Współczynnik tarcia Wingleta Kalkulator

⤿

✖Liczba Wingleta Reynoldsa opiera się na długości, która jest zwykle długością cięciwy płata (w dwóch wymiarach) lub długością cięciwy wingleta.ⓘ Liczba Wingleta Reynoldsa [Re_wl]

+10%

-10%

✖Współczynnik tarcia (μ) to współczynnik określający siłę, która przeciwstawia się ruchowi jednego ciała w stosunku do drugiego ciała, które się z nim styka.ⓘ Współczynnik tarcia Wingleta [μ_friction]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

✖

Współczynnik tarcia Wingleta

Formuła

`"μ"_{"friction"} = 4.55/(log10("Re"_{"wl"}^2.58))`

Przykład

`"0.476772"=4.55/(log10(("5000")^2.58))`

Kalkulator

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Fizyka Formułę PDF PDF Image

Współczynnik tarcia Wingleta Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))
μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58))
Ta formuła używa 1 Funkcje, 2 Zmienne

Używane funkcje

log10 - Logarytm zwyczajny, znany również jako logarytm o podstawie 10 lub logarytm dziesiętny, jest funkcją matematyczną będącą odwrotnością funkcji wykładniczej., log10(Number)

Używane zmienne

Współczynnik tarcia - Współczynnik tarcia (μ) to współczynnik określający siłę, która przeciwstawia się ruchowi jednego ciała w stosunku do drugiego ciała, które się z nim styka.
Liczba Wingleta Reynoldsa - Liczba Wingleta Reynoldsa opiera się na długości, która jest zwykle długością cięciwy płata (w dwóch wymiarach) lub długością cięciwy wingleta.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Liczba Wingleta Reynoldsa: 5000 --> Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58)) --> 4.55/(log10(5000^2.58))

Ocenianie ... ...

μ_friction = 0.476772152627779

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

0.476772152627779 --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

0.476772152627779 ≈ 0.476772 <-- Współczynnik tarcia

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Projekt wstępny » Współczynnik tarcia Wingleta

Kredyty

Stworzone przez Kaki Warun Kryszna

Instytut Technologii Mahatmy Gandhiego (MGIT), Hajdarabad

Kaki Warun Kryszna utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Anshika Arya

Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur

Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

< 25 Projekt wstępny Kalkulatory

Prędkość przy maksymalnej wytrzymałości przy podanej wytrzymałości wstępnej dla samolotów z napędem śmigłowym

Iść Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Wytrzymałość statku powietrznego)

Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość)

Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych

Iść Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu = (Zasięg samolotu*Zużycie paliwa specyficzne dla mocy)/(Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))

Optymalny zasięg dla samolotów odrzutowych w fazie przelotu

Iść Zasięg samolotu = (Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)

Optymalny zasięg dla samolotów z napędem śmigłowym w fazie przelotu

Iść Zasięg samolotu = (Wydajność śmigła*Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)

Wstępna wytrzymałość dla samolotów odrzutowych

Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy

Maksymalny udźwig nad przeciągiem

Iść Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego = Ułamek masowy lądowania*((Proporcje skrzydła)/(Obszar zwilżony samolotem/Obszar referencyjny))^(0.5)

Wstępne obciążenie startowe dla załogowego statku powietrznego

Iść Pożądana masa startowa = Przewożony ładunek+Operacyjna masa własna+Masa paliwa do przewożenia+Masa załogi

Masa ładunku podana Masa startowa

Iść Przewożony ładunek = Pożądana masa startowa-Operacyjna masa własna-Masa załogi-Masa paliwa do przewożenia

Masa załogi podana Masa startowa

Iść Masa załogi = Pożądana masa startowa-Przewożony ładunek-Masa paliwa do przewożenia-Operacyjna masa własna

Masa paliwa podana Masa startowa

Iść Masa paliwa do przewożenia = Pożądana masa startowa-Operacyjna masa własna-Przewożony ładunek-Masa załogi

Masa pustej podana masa startowa

Iść Operacyjna masa własna = Pożądana masa startowa-Masa paliwa do przewożenia-Przewożony ładunek-Masa załogi

Wstępna masa startowa zgromadzona dla załogowego statku powietrznego przy danym paliwie i ułamku masy pustej

Iść Pożądana masa startowa = (Przewożony ładunek+Masa załogi)/(1-Frakcja paliwowa-Ułamek masy pustej)

Frakcja paliwa podana Masa startowa i Frakcja pustej masy

Iść Frakcja paliwowa = 1-Ułamek masy pustej-(Przewożony ładunek+Masa załogi)/Pożądana masa startowa

Ułamek pustej masy podany Masa startowa i ułamek paliwa

Iść Ułamek masy pustej = 1-Frakcja paliwowa-(Przewożony ładunek+Masa załogi)/Pożądana masa startowa

Podana masa ładunku Udział paliwa i masy pustej

Iść Przewożony ładunek = Pożądana masa startowa*(1-Ułamek masy pustej-Frakcja paliwowa)-Masa załogi

Masa załogi podana frakcja paliwa i masy pustej

Iść Masa załogi = Pożądana masa startowa*(1-Ułamek masy pustej-Frakcja paliwowa)-Przewożony ładunek

Masa startowa podana frakcja paliwa

Iść Pożądana masa startowa = Masa paliwa do przewożenia/Frakcja paliwowa

Masa paliwa podana Frakcja paliwa

Iść Masa paliwa do przewożenia = Frakcja paliwowa*Pożądana masa startowa

Frakcja paliwowa

Iść Frakcja paliwowa = Masa paliwa do przewożenia/Pożądana masa startowa

Masa startowa podana Frakcja pustej masy

Iść Pożądana masa startowa = Operacyjna masa własna/Ułamek masy pustej

Podana masa pustego ułamka masy pustej

Iść Operacyjna masa własna = Ułamek masy pustej*Pożądana masa startowa

Współczynnik tarcia Wingleta

Iść Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))

Ułamek masy pustej

Iść Ułamek masy pustej = Operacyjna masa własna/Pożądana masa startowa

Zakres projektowy z podanym przyrostem zakresu

Iść Zakres projektowy = Przyrost zasięgu samolotu+Zakres harmoniczny

Współczynnik tarcia Wingleta Formułę

Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))
μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58))

Dom

BEZPŁATNY pliki PDF

🔍 Szukaj

Kategorie

Dzielić

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!