Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła Kalkulator

⤿

Dwuwymiarowy przepływ nieściśliwy

Podstawy nielepkiego i nieściśliwego przepływu

Ściśliwy przepływ

Trójwymiarowy nieściśliwy przepływ

⤿

Przepływ nad płatami i skrzydłami

Dystrybucja przepływu i podnoszenia

Dystrybucja wind

Przepływy elementarne

⤿

Przepływ przez skrzydła

Indukowany opór

Przepływ nad płatami

✖Geometryczny kąt natarcia to kąt pomiędzy kierunkiem prędkości swobodnego strumienia a linią cięciwy.ⓘ Geometryczny kąt natarcia [α_g]			+10% -10%
✖Indukowany kąt natarcia to kąt pomiędzy lokalnym względnym wiatrem a kierunkiem prędkości swobodnego strumienia.ⓘ Indukowany kąt natarcia [α_i]			+10% -10%

✖Efektywny kąt natarcia to kąt pomiędzy linią cięciwy a kierunkiem lokalnego wiatru względnego.ⓘ Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła [α_eff]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła

Formuła

`"α"_{"eff"} = "α"_{"g"}-"α"_{"i"}`

Przykład

`"8°"="12°"-"4°"`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Przepływ nad płatami i skrzydłami Formuły PDF PDF Image

Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Efektywny kąt natarcia = Geometryczny kąt natarcia-Indukowany kąt natarcia
α_eff = α_g-α_i
Ta formuła używa 3 Zmienne

Używane zmienne

Efektywny kąt natarcia - (Mierzone w Radian) - Efektywny kąt natarcia to kąt pomiędzy linią cięciwy a kierunkiem lokalnego wiatru względnego.
Geometryczny kąt natarcia - (Mierzone w Radian) - Geometryczny kąt natarcia to kąt pomiędzy kierunkiem prędkości swobodnego strumienia a linią cięciwy.
Indukowany kąt natarcia - (Mierzone w Radian) - Indukowany kąt natarcia to kąt pomiędzy lokalnym względnym wiatrem a kierunkiem prędkości swobodnego strumienia.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Geometryczny kąt natarcia: 12 Stopień --> 0.20943951023928 Radian (Sprawdź konwersję tutaj)
Indukowany kąt natarcia: 4 Stopień --> 0.0698131700797601 Radian (Sprawdź konwersję tutaj)

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

α_eff = α_g-α_i --> 0.20943951023928-0.0698131700797601

Ocenianie ... ...

α_eff = 0.13962634015952

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

0.13962634015952 Radian -->7.99999999999999 Stopień (Sprawdź konwersję tutaj)

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

7.99999999999999 ≈ 8 Stopień <-- Efektywny kąt natarcia

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Aerodynamika » Dwuwymiarowy przepływ nieściśliwy » Przepływ nad płatami i skrzydłami » Przepływ przez skrzydła » Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła

Kredyty

Stworzone przez Ravi Chiyani

Instytut Technologii i Nauki Shri Govindram Seksaria (SGSITS), Indore

Ravi Chiyani utworzył ten kalkulator i 200+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

< 11 Przepływ przez skrzydła Kalkulatory

Współczynnik kształtu skrzydła przy danym nachyleniu krzywej unoszenia skończonego skrzydła

Iść Proporcje skrzydeł = (Nachylenie krzywej podnoszenia 2D*(1+Indukowany współczynnik nachylenia podnoszenia))/(pi*(Nachylenie krzywej podnoszenia 2D/Nachylenie krzywej podnoszenia-1))

Nachylenie krzywej nośnej dla skończonego skrzydła

Iść Nachylenie krzywej podnoszenia = Nachylenie krzywej podnoszenia 2D/(1+(Nachylenie krzywej podnoszenia 2D*(1+Indukowany współczynnik nachylenia podnoszenia))/(pi*Proporcje skrzydeł))

Nachylenie krzywej wznoszenia 2D płata podane Nachylenie wzniosu skończonego skrzydła

Iść Nachylenie krzywej podnoszenia 2D = Nachylenie krzywej podnoszenia/(1-(Nachylenie krzywej podnoszenia*(1+Indukowany współczynnik nachylenia podnoszenia))/(pi*Proporcje skrzydeł))

Współczynnik kształtu skrzydła przy danym nachyleniu krzywej unoszenia eliptycznego skrzydła skończonego

Iść Proporcje skrzydeł = Nachylenie krzywej podnoszenia 2D/(pi*(Nachylenie krzywej podnoszenia 2D/Nachylenie krzywej podnoszenia-1))

Nachylenie krzywej unoszenia dla eliptycznego skrzydła skończonego

Iść Nachylenie krzywej podnoszenia = Nachylenie krzywej podnoszenia 2D/(1+Nachylenie krzywej podnoszenia 2D/(pi*Proporcje skrzydeł))

Nachylenie krzywej wznoszenia 2D płata podane Nachylenie wzniosu eliptycznego, skończonego skrzydła

Iść Nachylenie krzywej podnoszenia 2D = Nachylenie krzywej podnoszenia/(1-Nachylenie krzywej podnoszenia/(pi*Proporcje skrzydeł))

Podany współczynnik proporcji Współczynnik efektywności rozpiętości

Iść Proporcje skrzydeł = Współczynnik siły nośnej^2/(pi*Współczynnik wydajności rozpiętości*Indukowany współczynnik oporu)

Geometryczny kąt natarcia przy danym efektywnym kącie natarcia

Iść Geometryczny kąt natarcia = Efektywny kąt natarcia+Indukowany kąt natarcia

Indukowany kąt natarcia przy danym efektywnym kącie natarcia

Iść Indukowany kąt natarcia = Geometryczny kąt natarcia-Efektywny kąt natarcia

Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła

Iść Efektywny kąt natarcia = Geometryczny kąt natarcia-Indukowany kąt natarcia

Współczynnik efektywności Oswalda

Iść Współczynnik wydajności Oswalda = 1.78*(1-0.045*Proporcje skrzydeł^(0.68))-0.64

Efektywny kąt natarcia skończonego skrzydła Formułę

Efektywny kąt natarcia = Geometryczny kąt natarcia-Indukowany kąt natarcia
α_eff = α_g-α_i

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!