Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля Калькулятор

✖Угол атаки — это угол между опорной линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется.ⓘ Угол атаки [α]			+10% -10%
✖Угол нулевой подъемной силы — это угол атаки, при котором профиль не создает подъемной силы.ⓘ Угол нулевого подъема [α₀]			+10% -10%

✖Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля крыла — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую на единицу пролета, с плотностью жидкости вокруг корпуса, скоростью жидкости.ⓘ Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля [C_L,cam]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля

Формула

`"C"_{"L,cam"} = 2*pi*(("α")-("α"_{"0"}))`

Пример

`"1.41903"=2*pi*(("10.94°")-("-2°"))`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Формулы PDF PDF Image

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля = 2*pi*((Угол атаки)-(Угол нулевого подъема))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))
В этой формуле используются 1 Константы, 3 Переменные

Используемые константы

pi - постоянная Архимеда Значение, принятое как 3.14159265358979323846264338327950288

Используемые переменные

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля - Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля крыла — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую на единицу пролета, с плотностью жидкости вокруг корпуса, скоростью жидкости.
Угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки — это угол между опорной линией на теле и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется.
Угол нулевого подъема - (Измеряется в Радиан) - Угол нулевой подъемной силы — это угол атаки, при котором профиль не создает подъемной силы.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Угол атаки: 10.94 степень --> 0.190939020168144 Радиан (Проверьте преобразование здесь)
Угол нулевого подъема: -2 степень --> -0.03490658503988 Радиан (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀)) --> 2*pi*((0.190939020168144)-((-0.03490658503988)))

Оценка ... ...

C_L,cam = 1.41902978833414

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

1.41902978833414 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

1.41902978833414 ≈ 1.41903 <-- Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерное несжимаемое течение » Обтекание аэродинамических профилей и крыльев » Обтекание аэродинамических профилей » Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля

Кредиты

Сделано Шикха Маурья

Индийский технологический институт (ИИТ), Бомбей

Шикха Маурья создал этот калькулятор и еще 100+!

Проверено Аншика Арья

Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур

Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

< 8 Обтекание аэродинамических профилей Калькуляторы

Толщина пограничного слоя для ламинарного потока

Идти Толщина ламинарного пограничного слоя = 5*Расстояние по оси X/sqrt(Число Рейнольдса для ламинарного потока)

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля

Идти Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля = 2*pi*((Угол атаки)-(Угол нулевого подъема))

Расположение центра давления для изогнутого профиля крыла

Идти Центр давления = -(Коэффициент момента относительно переднего края*Аккорд)/Коэффициент подъема

Толщина пограничного слоя для турбулентного потока

Идти Толщина турбулентного пограничного слоя = 0.37*Расстояние по оси X/(Число Рейнольдса для турбулентного потока^(1/5))

Коэффициент сопротивления трения кожи для плоской пластины в ламинарном потоке

Идти Коэффициент сопротивления трению кожи = 1.328/(sqrt(Число Рейнольдса для ламинарного потока))

Коэффициент сопротивления поверхностного трения для плоской пластины в турбулентном потоке

Идти Коэффициент сопротивления трению кожи = 0.074/(Число Рейнольдса для турбулентного потока^(1/5))

Коэффициент момента относительно передней кромки симметричного профиля согласно теории тонкого профиля

Идти Коэффициент момента относительно переднего края = -Коэффициент подъема/4

Коэффициент подъемной силы для симметричного профиля по теории тонкого профиля

Идти Коэффициент подъема = 2*pi*Угол атаки

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля формула

Коэффициент подъемной силы для изогнутого профиля = 2*pi*((Угол атаки)-(Угол нулевого подъема))
C_L,cam = 2*pi*((α)-(α₀))

В чем разница между изогнутым и симметричным профилем?

В изогнутом крыле аэродинамический центр и центр давления не находятся в одном месте, поэтому создаваемая подъемная сила также создает момент в аэродинамическом центре. В симметричном крыле аэродинамический центр и центр давления находятся в одном месте, поэтому у вас нет момента тангажа.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!