एयरफ़ोइल पर लिफ्ट कैलकुलेटर

एयरफ़ोइल पर लिफ्ट को एयरफ़ॉइल पर लिफ्ट वायुगतिकीय बल है जो एयरफ़ॉइल की सतह पर वायु प्रवाह की दिशा के लंबवत कार्य करता है। यह एयरफ़ॉइल की ऊपरी और निचली सतहों के बीच दबाव के अंतर के परिणामस्वरूप उत्पन्न होता है। लिफ्ट वह है जो किसी विमान को ऊपर की ओर बल उत्पन्न करने और हवा में रहने में सक्षम बनाती है। Lift on Airfoil = एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल*cos(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण)-एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल*sin(एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण) L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°) के रूप में परिभाषित किया गया है। एयरफ़ोइल पर लिफ्ट की गणना करने के लिए, आपको एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल (N), एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण (α^°) & एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल (A) की आवश्यकता है। हमारे टूल के द्वारा, आपको एयरफ़ॉइल पर सामान्य बल, जीवा के लंबवत एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है।, एयरफ़ॉइल का आक्रमण कोण, फ्रीस्ट्रीम वेग और एयरफ़ॉइल की जीवा के बीच का कोण है। & एयरफ़ॉइल पर अक्षीय बल, जीवा के समानांतर एयरफ़ॉइल पर कार्य करने वाले परिणामी बल का घटक है। के लिए संबंधित मान दर्ज करने और कैलकुलेट बटन को क्लिक करने की आवश्यकता है।