Скорость набегающего потока при заданном угле атаки Калькулятор

✖Циркуляция в начале — это циркуляция, когда начало координат взято в центре связанного вихря.ⓘ Тираж в месте происхождения [Γ_o]			+10% -10%
✖Размах крыльев (или просто размах) птицы или самолета — это расстояние от одного кончика крыла до другого.ⓘ Размах крыльев [b]			+10% -10%
✖Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.ⓘ Индуцированный угол атаки [α_i]			+10% -10%

✖Скорость свободного потока — это скорость воздуха далеко перед аэродинамическим телом, то есть до того, как тело получит возможность отклонить, замедлить или сжать воздух.ⓘ Скорость набегающего потока при заданном угле атаки [V_∞]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Скорость набегающего потока при заданном угле атаки

Формула

`"V"_{"∞"} = "Γ"_{"o"}/(2*"b"*"α"_{"i"})`

Пример

`"15.5816m/s"="14m²/s"/(2*"2340mm"*"11°")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Эллиптическое распределение подъемной силы Формулы PDF PDF Image

Скорость набегающего потока при заданном угле атаки Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Скорость свободного потока = Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев*Индуцированный угол атаки)
V_∞ = Γ_o/(2*b*α_i)
В этой формуле используются 4 Переменные

Используемые переменные

Скорость свободного потока - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость свободного потока — это скорость воздуха далеко перед аэродинамическим телом, то есть до того, как тело получит возможность отклонить, замедлить или сжать воздух.
Тираж в месте происхождения - (Измеряется в Квадратный метр в секунду) - Циркуляция в начале — это циркуляция, когда начало координат взято в центре связанного вихря.
Размах крыльев - (Измеряется в метр) - Размах крыльев (или просто размах) птицы или самолета — это расстояние от одного кончика крыла до другого.
Индуцированный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Тираж в месте происхождения: 14 Квадратный метр в секунду --> 14 Квадратный метр в секунду Конверсия не требуется
Размах крыльев: 2340 Миллиметр --> 2.34 метр (Проверьте преобразование здесь)
Индуцированный угол атаки: 11 степень --> 0.19198621771934 Радиан (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

V_∞ = Γ_o/(2*b*α_i) --> 14/(2*2.34*0.19198621771934)

Оценка ... ...

V_∞ = 15.5816028201885

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

15.5816028201885 метр в секунду --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

15.5816028201885 ≈ 15.5816 метр в секунду <-- Скорость свободного потока

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерное несжимаемое течение » Распределение лифтов » Эллиптическое распределение подъемной силы » Скорость набегающего потока при заданном угле атаки

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+!

< 20 Эллиптическое распределение подъемной силы Калькуляторы

Подъемная сила на заданном расстоянии вдоль размаха крыла

Идти Лифт на расстоянии = Плотность свободного потока*Скорость свободного потока*Тираж в месте происхождения*sqrt(1-(2*Расстояние от центра до точки/Размах крыльев)^2)

Циркуляция в начале координат при распределении эллиптической подъемной силы

Идти Тираж в месте происхождения = 2*Скорость свободного потока*Происхождение эталонной области*Происхождение коэффициента подъемной силы/(pi*Размах крыльев)

Скорость набегающего потока с учетом циркуляции в начале

Идти Скорость свободного потока = pi*Размах крыльев*Тираж в месте происхождения/(2*Происхождение эталонной области*Коэффициент подъема ELD)

Коэффициент подъемной силы с учетом циркуляции в начале

Идти Коэффициент подъема ELD = pi*Размах крыльев*Тираж в месте происхождения/(2*Скорость свободного потока*Происхождение эталонной области)

Подъемная сила крыла с учетом циркуляции в начале

Идти Подъемная сила = (pi*Плотность свободного потока*Скорость свободного потока*Размах крыльев*Тираж в месте происхождения)/4

Циркуляция в начале с учетом подъемной силы крыла

Идти Тираж в месте происхождения = 4*Подъемная сила/(Плотность свободного потока*Скорость свободного потока*Размах крыльев*pi)

Индуцированный угол атаки с учетом коэффициента подъемной силы

Идти Индуцированный угол атаки = Происхождение эталонной области*Происхождение коэффициента подъемной силы/(pi*Размах крыльев^2)

Коэффициент подъемной силы с учетом коэффициента индуктивного сопротивления

Идти Коэффициент подъема ELD = sqrt(pi*Удлинение крыла ELD*Коэффициент индуцированного сопротивления ELD)

Циркуляция на заданном расстоянии по размаху крыла

Идти Тираж = Тираж в месте происхождения*sqrt(1-(2*Расстояние от центра до точки/Размах крыльев)^2)

Индуцированный угол атаки с учетом циркуляции в начале

Идти Индуцированный угол атаки = Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев*Скорость свободного потока)

Скорость набегающего потока при заданном угле атаки

Идти Скорость свободного потока = Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев*Индуцированный угол атаки)

Коэффициент индуцированного сопротивления с учетом соотношения сторон

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

Соотношение сторон с учетом коэффициента индуктивного сопротивления

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

Циркуляция в исходной точке с учетом индуцированного угла атаки

Идти Тираж в месте происхождения = 2*Размах крыльев*Индуцированный угол атаки*Скорость свободного потока

Индуцированный угол атаки с учетом соотношения сторон

Идти Индуцированный угол атаки = Происхождение коэффициента подъемной силы/(pi*Удлинение крыла ELD)

Соотношение сторон с учетом индуцированного угла атаки

Идти Удлинение крыла ELD = Коэффициент подъема ELD/(pi*Индуцированный угол атаки)

Коэффициент подъемной силы с учетом индуцированного угла атаки

Идти Коэффициент подъема ELD = pi*Индуцированный угол атаки*Удлинение крыла ELD

Индуцированный угол атаки с учетом нисходящей волны

Идти Индуцированный угол атаки = -(Нисходящая промывка/Скорость свободного потока)

Промывка вниз в распределении эллиптического подъемника

Идти Нисходящая промывка = -Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев)

Тираж в месте происхождения с учетом нисходящего потока

Идти Тираж в месте происхождения = -2*Нисходящая промывка*Размах крыльев

Скорость набегающего потока при заданном угле атаки формула

Скорость свободного потока = Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев*Индуцированный угол атаки)
V_∞ = Γ_o/(2*b*α_i)

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!