Коэффициент трения крылышек Калькулятор

✖Число Рейнольдса крылышка основано на длине, которая обычно равна длине хорды аэродинамического профиля (в двух измерениях) или длине хорды крылышка.ⓘ Число Рейнольдса винглета [Re_wl]

+10%

-10%

✖Коэффициент трения (μ) — это соотношение, определяющее силу, которая сопротивляется движению одного тела относительно другого тела, находящегося с ним в контакте.ⓘ Коэффициент трения крылышек [μ_friction]

⎘ копия

👎

Формула

✖

Коэффициент трения крылышек

Формула

`"μ"_{"friction"} = 4.55/(log10("Re"_{"wl"}^2.58))`

Пример

`"0.476772"=4.55/(log10(("5000")^2.58))`

Калькулятор

LaTeX

сбросить

👍

Скачать физика формула PDF PDF Image

Коэффициент трения крылышек Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент трения = 4.55/(log10(Число Рейнольдса винглета^2.58))
μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58))
В этой формуле используются 1 Функции, 2 Переменные

Используемые функции

log10 - Десятичный логарифм, также известный как логарифм по основанию 10 или десятичный логарифм, представляет собой математическую функцию, обратную экспоненциальной функции., log10(Number)

Используемые переменные

Коэффициент трения - Коэффициент трения (μ) — это соотношение, определяющее силу, которая сопротивляется движению одного тела относительно другого тела, находящегося с ним в контакте.
Число Рейнольдса винглета - Число Рейнольдса крылышка основано на длине, которая обычно равна длине хорды аэродинамического профиля (в двух измерениях) или длине хорды крылышка.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Число Рейнольдса винглета: 5000 --> Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58)) --> 4.55/(log10(5000^2.58))

Оценка ... ...

μ_friction = 0.476772152627779

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.476772152627779 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.476772152627779 ≈ 0.476772 <-- Коэффициент трения

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Проектирование самолетов » Предварительный проект » Коэффициент трения крылышек

Кредиты

Сделано Каки Варун Кришна

Технологический институт Махатмы Ганди (МГИТ), Хайдарабад

Каки Варун Кришна создал этот калькулятор и еще 25+!

Проверено Аншика Арья

Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур

Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

< 25 Предварительный проект Калькуляторы

Скорость при максимальной продолжительности полета с учетом предварительной продолжительности полета для винтовых самолетов

Идти Скорость для максимальной выносливости = (Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости*Эффективность пропеллера*ln(Вес самолета в начале фазы барражирования/Вес самолета в конце фазы барражирования))/(Мощность Удельный расход топлива*Выносливость самолетов)

Предварительная выносливость винтовых самолетов

Идти Выносливость самолетов = (Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления при максимальной выносливости*Эффективность пропеллера*ln(Вес самолета в начале фазы барражирования/Вес самолета в конце фазы барражирования))/(Мощность Удельный расход топлива*Скорость для максимальной выносливости)

Скорость для максимальной дальности при заданной дальности для реактивного самолета

Идти Скорость при максимальном отношении подъемной силы к лобовому сопротивлению = (Диапазон самолетов*Мощность Удельный расход топлива)/(Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа))

Оптимальная дальность полета реактивного самолета в крейсерском режиме

Идти Диапазон самолетов = (Скорость при максимальном отношении подъемной силы к лобовому сопротивлению*Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)

Оптимальная дальность для винтовых самолетов в крейсерском режиме

Идти Диапазон самолетов = (Эффективность пропеллера*Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета)/Мощность Удельный расход топлива*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа)

Предварительная выносливость реактивного самолета

Идти Выносливость самолетов = (Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета*ln(Вес самолета в начале крейсерского этапа/Вес самолета в конце крейсерского этапа))/Мощность Удельный расход топлива

Максимальный подъем над сопротивлением

Идти Максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению самолета = Массовая доля посадки*((Соотношение сторон крыла)/(Смачиваемая зона самолета/Справочная область))^(0.5)

Предварительная взлётная масса пилотируемого самолёта

Идти Желаемый взлетный вес = Перенесенная полезная нагрузка+Эксплуатационная пустая масса+Вес топлива, подлежащий перевозке+Вес экипажа

Масса полезной нагрузки с учетом взлетной массы

Идти Перенесенная полезная нагрузка = Желаемый взлетный вес-Эксплуатационная пустая масса-Вес экипажа-Вес топлива, подлежащий перевозке

Масса экипажа с учетом взлетной массы

Идти Вес экипажа = Желаемый взлетный вес-Перенесенная полезная нагрузка-Вес топлива, подлежащий перевозке-Эксплуатационная пустая масса

Масса топлива с учетом взлетной массы

Идти Вес топлива, подлежащий перевозке = Желаемый взлетный вес-Эксплуатационная пустая масса-Перенесенная полезная нагрузка-Вес экипажа

Пустой вес с учетом взлетного веса

Идти Эксплуатационная пустая масса = Желаемый взлетный вес-Вес топлива, подлежащий перевозке-Перенесенная полезная нагрузка-Вес экипажа

Предварительный взлетный вес пилотируемого самолета с учетом доли топлива и массы пустого самолета

Идти Желаемый взлетный вес = (Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/(1-Топливная фракция-Пустая весовая фракция)

Масса полезной нагрузки с учетом доли топлива и веса пустого

Идти Перенесенная полезная нагрузка = Желаемый взлетный вес*(1-Пустая весовая фракция-Топливная фракция)-Вес экипажа

Доля топлива с учетом взлетной массы и доли массы пустого

Идти Топливная фракция = 1-Пустая весовая фракция-(Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/Желаемый взлетный вес

Доля пустого веса с учетом взлетной массы и доли топлива

Идти Пустая весовая фракция = 1-Топливная фракция-(Перенесенная полезная нагрузка+Вес экипажа)/Желаемый взлетный вес

Масса экипажа с учетом топлива и доли веса пустого

Идти Вес экипажа = Желаемый взлетный вес*(1-Пустая весовая фракция-Топливная фракция)-Перенесенная полезная нагрузка

Расчетный диапазон с заданным приращением диапазона

Идти Диапазон дизайна = Увеличение дальности полета самолета+Гармонический диапазон

Масса порожнего, указанная доля веса порожнего

Идти Эксплуатационная пустая масса = Пустая весовая фракция*Желаемый взлетный вес

Взлетная масса с учетом доли веса пустого

Идти Желаемый взлетный вес = Эксплуатационная пустая масса/Пустая весовая фракция

Фракция пустого веса

Идти Пустая весовая фракция = Эксплуатационная пустая масса/Желаемый взлетный вес

Взлетная масса с учетом доли топлива

Идти Желаемый взлетный вес = Вес топлива, подлежащий перевозке/Топливная фракция

Масса топлива с учетом доли топлива

Идти Вес топлива, подлежащий перевозке = Топливная фракция*Желаемый взлетный вес

Топливная фракция

Идти Топливная фракция = Вес топлива, подлежащий перевозке/Желаемый взлетный вес

Коэффициент трения крылышек

Идти Коэффициент трения = 4.55/(log10(Число Рейнольдса винглета^2.58))

Коэффициент трения крылышек формула

Коэффициент трения = 4.55/(log10(Число Рейнольдса винглета^2.58))
μ_friction = 4.55/(log10(Re_wl^2.58))

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!