Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла Калькулятор

✖Коэффициент момента относительно передней кромки получается путем деления момента относительно передней кромки на динамическое давление, площадь и хорду профиля.ⓘ Коэффициент момента относительно переднего края [C_m,le]			+10% -10%
✖Хорда — это точное расстояние между передней и задней кромкой профиля.ⓘ Аккорд [c]			+10% -10%
✖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%

✖Центр давления — это точка, в которой общая сумма полей давления действует на тело, заставляя силу действовать через эту точку.ⓘ Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла [x_cp]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла

Формула

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

Пример

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

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Формулы PDF PDF Image

Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Центр давления = -(Коэффициент момента относительно переднего края*Аккорд)/Коэффициент подъема
x_cp = -(C_m,le*c)/C_L
В этой формуле используются 4 Переменные

Используемые переменные

Центр давления - (Измеряется в метр) - Центр давления — это точка, в которой общая сумма полей давления действует на тело, заставляя силу действовать через эту точку.
Коэффициент момента относительно переднего края - Коэффициент момента относительно передней кромки получается путем деления момента относительно передней кромки на динамическое давление, площадь и хорду профиля.
Аккорд - (Измеряется в метр) - Хорда — это точное расстояние между передней и задней кромкой профиля.
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.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Коэффициент момента относительно переднего края: -0.3 --> Конверсия не требуется
Аккорд: 3 метр --> 3 метр Конверсия не требуется
Коэффициент подъема: 1.2 --> Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

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

Оценка ... ...

x_cp = 0.75

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.75 метр --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.75 метр <-- Центр давления

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерное несжимаемое течение » Обтекание аэродинамических профилей и крыльев » Обтекание аэродинамических профилей » Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла

Кредиты

Сделано Шикха Маурья

Индийский технологический институт (ИИТ), Бомбей

Шикха Маурья создал этот калькулятор и еще 100+!

Проверено Санджай Кришна

Инженерная школа Амрита (ASE), Валликаву

Санджай Кришна проверил этот калькулятор и еще 200+!

< 8 Обтекание аэродинамических профилей Калькуляторы

Толщина пограничного слоя для ламинарного потока

Идти Толщина ламинарного пограничного слоя = 5*Расстояние по оси X/sqrt(Число Рейнольдса для ламинарного потока)

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля

Идти Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля = 2*pi*((Угол атаки)-(Угол нулевого подъема))

Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла

Идти Центр давления = -(Коэффициент момента относительно переднего края*Аккорд)/Коэффициент подъема

Толщина пограничного слоя для турбулентного потока

Идти Толщина турбулентного пограничного слоя = 0.37*Расстояние по оси X/(Число Рейнольдса для турбулентного потока^(1/5))

Коэффициент сопротивления трения кожи для плоской пластины в ламинарном потоке

Идти Коэффициент сопротивления трению кожи = 1.328/(sqrt(Число Рейнольдса для ламинарного потока))

Коэффициент сопротивления поверхностного трения для плоской пластины в турбулентном потоке

Идти Коэффициент сопротивления трению кожи = 0.074/(Число Рейнольдса для турбулентного потока^(1/5))

Коэффициент момента относительно передней кромки симметричного профиля согласно теории тонкого профиля

Идти Коэффициент момента относительно переднего края = -Коэффициент подъема/4

Коэффициент подъемной силы для симметричного профиля по теории тонкого профиля

Идти Коэффициент подъема = 2*pi*Угол атаки

Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла формула

Центр давления = -(Коэффициент момента относительно переднего края*Аккорд)/Коэффициент подъема
x_cp = -(C_m,le*c)/C_L

Что такое центр давления?

Центр давления - это место, где результирующая распределенная нагрузка эффективно действует на тело. Если бы моменты были взяты относительно центра давления, интегральный эффект распределенных нагрузок был бы равен нулю. В изогнутом профиле аэродинамический центр и центр давления не находятся в одной и той же точке.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!