Spessore dello strato limite per un flusso turbolento calcolatrice

✖La distanza sull'asse X è la distanza del punto misurata lungo l'origine dell'asse x.ⓘ Distanza sull'asse X [x]			+10% -10%
✖Il numero di Reynolds per il flusso turbolento è il rapporto tra le forze inerziali e le forze viscose all'interno di un fluido soggetto a movimento interno relativo a causa delle diverse velocità del fluido.ⓘ Numero di Reynolds per il flusso turbolento [Re_T]			+10% -10%

✖Lo spessore dello strato limite turbolento è la distanza normale alla parete fino al punto in cui la velocità del flusso ha sostanzialmente raggiunto la velocità "asintotica", ovvero il 99% della velocità del flusso libero.ⓘ Spessore dello strato limite per un flusso turbolento [δ_T]

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Spessore dello strato limite per un flusso turbolento Soluzione

FASE 0: Riepilogo pre-calcolo

Formula utilizzata

Spessore dello strato limite turbolento = 0.37*Distanza sull'asse X/(Numero di Reynolds per il flusso turbolento^(1/5))
δ_T = 0.37*x/(Re_T^(1/5))
Questa formula utilizza 3 Variabili

Variabili utilizzate

Spessore dello strato limite turbolento - (Misurato in Metro) - Lo spessore dello strato limite turbolento è la distanza normale alla parete fino al punto in cui la velocità del flusso ha sostanzialmente raggiunto la velocità "asintotica", ovvero il 99% della velocità del flusso libero.
Distanza sull'asse X - (Misurato in Metro) - La distanza sull'asse X è la distanza del punto misurata lungo l'origine dell'asse x.
Numero di Reynolds per il flusso turbolento - Il numero di Reynolds per il flusso turbolento è il rapporto tra le forze inerziali e le forze viscose all'interno di un fluido soggetto a movimento interno relativo a causa delle diverse velocità del fluido.

PASSAGGIO 1: conversione degli ingressi in unità di base

Distanza sull'asse X: 2.1 Metro --> 2.1 Metro Nessuna conversione richiesta
Numero di Reynolds per il flusso turbolento: 3500 --> Nessuna conversione richiesta

FASE 2: valutare la formula

Sostituzione dei valori di input nella formula

δ_T = 0.37*x/(Re_T^(1/5)) --> 0.37*2.1/(3500^(1/5))

Valutare ... ...

δ_T = 0.151917361836111

PASSAGGIO 3: conversione del risultato nell'unità di output

0.151917361836111 Metro --> Nessuna conversione richiesta

RISPOSTA FINALE

0.151917361836111 ≈ 0.151917 Metro <-- Spessore dello strato limite turbolento

(Calcolo completato in 00.004 secondi)

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Titoli di coda

Creato da Shikha Maurya

Indian Institute of Technology (IO ESSO), Bombay

Shikha Maurya ha creato questa calcolatrice e altre 100+ altre calcolatrici!

Verificato da Sanjay Krishna

Amrita School of Engineering (ASE), Vallikavu

Sanjay Krishna ha verificato questa calcolatrice e altre 200+ altre calcolatrici!

< Flusso sui profili alari Calcolatrici

Posizione del centro di pressione per il profilo alare bombato

LaTeX Partire Centro di pressione = -(Coefficiente di momento relativo al bordo anteriore*Accordo)/Coefficiente di sollevamento

Coefficiente di portanza per profilo alare bombato

LaTeX Partire Coefficiente di portanza per profilo alare bombato = 2*pi*((Angolo di attacco)-(Angolo di portanza zero))

Coefficiente di momento relativo all'avanguardia per un profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile

LaTeX Partire Coefficiente di momento relativo al bordo anteriore = -Coefficiente di sollevamento/4

Coefficiente di portanza per profilo alare simmetrico mediante la teoria del profilo alare sottile

LaTeX Partire Coefficiente di sollevamento = 2*pi*Angolo di attacco

Vedi altro >>

Spessore dello strato limite per un flusso turbolento Formula

LaTeX Partire

Spessore dello strato limite turbolento = 0.37*Distanza sull'asse X/(Numero di Reynolds per il flusso turbolento^(1/5))
δ_T = 0.37*x/(Re_T^(1/5))

Come calcolare la resistenza all'attrito della pelle su una piastra piana?

Lo strato limite su un corpo inizia sempre come un confine laminare per una certa distanza dal bordo anteriore, quindi transita verso uno strato limite turbolento in un punto a valle del bordo anteriore. La resistenza di attrito della pelle è quindi una combinazione di attrito laminare della pelle sulla parte anteriore del profilo alare e attrito turbolento della pelle sulla parte rimanente.

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