Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета Калькулятор

✖Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.ⓘ Коэффициент подъема [C_L]			+10% -10%
✖Коэффициент эффективности размаха представляет собой изменение сопротивления с увеличением подъемной силы трехмерного крыла или самолета по сравнению с идеальным крылом, имеющим такое же удлинение и эллиптическое распределение подъемной силы.ⓘ Коэффициент эффективности диапазона [e_span]			+10% -10%
✖Коэффициент индуцированного сопротивления — это безразмерный параметр, который описывает связь между коэффициентом подъемной силы и соотношением сторон.ⓘ Коэффициент индуцированного сопротивления [C_D,i]			+10% -10%

✖Удлинение крыла определяется как отношение квадрата размаха крыла к площади крыла или размаху крыла по хорде для прямоугольной формы в плане.ⓘ Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета [AR]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета

Формула

`"AR" = "C"_{"L"}^2/(pi*"e"_{"span"}*"C"_{"D,i"})`

Пример

`"15.03087"=("1.2")^2/(pi*"0.95"*"0.0321")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Формулы PDF PDF Image

Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Удлинение крыла = Коэффициент подъема^2/(pi*Коэффициент эффективности диапазона*Коэффициент индуцированного сопротивления)
AR = C_L^2/(pi*e_span*C_D,i)
В этой формуле используются 1 Константы, 4 Переменные

Используемые константы

pi - постоянная Архимеда Значение, принятое как 3.14159265358979323846264338327950288

Используемые переменные

Удлинение крыла - Удлинение крыла определяется как отношение квадрата размаха крыла к площади крыла или размаху крыла по хорде для прямоугольной формы в плане.
Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.
Коэффициент эффективности диапазона - Коэффициент эффективности размаха представляет собой изменение сопротивления с увеличением подъемной силы трехмерного крыла или самолета по сравнению с идеальным крылом, имеющим такое же удлинение и эллиптическое распределение подъемной силы.
Коэффициент индуцированного сопротивления - Коэффициент индуцированного сопротивления — это безразмерный параметр, который описывает связь между коэффициентом подъемной силы и соотношением сторон.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Коэффициент подъема: 1.2 --> Конверсия не требуется
Коэффициент эффективности диапазона: 0.95 --> Конверсия не требуется
Коэффициент индуцированного сопротивления: 0.0321 --> Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

AR = C_L^2/(pi*e_span*C_D,i) --> 1.2^2/(pi*0.95*0.0321)

Оценка ... ...

AR = 15.0308652600314

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

15.0308652600314 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

15.0308652600314 ≈ 15.03087 <-- Удлинение крыла

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерное несжимаемое течение » Обтекание аэродинамических профилей и крыльев » Поток над крыльями » Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета

Кредиты

Сделано Рави Хияни

Институт технологии и науки Шри Говиндрама Сексарии (SGSITS), Индор

Рави Хияни создал этот калькулятор и еще 200+!

Проверено Аншика Арья

Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур

Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

< 11 Поток над крыльями Калькуляторы

Удлинение крыла с заданной кривой подъемной силы Наклон конечного крыла

Идти Удлинение крыла = (Наклон кривой подъема 2D*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*(Наклон кривой подъема 2D/Наклон кривой подъема-1))

Наклон подъемной кривой для конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема = Наклон кривой подъема 2D/(1+(Наклон кривой подъема 2D*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*Удлинение крыла))

2D Кривая подъемной силы Наклон аэродинамического профиля при заданном наклоне подъемной силы конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема 2D = Наклон кривой подъема/(1-(Наклон кривой подъема*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*Удлинение крыла))

Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета

Идти Удлинение крыла = Коэффициент подъема^2/(pi*Коэффициент эффективности диапазона*Коэффициент индуцированного сопротивления)

Удлинение крыла при заданной кривой подъемной силы Наклон эллиптического конечного крыла

Идти Удлинение крыла = Наклон кривой подъема 2D/(pi*(Наклон кривой подъема 2D/Наклон кривой подъема-1))

Наклон кривой подъемной силы для эллиптического конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема = Наклон кривой подъема 2D/(1+Наклон кривой подъема 2D/(pi*Удлинение крыла))

2D Кривая подъемной силы Наклон аэродинамического профиля при заданном наклоне подъемной силы эллиптического конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема 2D = Наклон кривой подъема/(1-Наклон кривой подъема/(pi*Удлинение крыла))

Геометрический угол атаки с учетом эффективного угла атаки

Идти Геометрический угол атаки = Эффективный угол атаки+Индуцированный угол атаки

Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла атаки

Идти Индуцированный угол атаки = Геометрический угол атаки-Эффективный угол атаки

Эффективный угол атаки конечного крыла

Идти Эффективный угол атаки = Геометрический угол атаки-Индуцированный угол атаки

Фактор эффективности Освальда

Идти Фактор эффективности Освальда = 1.78*(1-0.045*Удлинение крыла^(0.68))-0.64

Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета формула

Удлинение крыла = Коэффициент подъема^2/(pi*Коэффициент эффективности диапазона*Коэффициент индуцированного сопротивления)
AR = C_L^2/(pi*e_span*C_D,i)

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!