Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening
Formule gebruikt
Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel = 2*pi*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel)
CL airfoil = 2*pi*sin(α)
Deze formule gebruikt 1 Constanten, 1 Functies, 2 Variabelen
Gebruikte constanten
pi - De constante van Archimedes Waarde genomen als 3.14159265358979323846264338327950288
Functies die worden gebruikt
sin - Sinus is een trigonometrische functie die de verhouding beschrijft van de lengte van de tegenoverliggende zijde van een rechthoekige driehoek tot de lengte van de hypotenusa., sin(Angle)
Variabelen gebruikt
Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel - Liftcoëfficiënt voor Airfoil is een coëfficiënt die de lift die door een heflichaam wordt gegenereerd, relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid en een bijbehorend referentiegebied.
Aanvalshoek op vleugelprofiel - (Gemeten in radiaal) - Aanvalshoek op vleugelprofiel is de hoek tussen een referentielijn op een vleugelprofiel en de vector die de relatieve beweging weergeeft tussen het vleugelprofiel en de vloeistof waardoor het beweegt.
STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid
Aanvalshoek op vleugelprofiel: 6.5 Graad --> 0.11344640137961 radiaal (Bekijk de conversie ​hier)
STAP 2: Evalueer de formule
Invoerwaarden in formule vervangen
CL airfoil = 2*pi*sin(α) --> 2*pi*sin(0.11344640137961)
Evalueren ... ...
CL airfoil = 0.711276769471888
STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer
0.711276769471888 --> Geen conversie vereist
DEFINITIEVE ANTWOORD
0.711276769471888 0.711277 <-- Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel
(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Credits

Creator Image
Gemaakt door Maiarutselvan V
PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore
Maiarutselvan V heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 300+ meer rekenmachines!
Verifier Image
Vallurupalli Nageswara Rao Vignana Jyothi Instituut voor Engineering en Technologie (VNRVJIET), Hyderabad
Sai Venkata Phanindra Chary Arendra heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 300+ rekenmachines!

Lift en circulatie Rekenmachines

Aanvalshoek voor circulatie ontwikkeld op Airfoil
​ LaTeX ​ Gaan Aanvalshoek op vleugelprofiel = asin(Circulatie op Airfoil/(pi*Snelheid van het vleugelprofiel*Akkoordlengte van vleugelprofiel))
Akkoordlengte voor circulatie ontwikkeld op Airfoil
​ LaTeX ​ Gaan Akkoordlengte van vleugelprofiel = Circulatie op Airfoil/(pi*Snelheid van het vleugelprofiel*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel))
Circulatie ontwikkeld op Airfoil
​ LaTeX ​ Gaan Circulatie op Airfoil = pi*Snelheid van het vleugelprofiel*Akkoordlengte van vleugelprofiel*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel)
Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel
​ LaTeX ​ Gaan Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel = 2*pi*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel)

Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel Formule

​LaTeX ​Gaan
Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel = 2*pi*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel)
CL airfoil = 2*pi*sin(α)

Wat is een goede liftcoëfficiënt?

Een typische waarde voor het genoemde type vleugelprofiel is ongeveer 1,5. De bijbehorende waarde is ongeveer 18 graden.

Hoe de liftcoëfficiënt verhogen?

Een voorrand flap vergroot de kromming van de bovenkant van het vleugelprofiel. Dit verhoogt de liftcoëfficiënt aanzienlijk. Een beweegbare lamel (van een sleuf voorziene voorrandklep) verhoogt de lift door een combinatie van een groter vleugeloppervlak en een grotere camber en door de invloed van de stroming met behulp van de lamel.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!