Лифт на аэродинамическом профиле Калькулятор

✖Нормальная сила, действующая на профиль, — это составляющая равнодействующей силы, действующей на профиль перпендикулярно хорде.ⓘ Нормальная сила на аэродинамическом профиле [N]			+10% -10%
✖Угол атаки аэродинамического профиля — это угол между скоростью набегающего потока и хордой аэродинамического профиля.ⓘ Угол атаки аэродинамического профиля [α°]			+10% -10%
✖Осевая сила на профиле - это составляющая Результирующей силы, действующей на профиль параллельно хорде.ⓘ Осевая сила на профиле [A]			+10% -10%

✖Подъемная сила на аэродинамическом профиле является составляющей результирующей силы, действующей на аэродинамический профиль перпендикулярно скорости набегающего потока.ⓘ Лифт на аэродинамическом профиле [L]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Лифт на аэродинамическом профиле

Формула

`"L" = "N"*cos("α°")-"A"*sin("α°")`

Пример

`"8.109487N"="11N"*cos("8°")-"20N"*sin("8°")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать механика жидкости формула PDF

Лифт на аэродинамическом профиле Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Подъем на аэродинамическом профиле = Нормальная сила на аэродинамическом профиле*cos(Угол атаки аэродинамического профиля)-Осевая сила на профиле*sin(Угол атаки аэродинамического профиля)
L = N*cos(α°)-A*sin(α°)
В этой формуле используются 2 Функции, 4 Переменные

Используемые функции

sin - Синус — тригонометрическая функция, описывающая отношение длины противоположной стороны прямоугольного треугольника к длине гипотенузы., sin(Angle)
cos - Косинус угла – это отношение стороны, прилежащей к углу, к гипотенузе треугольника., cos(Angle)

Используемые переменные

Подъем на аэродинамическом профиле - (Измеряется в Ньютон) - Подъемная сила на аэродинамическом профиле является составляющей результирующей силы, действующей на аэродинамический профиль перпендикулярно скорости набегающего потока.
Нормальная сила на аэродинамическом профиле - (Измеряется в Ньютон) - Нормальная сила, действующая на профиль, — это составляющая равнодействующей силы, действующей на профиль перпендикулярно хорде.
Угол атаки аэродинамического профиля - (Измеряется в Радиан) - Угол атаки аэродинамического профиля — это угол между скоростью набегающего потока и хордой аэродинамического профиля.
Осевая сила на профиле - (Измеряется в Ньютон) - Осевая сила на профиле - это составляющая Результирующей силы, действующей на профиль параллельно хорде.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Нормальная сила на аэродинамическом профиле: 11 Ньютон --> 11 Ньютон Конверсия не требуется
Угол атаки аэродинамического профиля: 8 степень --> 0.13962634015952 Радиан (Проверьте преобразование здесь)
Осевая сила на профиле: 20 Ньютон --> 20 Ньютон Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

L = N*cos(α°)-A*sin(α°) --> 11*cos(0.13962634015952)-20*sin(0.13962634015952)

Оценка ... ...

L = 8.10948673695653

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

8.10948673695653 Ньютон --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

8.10948673695653 ≈ 8.109487 Ньютон <-- Подъем на аэродинамическом профиле

(Расчет завершен через 00.020 секунд)

Вы здесь -

Дом » Инженерное дело » Механический » механика жидкости » Вычислительная динамика жидкости » Лифт на аэродинамическом профиле

Кредиты

Сделано Вишал Ананд

Индийский технологический институт Харагпур (ИИТ КГП), Kharagpur

Вишал Ананд создал этот калькулятор и еще 7!

Проверено Аюш Сингх

Университет Гаутамы Будды (GBU), Большая Нойда

Аюш Сингх проверил этот калькулятор и еще 100+!

< 7 Вычислительная динамика жидкости Калькуляторы

Перетащите на аэродинамический профиль

Идти Перетащите аэродинамический профиль = Нормальная сила на аэродинамическом профиле*sin(Угол атаки аэродинамического профиля)+Осевая сила на профиле*cos(Угол атаки аэродинамического профиля)

Лифт на аэродинамическом профиле

Идти Подъем на аэродинамическом профиле = Нормальная сила на аэродинамическом профиле*cos(Угол атаки аэродинамического профиля)-Осевая сила на профиле*sin(Угол атаки аэродинамического профиля)

Число Рейнольдса для профиля крыла

Идти Число Рейнольдса = (Плотность жидкости*Скорость потока*Длина хорды аэродинамического профиля)/Динамическая вязкость

Напряжение сдвига стенки для профиля крыла

Идти Напряжение сдвига стенки для аэродинамического профиля = 0.5*Коэффициент трения кожи*Скорость потока^2*Плотность воздуха

Ю Плюс

Идти Ю Плюс = (Высота первого слоя*Скорость трения аэродинамического профиля)/Кинематическая вязкость

Скорость трения для аэродинамического профиля

Идти Скорость трения аэродинамического профиля = (Напряжение сдвига стенки для аэродинамического профиля/Плотность воздуха)^0.5

Коэффициент трения кожи

Идти Коэффициент трения кожи = (2*log10(Число Рейнольдса)-0.65)^(-2.30)

Лифт на аэродинамическом профиле формула

Как аэродинамические профили создают подъемную силу?

Аэродинамический профиль — это форма объекта, предназначенная для создания подъемной силы во время его движения в воздухе. Поперечное сечение крыла самолета имеет форму аэродинамического профиля. Он создает подъемную силу, создавая градиент давления между воздухом над и под крылом.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!