Индуцированный угол атаки с учетом коэффициента подъемной силы Калькулятор

✖Эталонная область Происхождение условно представляет собой область, характерную для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла.ⓘ Происхождение эталонной области [S₀]			+10% -10%
✖Происхождение коэффициента подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной областью.ⓘ Происхождение коэффициента подъемной силы [C_l]			+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 с учетом коэффициента подъемной силы [α_i]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Индуцированный угол атаки с учетом коэффициента подъемной силы

Формула

`"α"_{"i"} = "S"_{"0"}*"C"_{"l"}/(pi*"b"^2)`

Пример

`"11.04141°"="2.21m²"*"1.5"/(pi*("2340mm")^2)`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Эллиптическое распределение подъемной силы Формулы PDF PDF Image

Индуцированный угол атаки с учетом коэффициента подъемной силы Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Индуцированный угол атаки = Происхождение эталонной области*Происхождение коэффициента подъемной силы/(pi*Размах крыльев^2)
α_i = S₀*C_l/(pi*b^2)
В этой формуле используются 1 Константы, 4 Переменные

Используемые константы

pi - постоянная Архимеда Значение, принятое как 3.14159265358979323846264338327950288

Используемые переменные

Индуцированный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.
Происхождение эталонной области - (Измеряется в Квадратный метр) - Эталонная область Происхождение условно представляет собой область, характерную для рассматриваемого объекта. Для крыла самолета площадь формы крыла в плане называется эталонной площадью крыла.
Происхождение коэффициента подъемной силы - Происхождение коэффициента подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной областью.
Размах крыльев - (Измеряется в метр) - Размах крыльев (или просто размах) птицы или самолета — это расстояние от одного кончика крыла до другого.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Происхождение эталонной области: 2.21 Квадратный метр --> 2.21 Квадратный метр Конверсия не требуется
Происхождение коэффициента подъемной силы: 1.5 --> Конверсия не требуется
Размах крыльев: 2340 Миллиметр --> 2.34 метр (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_i = S₀*C_l/(pi*b^2) --> 2.21*1.5/(pi*2.34^2)

Оценка ... ...

α_i = 0.192708976678221

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.192708976678221 Радиан -->11.0414110379491 степень (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

11.0414110379491 ≈ 11.04141 степень <-- Индуцированный угол атаки

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерное несжимаемое течение » Распределение лифтов » Эллиптическое распределение подъемной силы » Индуцированный угол атаки с учетом коэффициента подъемной силы

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

Индуцированный угол атаки с учетом коэффициента подъемной силы формула

Индуцированный угол атаки = Происхождение эталонной области*Происхождение коэффициента подъемной силы/(pi*Размах крыльев^2)
α_i = S₀*C_l/(pi*b^2)

Как угол атаки влияет на профиль?

Увеличение угла атаки приводит к увеличению как подъемной силы, так и индуцированного сопротивления до определенной степени. Слишком большой угол атаки (обычно около 17 градусов) и воздушный поток через верхнюю поверхность аэродинамического профиля отрывается, что приводит к потере подъемной силы, также известной как сваливание.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!