Coeficiente de Elevação para Aerofólio Calculadora

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✖Ângulo de ataque no aerofólio é o ângulo entre uma linha de referência no aerofólio e o vetor que representa o movimento relativo entre o aerofólio e o fluido através do qual ele está se movendo.ⓘ Ângulo de Ataque no Aerofólio [α]

+10%

-10%

✖O coeficiente de sustentação para aerofólio é um coeficiente que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada.ⓘ Coeficiente de Elevação para Aerofólio [C_{L airfoil}]

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Fórmula

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Coeficiente de Elevação para Aerofólio

Fórmula

`"C"_{"L airfoil"} = 2*pi*sin("α")`

Exemplo

`"0.711277"=2*pi*sin("6.5°")`

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Coeficiente de Elevação para Aerofólio Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Coeficiente de sustentação para aerofólio = 2*pi*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio)
C_{L airfoil} = 2*pi*sin(α)
Esta fórmula usa 1 Constantes, 1 Funções, 2 Variáveis

Constantes Usadas

pi - Constante de Arquimedes Valor considerado como 3.14159265358979323846264338327950288

Funções usadas

sin - O seno é uma função trigonométrica que descreve a razão entre o comprimento do lado oposto de um triângulo retângulo e o comprimento da hipotenusa., sin(Angle)

Variáveis Usadas

Coeficiente de sustentação para aerofólio - O coeficiente de sustentação para aerofólio é um coeficiente que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada.
Ângulo de Ataque no Aerofólio - (Medido em Radiano) - Ângulo de ataque no aerofólio é o ângulo entre uma linha de referência no aerofólio e o vetor que representa o movimento relativo entre o aerofólio e o fluido através do qual ele está se movendo.

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

Ângulo de Ataque no Aerofólio: 6.5 Grau --> 0.11344640137961 Radiano (Verifique a conversão aqui)

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

C_{L airfoil} = 2*pi*sin(α) --> 2*pi*sin(0.11344640137961)

Avaliando ... ...

C_{L airfoil} = 0.711276769471888

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

0.711276769471888 --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

0.711276769471888 ≈ 0.711277 <-- Coeficiente de sustentação para aerofólio

(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

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Créditos

Criado por Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

Maiarutselvan V criou esta calculadora e mais 300+ calculadoras!

Verificado por Sai Venkata Phanindra Chary Arendra

Vallurupalli Nageswara Rao Vignana Jyothi Instituto de Engenharia e Tecnologia (VNRVJIET), Hyderabad

Sai Venkata Phanindra Chary Arendra verificou esta calculadora e mais 300+ calculadoras!

< 16 Elevação e Circulação Calculadoras

Força de sustentação para o corpo em movimento no fluido

Vai Força de elevação no corpo em fluido = (Coeficiente de elevação para corpo em fluido*Área projetada do corpo*Massa de Fluido Fluente*(Velocidade do corpo ou fluido^2))/(Volume de fluido fluindo*2)

Força de elevação no cilindro para circulação

Vai Força de elevação no cilindro giratório = Densidade do Fluido Circulante*Comprimento do cilindro no fluxo de fluido*Circulação em torno do cilindro*Velocidade de fluxo livre do fluido

Coeficiente de sustentação para força de sustentação no corpo movendo-se sobre o fluido

Vai Coeficiente de elevação para corpo em fluido = Força de elevação no corpo em fluido/(Área projetada do corpo*0.5*Densidade do Fluido Circulante*(Velocidade do corpo ou fluido^2))

Força de sustentação para corpo em movimento em fluido de certa densidade

Vai Força de elevação no cilindro giratório = Coeficiente de elevação para corpo em fluido*Área projetada do corpo*Densidade do Fluido Circulante*(Velocidade do corpo ou fluido^2)/2

Circulação na Localização dos Pontos de Estagnação

Vai Circulação em torno do cilindro = -(sin(Ângulo no Ponto de Estagnação))*4*pi*Velocidade de fluxo livre do fluido*Raio do Cilindro Rotativo

Ângulo de ataque para circulação desenvolvido no aerofólio

Vai Ângulo de Ataque no Aerofólio = asin(Circulação em Aerofólio/(pi*Velocidade do aerofólio*Comprimento da corda do aerofólio))

Velocidade do Aerofólio para Circulação desenvolvida no Aerofólio

Vai Velocidade do aerofólio = Circulação em Aerofólio/(pi*Comprimento da corda do aerofólio*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio))

Comprimento de acorde para circulação desenvolvido em aerofólio

Vai Comprimento da corda do aerofólio = Circulação em Aerofólio/(pi*Velocidade do aerofólio*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio))

Circulação desenvolvida no aerofólio

Vai Circulação em Aerofólio = pi*Velocidade do aerofólio*Comprimento da corda do aerofólio*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio)

Raio do Cilindro para Coeficiente de Elevação em Cilindro Rotativo com Circulação

Vai Raio do Cilindro Rotativo = Circulação em torno do cilindro/(Coeficiente de elevação para cilindro rotativo*Velocidade de fluxo livre do fluido)

Coeficiente de Elevação para Cilindro Rotativo com Circulação

Vai Coeficiente de elevação para cilindro rotativo = Circulação em torno do cilindro/(Raio do Cilindro Rotativo*Velocidade de fluxo livre do fluido)

Velocidade tangencial do cilindro com coeficiente de elevação

Vai Velocidade tangencial do cilindro no fluido = (Coeficiente de elevação para cilindro rotativo*Velocidade de fluxo livre do fluido)/(2*pi)

Coeficiente de elevação para cilindro rotativo com velocidade tangencial

Vai Coeficiente de elevação para cilindro rotativo = (2*pi*Velocidade tangencial do cilindro no fluido)/Velocidade de fluxo livre do fluido

Circulação para Ponto Único de Estagnação

Vai Circulação em torno do cilindro = 4*pi*Velocidade de fluxo livre do fluido*Raio do Cilindro Rotativo

Ângulo de ataque para o coeficiente de sustentação no aerofólio

Vai Ângulo de Ataque no Aerofólio = asin(Coeficiente de sustentação para aerofólio/(2*pi))

Coeficiente de Elevação para Aerofólio

Vai Coeficiente de sustentação para aerofólio = 2*pi*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio)

Coeficiente de Elevação para Aerofólio Fórmula

Coeficiente de sustentação para aerofólio = 2*pi*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio)
C_{L airfoil} = 2*pi*sin(α)

O que é um bom coeficiente de sustentação?

Um valor típico para o tipo de seção de aerofólio mencionado é cerca de 1,5. O valor correspondente é cerca de 18 graus.

Como aumentar o coeficiente de sustentação?

Uma aba de ponta aumenta a curvatura da parte superior do aerofólio. Isso aumenta consideravelmente o coeficiente de sustentação. Uma ripa móvel (aba de ataque com fenda) aumenta a sustentação por meio de uma combinação de área de asa aumentada e curvatura aumentada e pela influência do fluxo com a ajuda da ripa.

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