Coeficiente de Fricção Winglet Calculadora

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✖O número de Reynolds do Winglet é baseado em um comprimento, que geralmente é o comprimento da corda de um aerofólio (em duas dimensões) ou o comprimento da corda de um winglet.ⓘ Número de Reynolds do Winglet [Re_wl]

+10%

-10%

✖O Coeficiente de Atrito (μ) é a razão que define a força que resiste ao movimento de um corpo em relação a outro corpo em contato com ele.ⓘ Coeficiente de Fricção Winglet [μ_friction]

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Fórmula

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Coeficiente de Fricção Winglet

Fórmula

`"μ"_{"friction"} = 4.55/(log10("Re"_{"wl"}^2.58))`

Exemplo

`"0.476772"=4.55/(log10(("5000")^2.58))`

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Coeficiente de Fricção Winglet Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Coeficiente de fricção = 4.55/(log10(Número de Reynolds do Winglet^2.58))
μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58))
Esta fórmula usa 1 Funções, 2 Variáveis

Funções usadas

log10 - O logaritmo comum, também conhecido como logaritmo de base 10 ou logaritmo decimal, é uma função matemática que é o inverso da função exponencial., log10(Number)

Variáveis Usadas

Coeficiente de fricção - O Coeficiente de Atrito (μ) é a razão que define a força que resiste ao movimento de um corpo em relação a outro corpo em contato com ele.
Número de Reynolds do Winglet - O número de Reynolds do Winglet é baseado em um comprimento, que geralmente é o comprimento da corda de um aerofólio (em duas dimensões) ou o comprimento da corda de um winglet.

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

Número de Reynolds do Winglet: 5000 --> Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58)) --> 4.55/(log10(5000^2.58))

Avaliando ... ...

μ_friction = 0.476772152627779

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

0.476772152627779 --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

0.476772152627779 ≈ 0.476772 <-- Coeficiente de fricção

(Cálculo concluído em 00.020 segundos)

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Créditos

Criado por Kaki Varun Krishna

Instituto de Tecnologia Mahatma Gandhi (MGIT), Hyderabad

Kaki Varun Krishna criou esta calculadora e mais 25+ calculadoras!

Verificado por Anshika Arya

Instituto Nacional de Tecnologia (NIT), Hamirpur

Anshika Arya verificou esta calculadora e mais 2500+ calculadoras!

< 25 Design preliminar Calculadoras

Velocidade na resistência máxima dada a resistência preliminar para aeronaves movidas a hélice

Vai Velocidade para máxima resistência = (Relação de elevação para arrasto com resistência máxima*Eficiência da Hélice*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase Loiter/Peso da Aeronave no Final da Fase Loiter))/(Consumo de combustível específico de energia*Resistência de Aeronaves)

Resistência preliminar para aeronaves movidas a hélice

Vai Resistência de Aeronaves = (Relação de elevação para arrasto com resistência máxima*Eficiência da Hélice*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase Loiter/Peso da Aeronave no Final da Fase Loiter))/(Consumo de combustível específico de energia*Velocidade para máxima resistência)

Velocidade para maximizar o alcance dado o alcance para aeronaves a jato

Vai Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto = (Gama de Aeronaves*Consumo de combustível específico de energia)/(Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro))

Alcance ideal para aeronaves a jato em fase de cruzeiro

Vai Gama de Aeronaves = (Velocidade na relação máxima entre sustentação e arrasto*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)

Alcance ideal para aeronaves movidas a hélice em fase de cruzeiro

Vai Gama de Aeronaves = (Eficiência da Hélice*Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave)/Consumo de combustível específico de energia*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro)

Resistência Preliminar para Aeronaves a Jato

Vai Resistência de Aeronaves = (Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave*ln(Peso da Aeronave no Início da Fase de Cruzeiro/Peso da Aeronave no Final da Fase de Cruzeiro))/Consumo de combustível específico de energia

Elevação máxima sobre o arrasto

Vai Relação máxima de sustentação/arrasto da aeronave = Fração de massa de pouso*((Proporção de aspecto de uma asa)/(Área molhada de aeronaves/Área de Referência))^(0.5)

Peso preliminar de decolagem construído para aeronaves tripuladas

Vai Peso de decolagem desejado = Carga transportada+Peso vazio operacional+Peso do combustível a ser transportado+Peso da tripulação

Peso do Combustível dado o Peso de Decolagem

Vai Peso do combustível a ser transportado = Peso de decolagem desejado-Peso vazio operacional-Carga transportada-Peso da tripulação

Peso da carga útil dado o peso de decolagem

Vai Carga transportada = Peso de decolagem desejado-Peso vazio operacional-Peso da tripulação-Peso do combustível a ser transportado

Peso da tripulação dado o peso de decolagem

Vai Peso da tripulação = Peso de decolagem desejado-Carga transportada-Peso do combustível a ser transportado-Peso vazio operacional

Peso vazio dado o peso de decolagem

Vai Peso vazio operacional = Peso de decolagem desejado-Peso do combustível a ser transportado-Carga transportada-Peso da tripulação

Peso preliminar de decolagem acumulado para aeronaves tripuladas com combustível e fração de peso vazio

Vai Peso de decolagem desejado = (Carga transportada+Peso da tripulação)/(1-Fração de Combustível-Fração de Peso Vazio)

Fração de Combustível dada Peso de Decolagem e Fração de Peso Vazio

Vai Fração de Combustível = 1-Fração de Peso Vazio-(Carga transportada+Peso da tripulação)/Peso de decolagem desejado

Fração de Peso Vazio dado Peso de Decolagem e Fração de Combustível

Vai Fração de Peso Vazio = 1-Fração de Combustível-(Carga transportada+Peso da tripulação)/Peso de decolagem desejado

Peso da carga útil dado combustível e frações de peso vazio

Vai Carga transportada = Peso de decolagem desejado*(1-Fração de Peso Vazio-Fração de Combustível)-Peso da tripulação

Peso da Tripulação dado Combustível e Fração de Peso Vazio

Vai Peso da tripulação = Peso de decolagem desejado*(1-Fração de Peso Vazio-Fração de Combustível)-Carga transportada

Peso do Combustível dada a Fração do Combustível

Vai Peso do combustível a ser transportado = Fração de Combustível*Peso de decolagem desejado

Peso de Decolagem dada a Fração de Combustível

Vai Peso de decolagem desejado = Peso do combustível a ser transportado/Fração de Combustível

Fração de combustível

Vai Fração de Combustível = Peso do combustível a ser transportado/Peso de decolagem desejado

Coeficiente de Fricção Winglet

Vai Coeficiente de fricção = 4.55/(log10(Número de Reynolds do Winglet^2.58))

Peso de Decolagem dada a Fração de Peso Vazio

Vai Peso de decolagem desejado = Peso vazio operacional/Fração de Peso Vazio

Peso vazio dado a fração de peso vazio

Vai Peso vazio operacional = Fração de Peso Vazio*Peso de decolagem desejado

Fração de Peso Vazio

Vai Fração de Peso Vazio = Peso vazio operacional/Peso de decolagem desejado

Faixa de design dado incremento de faixa

Vai gama de design = Incremento de alcance da aeronave+Faixa harmônica

Coeficiente de Fricção Winglet Fórmula

Coeficiente de fricção = 4.55/(log10(Número de Reynolds do Winglet^2.58))
μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58))

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