Rozpiętość przy danym oporze indukowanym Kalkulator

⤿

Projekt samolotu

Statyczna stabilność i kontrola

Wprowadzenie i rządzące równania

Wydajność samolotu

⤿

Projekt koncepcyjny

Projekt wstępny

⤿

Konstrukcja aerodynamiczna

Oszacowanie wagi

Proces projektowania

Projekt konstrukcyjny

✖Siła nośna to siła aerodynamiczna wywierana na obiekt, taki jak skrzydło samolotu, prostopadle do nadlatującego strumienia powietrza.ⓘ Siła podnoszenia [F_L]			+10% -10%
✖Opór indukowany to rodzaj oporu aerodynamicznego, który występuje w wyniku wytwarzania siły nośnej w samolocie. Związane jest to z powstawaniem wirów na końcach skrzydeł, co prowadzi do zasysania powietrza.ⓘ Indukowany opór [D_i]			+10% -10%
✖Ciśnienie dynamiczne to po prostu wygodna nazwa wielkości reprezentującej spadek ciśnienia spowodowany prędkością płynu.ⓘ Ciśnienie dynamiczne [q]			+10% -10%

✖Rozpiętość płaszczyzny bocznej to zbiór wszystkich kombinacji liniowych 2 nierównoległych wektorów u i v, nazywana jest rozpiętością u i v.ⓘ Rozpiętość przy danym oporze indukowanym [b_W]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Rozpiętość przy danym oporze indukowanym

Formuła

`"b"_{"W"} = "F"_{"L"}/sqrt(pi*"D"_{"i"}*"q")`

Przykład

`"15.0786m"="110N"/sqrt(pi*"8.47N"*"2Pa")`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Fizyka Formułę PDF PDF Image

Rozpiętość przy danym oporze indukowanym Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Rozpiętość płaszczyzny bocznej = Siła podnoszenia/sqrt(pi*Indukowany opór*Ciśnienie dynamiczne)
b_W = F_L/sqrt(pi*D_i*q)
Ta formuła używa 1 Stałe, 1 Funkcje, 4 Zmienne

Używane stałe

pi - Stała Archimedesa Wartość przyjęta jako 3.14159265358979323846264338327950288

Używane funkcje

sqrt - Funkcja pierwiastka kwadratowego to funkcja, która jako dane wejściowe przyjmuje liczbę nieujemną i zwraca pierwiastek kwadratowy z podanej liczby wejściowej., sqrt(Number)

Używane zmienne

Rozpiętość płaszczyzny bocznej - (Mierzone w Metr) - Rozpiętość płaszczyzny bocznej to zbiór wszystkich kombinacji liniowych 2 nierównoległych wektorów u i v, nazywana jest rozpiętością u i v.
Siła podnoszenia - (Mierzone w Newton) - Siła nośna to siła aerodynamiczna wywierana na obiekt, taki jak skrzydło samolotu, prostopadle do nadlatującego strumienia powietrza.
Indukowany opór - (Mierzone w Newton) - Opór indukowany to rodzaj oporu aerodynamicznego, który występuje w wyniku wytwarzania siły nośnej w samolocie. Związane jest to z powstawaniem wirów na końcach skrzydeł, co prowadzi do zasysania powietrza.
Ciśnienie dynamiczne - (Mierzone w Pascal) - Ciśnienie dynamiczne to po prostu wygodna nazwa wielkości reprezentującej spadek ciśnienia spowodowany prędkością płynu.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Siła podnoszenia: 110 Newton --> 110 Newton Nie jest wymagana konwersja
Indukowany opór: 8.47 Newton --> 8.47 Newton Nie jest wymagana konwersja
Ciśnienie dynamiczne: 2 Pascal --> 2 Pascal Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

b_W = F_L/sqrt(pi*D_i*q) --> 110/sqrt(pi*8.47*2)

Ocenianie ... ...

b_W = 15.0786008773027

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

15.0786008773027 Metr --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

15.0786008773027 ≈ 15.0786 Metr <-- Rozpiętość płaszczyzny bocznej

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Projekt koncepcyjny » Konstrukcja aerodynamiczna » Rozpiętość przy danym oporze indukowanym

Kredyty

Stworzone przez Himanshu Sharma

Narodowy Instytut Technologii, Hamirpur (NITH), Himachal Pradesh

Himanshu Sharma utworzył ten kalkulator i 50+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Kartikay Pandit

Narodowy Instytut Technologiczny (GNIDA), Hamirpur

Kartikay Pandit zweryfikował ten kalkulator i 400+ 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

Rozpiętość przy danym oporze indukowanym Formułę

Rozpiętość płaszczyzny bocznej = Siła podnoszenia/sqrt(pi*Indukowany opór*Ciśnienie dynamiczne)
b_W = F_L/sqrt(pi*D_i*q)

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!