Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado Calculadora

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Fluir sobre as asas

✖Ângulo de Ataque é o ângulo entre uma linha de referência em um corpo e o vetor que representa o movimento relativo entre o corpo e o fluido através do qual ele está se movendo.ⓘ Ângulo de ataque [α]			+10% -10%
✖O Ângulo de Sustentação Zero é o ângulo de ataque no qual um aerofólio não produz nenhuma sustentação.ⓘ Ângulo de elevação zero [α₀]			+10% -10%

✖O coeficiente de sustentação para aerofólio curvado é um coeficiente adimensional que relaciona a sustentação gerada por unidade de vão com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluidoⓘ Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado [C_L,cam]

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Fórmula

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Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado

Fórmula

`"C"_{"L,cam"} = 2*pi*(("α")-("α"_{"0"}))`

Exemplo

`"1.41903"=2*pi*(("10.94°")-("-2°"))`

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Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado = 2*pi*((Ângulo de ataque)-(Ângulo de elevação zero))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))
Esta fórmula usa 1 Constantes, 3 Variáveis

Constantes Usadas

pi - Constante de Arquimedes Valor considerado como 3.14159265358979323846264338327950288

Variáveis Usadas

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

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

Ângulo de ataque: 10.94 Grau --> 0.190939020168144 Radiano (Verifique a conversão aqui)
Ângulo de elevação zero: -2 Grau --> -0.03490658503988 Radiano (Verifique a conversão aqui)

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀)) --> 2*pi*((0.190939020168144)-((-0.03490658503988)))

Avaliando ... ...

C_L,cam = 1.41902978833414

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

1.41902978833414 --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

1.41902978833414 ≈ 1.41903 <-- Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado

(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 Anshika Arya

Instituto Nacional de Tecnologia (NIT), Hamirpur

Anshika Arya verificou esta calculadora e mais 2500+ 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

Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado Fórmula

Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado = 2*pi*((Ângulo de ataque)-(Ângulo de elevação zero))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))

Qual é a diferença entre aerofólio curvado e simétrico?

Em um aerofólio curvado, o centro aerodinâmico e o centro de pressão não estão no mesmo lugar, então a sustentação criada também gera um momento no centro aerodinâmico. Em um aerofólio simétrico, o centro aerodinâmico e o centro de pressão estão no mesmo lugar, então você não tem um momento de lançamento.

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