Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung
Gebrauchte Formel
Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels = (pi*Flügelseitenverhältnis GLD*(2D-Hubkurvensteigung/Steigung der Hebekurve-1))/2D-Hubkurvensteigung-1
τFW = (pi*ARGLD*(a0/aC,l-1))/a0-1
Diese formel verwendet 1 Konstanten, 4 Variablen
Verwendete Konstanten
pi - Archimedes-Konstante Wert genommen als 3.14159265358979323846264338327950288
Verwendete Variablen
Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels - Der induzierte Auftriebssteigungsfaktor des endlichen Flügels ist eine Funktion der Fourier-Koeffizienten, die für den Ausdruck der Auftriebskurvensteigung für den endlichen Flügel der allgemeinen Grundrissform verwendet wurden.
Flügelseitenverhältnis GLD - Das Flügelseitenverhältnis GLD ist definiert als das Verhältnis des Quadrats der Flügelspannweite zur Flügelfläche oder Flügelspannweite zur Flügelsehne bei einer rechteckigen Grundrissform.
2D-Hubkurvensteigung - (Gemessen in 1 / Radian) - Die 2D-Auftriebskurvensteigung ist ein Maß dafür, wie schnell das Tragflächenprofil bei einer Änderung des Anstellwinkels Auftrieb erzeugt.
Steigung der Hebekurve - (Gemessen in 1 / Radian) - Die Steigung der Auftriebskurve ist ein Maß dafür, wie schnell der Flügel bei einer Änderung des Anstellwinkels Auftrieb erzeugt.
SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit
Flügelseitenverhältnis GLD: 15 --> Keine Konvertierung erforderlich
2D-Hubkurvensteigung: 6.28 1 / Radian --> 6.28 1 / Radian Keine Konvertierung erforderlich
Steigung der Hebekurve: 5.54 1 / Radian --> 5.54 1 / Radian Keine Konvertierung erforderlich
SCHRITT 2: Formel auswerten
Eingabewerte in Formel ersetzen
τFW = (pi*ARGLD*(a0/aC,l-1))/a0-1 --> (pi*15*(6.28/5.54-1))/6.28-1
Auswerten ... ...
τFW = 0.00231318422034121
SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit
0.00231318422034121 --> Keine Konvertierung erforderlich
ENDGÜLTIGE ANTWORT
0.00231318422034121 0.002313 <-- Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels
(Berechnung in 00.004 sekunden abgeschlossen)

Credits

Creator Image
Erstellt von Ravi Khiyani
Shri Govindram Seksaria Institut für Technologie und Wissenschaft (SGSITS), Indore
Ravi Khiyani hat diesen Rechner und 200+ weitere Rechner erstellt!
Verifier Image
Geprüft von Anshika Arya
Nationales Institut für Technologie (NIT), Hamirpur
Anshika Arya hat diesen Rechner und 2500+ weitere Rechner verifiziert!

Allgemeine Aufzugsverteilung Taschenrechner

Auftriebskoeffizient bei gegebenem Span-Effizienzfaktor
​ LaTeX ​ Gehen Auftriebskoeffizient GLD = sqrt(pi*Span-Effizienzfaktor*Flügelseitenverhältnis GLD*Induzierter Widerstandskoeffizient GLD)
Koeffizient des induzierten Widerstands bei gegebenem Span-Effizienzfaktor
​ LaTeX ​ Gehen Induzierter Widerstandskoeffizient GLD = Auftriebskoeffizient GLD^2/(pi*Span-Effizienzfaktor*Flügelseitenverhältnis GLD)
Span-Effizienzfaktor
​ LaTeX ​ Gehen Span-Effizienzfaktor = (1+Induzierter Widerstandsfaktor)^(-1)
Faktor des induzierten Widerstands bei gegebenem Span-Effizienzfaktor
​ LaTeX ​ Gehen Induzierter Widerstandsfaktor = Span-Effizienzfaktor^(-1)-1

Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Formel

​LaTeX ​Gehen
Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels = (pi*Flügelseitenverhältnis GLD*(2D-Hubkurvensteigung/Steigung der Hebekurve-1))/2D-Hubkurvensteigung-1
τFW = (pi*ARGLD*(a0/aC,l-1))/a0-1
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