Calculadora Ángulo de ataque inducido dada la circulación en el origen

✖La circulación en el origen es la circulación cuando el origen se toma en el centro del vórtice ligado.ⓘ Circulación en origen [Γ_o]			+10% -10%
✖La envergadura (o simplemente envergadura) de un pájaro o un avión es la distancia entre la punta de un ala y la otra.ⓘ Envergadura [b]			+10% -10%
✖La velocidad de corriente libre es la velocidad del aire muy arriba de un cuerpo aerodinámico, es decir, antes de que el cuerpo tenga la oportunidad de desviar, frenar o comprimir el aire.ⓘ Velocidad de flujo libre [V_∞]			+10% -10%

✖El ángulo de ataque inducido es el ángulo entre el viento relativo local y la dirección de la velocidad de la corriente libre.ⓘ Ángulo de ataque inducido dada la circulación en el origen [α_i]

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Ángulo de ataque inducido dada la circulación en el origen Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo

Fórmula utilizada

Ángulo de ataque inducido = Circulación en origen/(2*Envergadura*Velocidad de flujo libre)
α_i = Γ_o/(2*b*V_∞)
Esta fórmula usa 4 Variables

Variables utilizadas

Ángulo de ataque inducido - (Medido en Radián) - El ángulo de ataque inducido es el ángulo entre el viento relativo local y la dirección de la velocidad de la corriente libre.
Circulación en origen - (Medido en Metro cuadrado por segundo) - La circulación en el origen es la circulación cuando el origen se toma en el centro del vórtice ligado.
Envergadura - (Medido en Metro) - La envergadura (o simplemente envergadura) de un pájaro o un avión es la distancia entre la punta de un ala y la otra.
Velocidad de flujo libre - (Medido en Metro por Segundo) - La velocidad de corriente libre es la velocidad del aire muy arriba de un cuerpo aerodinámico, es decir, antes de que el cuerpo tenga la oportunidad de desviar, frenar o comprimir el aire.

PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base

Circulación en origen: 14 Metro cuadrado por segundo --> 14 Metro cuadrado por segundo No se requiere conversión
Envergadura: 2340 Milímetro --> 2.34 Metro (Verifique la conversión aquí)
Velocidad de flujo libre: 15.5 Metro por Segundo --> 15.5 Metro por Segundo No se requiere conversión

PASO 2: Evaluar la fórmula

Sustituir valores de entrada en una fórmula

α_i = Γ_o/(2*b*V_∞) --> 14/(2*2.34*15.5)

Evaluar ... ...

α_i = 0.192996967190516

PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida

0.192996967190516 Radián -->11.0579116788434 Grado (Verifique la conversión aquí)

RESPUESTA FINAL

11.0579116788434 ≈ 11.05791 Grado <-- Ángulo de ataque inducido

(Cálculo completado en 00.020 segundos)

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Créditos

Creado por Ravi Khiyani

Instituto de Tecnología y Ciencia Shri Govindram Seksaria (SGSITS), Indore

¡Ravi Khiyani ha creado esta calculadora y 200+ más calculadoras!

Verificada por Anshika Arya

Instituto Nacional de Tecnología (LIENDRE), Hamirpur

¡Anshika Arya ha verificado esta calculadora y 2500+ más calculadoras!

< Distribución de elevación elíptica Calculadoras

Ascensor a una distancia determinada a lo largo de la envergadura

LaTeX Vamos Levantar a distancia = Densidad de flujo libre*Velocidad de flujo libre*Circulación en origen*sqrt(1-(2*Distancia del centro al punto/Envergadura)^2)

Circulación a una distancia dada a lo largo de la envergadura

LaTeX Vamos Circulación = Circulación en origen*sqrt(1-(2*Distancia del centro al punto/Envergadura)^2)

Ángulo de ataque inducido dada la relación de aspecto

LaTeX Vamos Ángulo de ataque inducido = Origen del coeficiente de elevación/(pi*Relación de aspecto del ala ELD)

Downwash en distribución de elevación elíptica

LaTeX Vamos lavado descendente = -Circulación en origen/(2*Envergadura)

Ángulo de ataque inducido dada la circulación en el origen Fórmula

LaTeX Vamos

Ángulo de ataque inducido = Circulación en origen/(2*Envergadura*Velocidad de flujo libre)
α_i = Γ_o/(2*b*V_∞)

¿Cómo afecta el ángulo de ataque al perfil aerodinámico?

Un aumento en el ángulo de ataque da como resultado un aumento tanto en la sustentación como en la resistencia inducida, hasta cierto punto. Un ángulo de ataque demasiado alto (generalmente alrededor de 17 grados) y el flujo de aire a través de la superficie superior del perfil aerodinámico se desprende, lo que resulta en una pérdida de sustentación, también conocida como pérdida.

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