Levante no aerofólio Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Elevação no aerofólio = Força normal no aerofólio*cos(Ângulo de ataque do aerofólio)-Força axial no aerofólio*sin(Ângulo de ataque do aerofólio)
L = N*cos(α°)-A*sin(α°)
Esta fórmula usa 2 Funções, 4 Variáveis
Funções usadas
sin - Sinus ist eine trigonometrische Funktion, die das Verhältnis der Länge der gegenüberliegenden Seite eines rechtwinkligen Dreiecks zur Länge der Hypotenuse beschreibt., sin(Angle)
cos - Der Kosinus eines Winkels ist das Verhältnis der an den Winkel angrenzenden Seite zur Hypotenuse des Dreiecks., cos(Angle)
Variáveis Usadas
Elevação no aerofólio - (Medido em Newton) - A sustentação no aerofólio é um componente da Força Resultante que atua no aerofólio perpendicular à velocidade do fluxo livre.
Força normal no aerofólio - (Medido em Newton) - A força normal no aerofólio é a componente da força resultante que atua no aerofólio perpendicular à corda.
Ângulo de ataque do aerofólio - (Medido em Radiano) - O ângulo de ataque do aerofólio é o ângulo entre a velocidade do fluxo livre e a corda do aerofólio.
Força axial no aerofólio - (Medido em Newton) - A força axial no aerofólio é o componente da força resultante atuando no aerofólio paralelo ao cordão.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Força normal no aerofólio: 11 Newton --> 11 Newton Nenhuma conversão necessária
Ângulo de ataque do aerofólio: 8 Grau --> 0.13962634015952 Radiano (Verifique a conversão aqui)
Força axial no aerofólio: 20 Newton --> 20 Newton Nenhuma conversão necessária
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
L = N*cos(α°)-A*sin(α°) --> 11*cos(0.13962634015952)-20*sin(0.13962634015952)
Avaliando ... ...
L = 8.10948673695653
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
8.10948673695653 Newton --> Nenhuma conversão necessária
RESPOSTA FINAL
8.10948673695653 8.109487 Newton <-- Elevação no aerofólio
(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Créditos

Criado por Vishal Anand
Instituto Indiano de Tecnologia Kharagpur (IIT KGP), Kharagpur
Vishal Anand criou esta calculadora e mais 7 calculadoras!
Verificado por Ayush Singh
Universidade Gautama Buda (GBU), Greater Noida
Ayush Singh verificou esta calculadora e mais 100+ calculadoras!

7 Dinâmica dos Fluidos Computacional Calculadoras

Levante no aerofólio
Vai Elevação no aerofólio = Força normal no aerofólio*cos(Ângulo de ataque do aerofólio)-Força axial no aerofólio*sin(Ângulo de ataque do aerofólio)
Arraste no aerofólio
Vai Arraste no aerofólio = Força normal no aerofólio*sin(Ângulo de ataque do aerofólio)+Força axial no aerofólio*cos(Ângulo de ataque do aerofólio)
Número de Reynolds para aerofólio
Vai Número de Reynolds = (Densidade do fluido*Velocidade de fluxo*Comprimento do acorde do aerofólio)/Viscosidade dinamica
Y mais
Vai Y Mais = Altura da primeira camada*Densidade do Ar*Velocidade de atrito para aerofólio/Viscosidade Cinemática
Tensão de cisalhamento de parede para aerofólio
Vai Tensão de cisalhamento da parede para aerofólio = 0.5*Coeficiente de atrito da pele*Velocidade de fluxo*Densidade do Ar
Velocidade de fricção para aerofólio
Vai Velocidade de atrito para aerofólio = (Tensão de cisalhamento da parede para aerofólio/Densidade do Ar)^0.5
Coeficiente de Fricção da Pele
Vai Coeficiente de atrito da pele = (2*log10(Número de Reynolds)-0.65)^(-2.30)

Levante no aerofólio Fórmula

Elevação no aerofólio = Força normal no aerofólio*cos(Ângulo de ataque do aerofólio)-Força axial no aerofólio*sin(Ângulo de ataque do aerofólio)
L = N*cos(α°)-A*sin(α°)
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