Espessura da camada limite para fluxo turbulento Calculadora

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Fluxo sobre aerofólios

Arrasto Induzido

Fluir sobre as asas

✖Distância no eixo X é a distância do ponto medida ao longo da origem do eixo x.ⓘ Distância no eixo X [x]			+10% -10%
✖Número de Reynolds para fluxo turbulento é a razão entre forças inerciais e forças viscosas dentro de um fluido que está sujeito a movimento interno relativo devido a diferentes velocidades do fluido.ⓘ Número de Reynolds para fluxo turbulento [Re_T]			+10% -10%

✖A espessura da camada limite turbulenta é a distância normal à parede até um ponto onde a velocidade do fluxo atingiu essencialmente a velocidade 'assintótica', ou 99 por cento da velocidade do fluxo livre.ⓘ Espessura da camada limite para fluxo turbulento [δ_T]

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Fórmula

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Espessura da camada limite para fluxo turbulento

Fórmula

`"δ"_{"T"} = 0.37*"x"/("Re"_{"T"}^(1/5))`

Exemplo

`"0.151917m"=0.37*"2.10m"/(("3500")^(1/5))`

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Espessura da camada limite para fluxo turbulento Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Espessura da camada limite turbulenta = 0.37*Distância no eixo X/(Número de Reynolds para fluxo turbulento^(1/5))
δ_T = 0.37*x/(Re_T^(1/5))
Esta fórmula usa 3 Variáveis

Variáveis Usadas

Espessura da camada limite turbulenta - (Medido em Metro) - A espessura da camada limite turbulenta é a distância normal à parede até um ponto onde a velocidade do fluxo atingiu essencialmente a velocidade 'assintótica', ou 99 por cento da velocidade do fluxo livre.
Distância no eixo X - (Medido em Metro) - Distância no eixo X é a distância do ponto medida ao longo da origem do eixo x.
Número de Reynolds para fluxo turbulento - Número de Reynolds para fluxo turbulento é a razão entre forças inerciais e forças viscosas dentro de um fluido que está sujeito a movimento interno relativo devido a diferentes velocidades do fluido.

ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base

Distância no eixo X: 2.1 Metro --> 2.1 Metro Nenhuma conversão necessária
Número de Reynolds para fluxo turbulento: 3500 --> Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

δ_T = 0.37*x/(Re_T^(1/5)) --> 0.37*2.1/(3500^(1/5))

Avaliando ... ...

δ_T = 0.151917361836111

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

0.151917361836111 Metro --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

0.151917361836111 ≈ 0.151917 Metro <-- Espessura da camada limite turbulenta

(Cálculo concluído em 00.020 segundos)

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Créditos

Criado por Shikha Maurya

Instituto Indiano de Tecnologia (IIT), Bombay

Shikha Maurya criou esta calculadora e mais 100+ calculadoras!

Verificado por Sanjay Krishna

Escola de Engenharia Amrita (ASE), Vallikavu

Sanjay Krishna verificou esta calculadora e mais 200+ calculadoras!

< 8 Fluxo sobre aerofólios Calculadoras

Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado

Vai Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado = 2*pi*((Ângulo de ataque)-(Ângulo de elevação zero))

Espessura da camada limite para fluxo laminar

Vai Espessura da camada limite laminar = 5*Distância no eixo X/sqrt(Número de Reynolds para fluxo laminar)

Localização do centro de pressão para aerofólio curvado

Vai Centro de Pressão = -(Coeficiente de momento sobre a borda de ataque*Acorde)/Coeficiente de elevação

Espessura da camada limite para fluxo turbulento

Vai Espessura da camada limite turbulenta = 0.37*Distância no eixo X/(Número de Reynolds para fluxo turbulento^(1/5))

Coeficiente de arrasto de fricção superficial para placa plana em fluxo laminar

Vai Coeficiente de arrasto de fricção da pele = 1.328/(sqrt(Número de Reynolds para fluxo laminar))

Coeficiente de arrasto de fricção superficial para placa plana em fluxo turbulento

Vai Coeficiente de arrasto de fricção da pele = 0.074/(Número de Reynolds para fluxo turbulento^(1/5))

Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino

Vai Coeficiente de elevação = 2*pi*Ângulo de ataque

Coeficiente de momento sobre a borda de ataque para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino

Vai Coeficiente de momento sobre a borda de ataque = -Coeficiente de elevação/4

Espessura da camada limite para fluxo turbulento Fórmula

Espessura da camada limite turbulenta = 0.37*Distância no eixo X/(Número de Reynolds para fluxo turbulento^(1/5))
δ_T = 0.37*x/(Re_T^(1/5))

Como calcular a resistência de fricção da pele em uma placa plana?

A camada limite sobre um corpo sempre começa como um limite laminar a alguma distância da borda de ataque e, em seguida, transita para uma camada limite turbulenta em algum ponto a jusante da borda de ataque. O arrasto de fricção cutânea é, portanto, uma combinação de fricção laminar da pele sobre a parte dianteira do aerofólio e atrito turbulento da pele sobre a parte restante.

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