Localização do centro de pressão para aerofólio curvado Calculadora

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Fluir sobre aerofólios e asas

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Fluxo sobre aerofólios

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Fluir sobre as asas

✖O coeficiente de momento sobre o bordo de ataque é obtido dividindo o momento sobre o bordo de ataque pela pressão dinâmica, a área e a corda do aerofólio.ⓘ Coeficiente de momento sobre a borda de ataque [C_m,le]			+10% -10%
✖Um acorde é a distância precisa entre a borda de ataque e a borda de fuga do aerofólio.ⓘ Acorde [c]			+10% -10%
✖O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional 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 [C_L]			+10% -10%

✖O Centro de Pressão é o ponto onde a soma total de um campo de pressão atua sobre um corpo, fazendo com que uma força atue através desse ponto.ⓘ Localização do centro de pressão para aerofólio curvado [x_cp]

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Fórmula

✖

Localização do centro de pressão para aerofólio curvado

Fórmula

`"x"_{"cp"} = -("C"_{"m,le"}*"c")/"C"_{"L"}`

Exemplo

`"0.75m"=-("-0.3"*"3m")/"1.2"`

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Localização do centro de pressão para aerofólio curvado Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Centro de Pressão = -(Coeficiente de momento sobre a borda de ataque*Acorde)/Coeficiente de elevação
x_cp = -(C_m,le*c)/C_L
Esta fórmula usa 4 Variáveis

Variáveis Usadas

Centro de Pressão - (Medido em Metro) - O Centro de Pressão é o ponto onde a soma total de um campo de pressão atua sobre um corpo, fazendo com que uma força atue através desse ponto.
Coeficiente de momento sobre a borda de ataque - O coeficiente de momento sobre o bordo de ataque é obtido dividindo o momento sobre o bordo de ataque pela pressão dinâmica, a área e a corda do aerofólio.
Acorde - (Medido em Metro) - Um acorde é a distância precisa entre a borda de ataque e a borda de fuga do aerofólio.
Coeficiente de elevação - O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional 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.

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

Coeficiente de momento sobre a borda de ataque: -0.3 --> Nenhuma conversão necessária
Acorde: 3 Metro --> 3 Metro Nenhuma conversão necessária
Coeficiente de elevação: 1.2 --> Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

x_cp = -(C_m,le*c)/C_L --> -((-0.3)*3)/1.2

Avaliando ... ...

x_cp = 0.75

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

0.75 Metro --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

0.75 Metro <-- Centro de Pressão

(Cálculo concluído em 00.004 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

Localização do centro de pressão para aerofólio curvado Fórmula

Centro de Pressão = -(Coeficiente de momento sobre a borda de ataque*Acorde)/Coeficiente de elevação
x_cp = -(C_m,le*c)/C_L

O que é centro de pressão?

O centro de pressão é o local onde a resultante de uma carga distribuída atua efetivamente sobre o corpo. Se os momentos fossem medidos em torno do centro de pressão, o efeito integrado das cargas distribuídas seria zero. Em um aerofólio curvado, o centro aerodinâmico e o centro de pressão não estão no mesmo ponto.

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