Перетащите на аэродинамический профиль Калькулятор

✖Нормальная сила, действующая на профиль, является составной частью результирующей силы, действующей на профиль перпендикулярно хорде.ⓘ Нормальная сила на профиле [N]			+10% -10%
✖Угол атаки профиля — это угол между скоростью набегающего потока и хордой профиля.ⓘ Угол атаки профиля [α^°]			+10% -10%
✖Осевая сила, действующая на профиль, является составной частью равнодействующей силы, действующей на профиль параллельно хорде.ⓘ Осевая сила на профиле [A]			+10% -10%

✖Сопротивление профиля — это составляющая результирующей силы, действующей на профиль параллельно скорости набегающего потока.ⓘ Перетащите на аэродинамический профиль [D]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Перетащите на аэродинамический профиль

Формула

`"D" = "N"*sin("α"^{"°"})+"A"*cos("α"^{"°"})`

Пример

`"21.33627N"="11N"*sin("8°")+"20N"*cos("8°")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать механика жидкости формула PDF PDF Image

Перетащите на аэродинамический профиль Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Перетащите на аэродинамический профиль = Нормальная сила на профиле*sin(Угол атаки профиля)+Осевая сила на профиле*cos(Угол атаки профиля)
D = N*sin(α^°)+A*cos(α^°)
В этой формуле используются 2 Функции, 4 Переменные

Используемые функции

sin - Синус — тригонометрическая функция, описывающая отношение длины противоположной стороны прямоугольного треугольника к длине гипотенузы., sin(Angle)
cos - Косинус угла – это отношение стороны, прилежащей к углу, к гипотенузе треугольника., cos(Angle)

Используемые переменные

Перетащите на аэродинамический профиль - (Измеряется в Ньютон) - Сопротивление профиля — это составляющая результирующей силы, действующей на профиль параллельно скорости набегающего потока.
Нормальная сила на профиле - (Измеряется в Ньютон) - Нормальная сила, действующая на профиль, является составной частью результирующей силы, действующей на профиль перпендикулярно хорде.
Угол атаки профиля - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки профиля — это угол между скоростью набегающего потока и хордой профиля.
Осевая сила на профиле - (Измеряется в Ньютон) - Осевая сила, действующая на профиль, является составной частью равнодействующей силы, действующей на профиль параллельно хорде.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Нормальная сила на профиле: 11 Ньютон --> 11 Ньютон Конверсия не требуется
Угол атаки профиля: 8 степень --> 0.13962634015952 Радиан (Проверьте преобразование здесь)
Осевая сила на профиле: 20 Ньютон --> 20 Ньютон Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

D = N*sin(α^°)+A*cos(α^°) --> 11*sin(0.13962634015952)+20*cos(0.13962634015952)

Оценка ... ...

D = 21.3362654853919

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

21.3362654853919 Ньютон --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

21.3362654853919 ≈ 21.33627 Ньютон <-- Перетащите на аэродинамический профиль

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » Инженерное дело » Механический » механика жидкости » Вычислительная динамика жидкости » Перетащите на аэродинамический профиль

Кредиты

Сделано Вишал Ананд

Индийский технологический институт Харагпур (ИИТ КГП), Kharagpur

Вишал Ананд создал этот калькулятор и еще 7!

Проверено Аюш Сингх

Университет Гаутамы Будды (GBU), Большая Нойда

Аюш Сингх проверил этот калькулятор и еще 100+!

< 7 Вычислительная динамика жидкости Калькуляторы

Перетащите на аэродинамический профиль

Идти Перетащите на аэродинамический профиль = Нормальная сила на профиле*sin(Угол атаки профиля)+Осевая сила на профиле*cos(Угол атаки профиля)

Лифт на аэродинамическом профиле

Идти Лифт на аэродинамическом профиле = Нормальная сила на профиле*cos(Угол атаки профиля)-Осевая сила на профиле*sin(Угол атаки профиля)

Число Рейнольдса для профиля крыла

Идти Число Рейнольдса = (Плотность жидкости*Скорость потока*Длина хорды профиля)/Динамическая вязкость

Напряжение сдвига стенки для профиля крыла

Идти Напряжение сдвига стенки для профиля крыла = 0.5*Коэффициент трения кожи*Скорость потока^2*Плотность воздуха

Ю Плюс

Идти Ю Плюс = (Высота первого слоя*Скорость трения для аэродинамического профиля)/Кинематическая вязкость

Скорость трения для аэродинамического профиля

Идти Скорость трения для аэродинамического профиля = (Напряжение сдвига стенки для профиля крыла/Плотность воздуха)^0.5

Коэффициент трения кожи

Идти Коэффициент трения кожи = (2*log10(Число Рейнольдса)-0.65)^(-2.30)

Перетащите на аэродинамический профиль формула

Перетащите на аэродинамический профиль = Нормальная сила на профиле*sin(Угол атаки профиля)+Осевая сила на профиле*cos(Угол атаки профиля)
D = N*sin(α^°)+A*cos(α^°)

Как влияет угол атаки?

Величина сопротивления, создаваемого объектом, зависит от формы объекта и того, как он движется в воздухе. Для аэродинамических профилей сопротивление почти постоянно при малых углах (/-5 градусов). При увеличении угла выше 5 градусов сопротивление быстро возрастает из-за увеличения лобовой площади и толщины пограничного слоя.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!