Коэффициент подъемной силы для симметричного профиля по теории тонкого 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%

✖Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.ⓘ Коэффициент подъемной силы для симметричного профиля по теории тонкого профиля [C_L]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Коэффициент подъемной силы для симметричного профиля по теории тонкого профиля

Формула

`"C"_{"L"} = 2*pi*"α"`

Пример

`"1.199705"=2*pi*"10.94°"`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Формулы PDF PDF Image

Коэффициент подъемной силы для симметричного профиля по теории тонкого профиля Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент подъема = 2*pi*Угол атаки
C_L = 2*pi*α
В этой формуле используются 1 Константы, 2 Переменные

Используемые константы

pi - постоянная Архимеда Значение, принятое как 3.14159265358979323846264338327950288

Используемые переменные

Коэффициент подъема - Коэффициент подъемной силы — это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной площадью.
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.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Угол атаки: 10.94 степень --> 0.190939020168144 Радиан (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

C_L = 2*pi*α --> 2*pi*0.190939020168144

Оценка ... ...

C_L = 1.19970524608775

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

1.19970524608775 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

1.19970524608775 ≈ 1.199705 <-- Коэффициент подъема

(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 симметричного профиля по теории тонкого профиля

Кредиты

Сделано Шикха Маурья

Индийский технологический институт (ИИТ), Бомбей

Шикха Маурья создал этот калькулятор и еще 100+!

Проверено Винай Мишра

Индийский институт авиационной техники и информационных технологий (IIAEIT), Пуна

Винай Мишра проверил этот калькулятор и еще 100+!

< 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 симметричного профиля по теории тонкого профиля формула

Коэффициент подъема = 2*pi*Угол атаки
C_L = 2*pi*α

Что такое теория тонкого профиля?

Теория тонкого аэродинамического профиля основана на замене аэродинамического профиля средней линией изгиба. Вихревой лист размещается вдоль линии хорды, и его прочность регулируется таким образом, чтобы в сочетании с равномерным набегающим потоком линия изгиба становилась линией обтекания потока, в то же время удовлетворяя условию Кутты.

Что такое состояние Кутты?

Условие Кутты - это наблюдение, что для подъемного профиля заданной формы при заданном угле атаки природа принимает то конкретное значение циркуляции вокруг профиля, которое приводит к тому, что поток плавно выходит на заднюю кромку. Если угол задней кромки конечен, то задняя кромка является точкой застоя. Если задняя кромка имеет острие, то скорости, покидающие верхнюю и нижнюю поверхности на задней кромке, конечны и равны по величине и направлению.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!