuż cięciwy^4))/0.2
Rozpiętość przy danym oporze indukowanym
Iść Rozpiętość płaszczyzny bocznej = Siła podnoszenia/sqrt(pi*Indukowany opór*Ciśnienie dynamiczne)
Współczynnik kształtu, biorąc pod uwagę powierzchnię płaskiej płyty
Iść Przeciągnij współczynnik kształtu = (Powierzchnia płaskiej płyty)/(Współczynnik tarcia skóry*Obszar zwilżony samolotem)
Współczynnik tarcia skóry przy danym obszarze płaskiej płyty
Iść Współczynnik tarcia skóry = Powierzchnia płaskiej płyty/(Przeciągnij współczynnik kształtu*Obszar zwilżony samolotem)
Obszar zwilżony przy danym obszarze płaskiej płyty
Iść Obszar zwilżony samolotem = Powierzchnia płaskiej płyty/(Przeciągnij współczynnik kształtu*Współczynnik tarcia skóry)
Równoważny obszar oporu pasożytów
Iść Powierzchnia płaskiej płyty = Przeciągnij współczynnik kształtu*Współczynnik tarcia skóry*Obszar zwilżony samolotem
Rozpiętość przy danym współczynniku kształtu
Iść Rozpiętość płaszczyzny bocznej = sqrt(Proporcje w płaszczyźnie bocznej*Obszar zwilżony samolotem)
Masa brutto przy danym oporze
Iść Waga brutto = Siła tarcia*(Współczynnik siły nośnej/Współczynnik przeciągania)
Obszar zwilżony przy danym współczynniku kształtu
Iść Obszar zwilżony samolotem = Rozpiętość płaszczyzny bocznej^2/Proporcje w płaszczyźnie bocznej
Proporcje skrzydła
Iść Proporcje w płaszczyźnie bocznej = Rozpiętość płaszczyzny bocznej^2/Obszar zwilżony samolotem
Stosunek stożka płata
Iść Stosunek stożka = Długość cięciwy końcówki/Długość akordu głównego
Stosunek prędkości końcówki z liczbą ostrzy
Iść Stosunek prędkości końcówki = (4*pi)/Liczba ostrzy

Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej Formułę

Połowa grubości = (Maksymalna grubość* (0.2969*Pozycja Wzdłuż cięciwy^0.5- 0.1260*Pozycja Wzdłuż cięciwy- 0.3516*Pozycja Wzdłuż cięciwy^2+ 0.2843*Pozycja Wzdłuż cięciwy^3- 0.1015*Pozycja Wzdłuż cięciwy^4))/0.2
yt = (t* (0.2969*x^0.5- 0.1260*x- 0.3516*x^2+ 0.2843*x^3- 0.1015*x^4))/0.2
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!