Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла атаки Калькулятор

✖Геометрический угол атаки — это угол между направлением скорости набегающего потока и линией хорды.ⓘ Геометрический угол атаки [α_g]			+10% -10%
✖Эффективный угол атаки — это угол между линией хорды и направлением местного относительного ветра.ⓘ Эффективный угол атаки [α_eff]			+10% -10%

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

⎘ копия

👎

Формула

✖

Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла атаки

Формула

`"α"_{"i"} = "α"_{"g"}-"α"_{"eff"}`

Пример

`"4°"="12°"-"8°"`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Формулы PDF PDF Image

Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла атаки Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Индуцированный угол атаки = Геометрический угол атаки-Эффективный угол атаки
α_i = α_g-α_eff
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.
Геометрический угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Геометрический угол атаки — это угол между направлением скорости набегающего потока и линией хорды.
Эффективный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Эффективный угол атаки — это угол между линией хорды и направлением местного относительного ветра.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Геометрический угол атаки: 12 степень --> 0.20943951023928 Радиан (Проверьте преобразование здесь)
Эффективный угол атаки: 8 степень --> 0.13962634015952 Радиан (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_i = α_g-α_eff --> 0.20943951023928-0.13962634015952

Оценка ... ...

α_i = 0.06981317007976

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.06981317007976 Радиан -->4 степень (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

4 степень <-- Индуцированный угол атаки

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерное несжимаемое течение » Обтекание аэродинамических профилей и крыльев » Поток над крыльями » Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла 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+!

< 11 Поток над крыльями Калькуляторы

Удлинение крыла с заданной кривой подъемной силы Наклон конечного крыла

Идти Удлинение крыла = (Наклон кривой подъема 2D*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*(Наклон кривой подъема 2D/Наклон кривой подъема-1))

Наклон подъемной кривой для конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема = Наклон кривой подъема 2D/(1+(Наклон кривой подъема 2D*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*Удлинение крыла))

2D Кривая подъемной силы Наклон аэродинамического профиля при заданном наклоне подъемной силы конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема 2D = Наклон кривой подъема/(1-(Наклон кривой подъема*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*Удлинение крыла))

Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета

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

Удлинение крыла при заданной кривой подъемной силы Наклон эллиптического конечного крыла

Идти Удлинение крыла = Наклон кривой подъема 2D/(pi*(Наклон кривой подъема 2D/Наклон кривой подъема-1))

Наклон кривой подъемной силы для эллиптического конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема = Наклон кривой подъема 2D/(1+Наклон кривой подъема 2D/(pi*Удлинение крыла))

2D Кривая подъемной силы Наклон аэродинамического профиля при заданном наклоне подъемной силы эллиптического конечного крыла

Идти Наклон кривой подъема 2D = Наклон кривой подъема/(1-Наклон кривой подъема/(pi*Удлинение крыла))

Геометрический угол атаки с учетом эффективного угла атаки

Идти Геометрический угол атаки = Эффективный угол атаки+Индуцированный угол атаки

Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла атаки

Идти Индуцированный угол атаки = Геометрический угол атаки-Эффективный угол атаки

Эффективный угол атаки конечного крыла

Идти Эффективный угол атаки = Геометрический угол атаки-Индуцированный угол атаки

Фактор эффективности Освальда

Идти Фактор эффективности Освальда = 1.78*(1-0.045*Удлинение крыла^(0.68))-0.64

Индуцированный угол атаки с учетом эффективного угла атаки формула

Индуцированный угол атаки = Геометрический угол атаки-Эффективный угол атаки
α_i = α_g-α_eff

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!