Индуцированный угол атаки с учетом нисходящей волны Калькулятор

✖Нисходящий поток — это изменение направления воздуха, отклоняемого под действием аэродинамического действия движущегося профиля, крыла или несущего винта вертолета, как часть процесса создания подъемной силы.ⓘ Нисходящая промывка [w]			+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 свободного потока [V_∞]			+10% -10%

✖Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.ⓘ Индуцированный угол атаки с учетом нисходящей волны [α_i]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Индуцированный угол атаки с учетом нисходящей волны

Формула

`"α"_{"i"} = -("w"/"V"_{"∞"})`

Пример

`"11.08951°"=-("-3m/s"/"15.5m/s")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Эллиптическое распределение подъемной силы Формулы PDF

Индуцированный угол атаки с учетом нисходящей волны Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Индуцированный угол атаки = -(Нисходящая промывка/Скорость свободного потока)
α_i = -(w/V_∞)
В этой формуле используются 3 Переменные

Используемые переменные

Индуцированный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.
Нисходящая промывка - (Измеряется в метр в секунду) - Нисходящий поток — это изменение направления воздуха, отклоняемого под действием аэродинамического действия движущегося профиля, крыла или несущего винта вертолета, как часть процесса создания подъемной силы.
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.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Нисходящая промывка: -3 метр в секунду --> -3 метр в секунду Конверсия не требуется
Скорость свободного потока: 15.5 метр в секунду --> 15.5 метр в секунду Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_i = -(w/V_∞) --> -((-3)/15.5)

Оценка ... ...

α_i = 0.193548387096774

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.193548387096774 Радиан -->11.0895057122116 степень (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

11.0895057122116 ≈ 11.08951 степень <-- Индуцированный угол атаки

(Расчет завершен через 00.007 секунд)

Вы здесь -

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

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 нисходящей волны формула

Индуцированный угол атаки = -(Нисходящая промывка/Скорость свободного потока)
α_i = -(w/V_∞)

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!