Размах с учетом индуцированного сопротивления Калькулятор

✖Подъемная сила — это аэродинамическая сила, действующая на объект, например крыло самолета, перпендикулярно набегающему потоку воздуха.ⓘ Подъемная сила [F_L]			+10% -10%
✖Индуцированное сопротивление — это тип аэродинамического сопротивления, возникающего в результате создания подъемной силы в самолете. Это связано с созданием вихрей на законцовках крыла, приводящих к смыву воздуха вниз.ⓘ Индуцированное сопротивление [D_i]			+10% -10%
✖Динамическое давление — это просто удобное название для величины, которая представляет собой уменьшение давления из-за скорости жидкости.ⓘ Динамическое давление [q]			+10% -10%

✖Пролет боковой плоскости - это набор всех линейных комбинаций двух непараллельных векторов u и v, который называется пролетом u и v.ⓘ Размах с учетом индуцированного сопротивления [b_W]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Размах с учетом индуцированного сопротивления

Формула

`"b"_{"W"} = "F"_{"L"}/sqrt(pi*"D"_{"i"}*"q")`

Пример

`"15.0786m"="110N"/sqrt(pi*"8.47N"*"2Pa")`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

Размах с учетом индуцированного сопротивления Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Размах боковой плоскости = Подъемная сила/sqrt(pi*Индуцированное сопротивление*Динамическое давление)
b_W = F_L/sqrt(pi*D_i*q)
В этой формуле используются 1 Константы, 1 Функции, 4 Переменные

Используемые константы

pi - постоянная Архимеда Значение, принятое как 3.14159265358979323846264338327950288

Используемые функции

sqrt - Функция извлечения квадратного корня — это функция, которая принимает на вход неотрицательное число и возвращает квадратный корень из заданного входного числа., sqrt(Number)

Используемые переменные

Размах боковой плоскости - (Измеряется в метр) - Пролет боковой плоскости - это набор всех линейных комбинаций двух непараллельных векторов u и v, который называется пролетом u и v.
Подъемная сила - (Измеряется в Ньютон) - Подъемная сила — это аэродинамическая сила, действующая на объект, например крыло самолета, перпендикулярно набегающему потоку воздуха.
Индуцированное сопротивление - (Измеряется в Ньютон) - Индуцированное сопротивление — это тип аэродинамического сопротивления, возникающего в результате создания подъемной силы в самолете. Это связано с созданием вихрей на законцовках крыла, приводящих к смыву воздуха вниз.
Динамическое давление - (Измеряется в паскаль) - Динамическое давление — это просто удобное название для величины, которая представляет собой уменьшение давления из-за скорости жидкости.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Подъемная сила: 110 Ньютон --> 110 Ньютон Конверсия не требуется
Индуцированное сопротивление: 8.47 Ньютон --> 8.47 Ньютон Конверсия не требуется
Динамическое давление: 2 паскаль --> 2 паскаль Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

b_W = F_L/sqrt(pi*D_i*q) --> 110/sqrt(pi*8.47*2)

Оценка ... ...

b_W = 15.0786008773027

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

15.0786008773027 метр --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

15.0786008773027 ≈ 15.0786 метр <-- Размах боковой плоскости

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Проектирование самолетов » Концептуальный дизайн » Аэродинамический дизайн » Размах с учетом индуцированного сопротивления

Кредиты

Сделано Химаншу Шарма

Национальный технологический институт, Хамирпур (НИТ), Химачал-Прадеш

Химаншу Шарма создал этот калькулятор и еще 50+!

Проверено Картикай Пандит

Национальный технологический институт (НИТ), Хамирпур

Картикай Пандит проверил этот калькулятор и еще 400+!

< 13 Аэродинамический дизайн Калькуляторы

Отношение тяги к массе с учетом минимального коэффициента лобового сопротивления

Идти Отношение тяги к весу = (Минимальный коэффициент сопротивления/Загрузка крыла+Постоянная сопротивления, вызванного подъемной силой*(Коэффициент нагрузки/Динамическое давление)^2*Загрузка крыла)*Динамическое давление

Толщина аэродинамического профиля для 4-значной серии

Идти Половина толщины = (Максимальная толщина*(0.2969*Положение вдоль хорды^0.5-0.1260*Положение вдоль хорды-0.3516*Положение вдоль хорды^2+0.2843*Положение вдоль хорды^3-0.1015*Положение вдоль хорды^4))/0.2

Размах с учетом индуцированного сопротивления

Идти Размах боковой плоскости = Подъемная сила/sqrt(pi*Индуцированное сопротивление*Динамическое давление)

Пролет с учетом соотношения сторон

Идти Размах боковой плоскости = sqrt(Соотношение сторон в боковой плоскости*Смачиваемая зона самолета)

Форм-фактор с учетом площади плоской пластины

Идти Форм-фактор = (Площадь плоской пластины)/(Коэффициент трения кожи*Смачиваемая зона самолета)

Коэффициент трения кожи с учетом площади плоской пластины

Идти Коэффициент трения кожи = Площадь плоской пластины/(Форм-фактор*Смачиваемая зона самолета)

Смачиваемая площадь с учетом площади плоской пластины

Идти Смачиваемая зона самолета = Площадь плоской пластины/(Форм-фактор*Коэффициент трения кожи)

Эквивалентная площадь сопротивления паразитам

Идти Площадь плоской пластины = Форм-фактор*Коэффициент трения кожи*Смачиваемая зона самолета

Полная масса с учетом сопротивления

Идти Вес брутто = Сила сопротивления*(Коэффициент подъема/Коэффициент сопротивления)

Смачиваемая площадь с учетом соотношения сторон

Идти Смачиваемая зона самолета = Размах боковой плоскости^2/Соотношение сторон в боковой плоскости

Соотношение сторон крыла

Идти Соотношение сторон в боковой плоскости = Размах боковой плоскости^2/Смачиваемая зона самолета

Коэффициент конусности аэродинамического профиля

Идти Коэффициент конусности = Длина хорды наконечника/Длина корневой хорды

Отношение скорости наконечника к номеру лопасти

Идти Передаточное число наконечника = (4*pi)/Количество лезвий

Размах с учетом индуцированного сопротивления формула

Размах боковой плоскости = Подъемная сила/sqrt(pi*Индуцированное сопротивление*Динамическое давление)
b_W = F_L/sqrt(pi*D_i*q)

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!