Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening
Formule gebruikt
Liftcoëfficiënt = 2*pi*Hoek van aanvallen
CL = 2*pi*α
Deze formule gebruikt 1 Constanten, 2 Variabelen
Gebruikte constanten
pi - De constante van Archimedes Waarde genomen als 3.14159265358979323846264338327950288
Variabelen gebruikt
Liftcoëfficiënt - De liftcoëfficiënt is een dimensieloze coëfficiënt die de lift die door een heflichaam wordt gegenereerd, relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid en een bijbehorend referentiegebied.
Hoek van aanvallen - (Gemeten in radiaal) - Invalshoek is de hoek tussen een referentielijn op een lichaam en de vector die de relatieve beweging weergeeft tussen het lichaam en de vloeistof waardoor het beweegt.
STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid
Hoek van aanvallen: 10.94 Graad --> 0.190939020168144 radiaal (Bekijk de conversie ​hier)
STAP 2: Evalueer de formule
Invoerwaarden in formule vervangen
CL = 2*pi*α --> 2*pi*0.190939020168144
Evalueren ... ...
CL = 1.19970524608775
STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer
1.19970524608775 --> Geen conversie vereist
DEFINITIEVE ANTWOORD
1.19970524608775 1.199705 <-- Liftcoëfficiënt
(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Credits

Creator Image
Gemaakt door Shikha Maurya
Indian Institute of Technology (IIT), Bombay
Shikha Maurya heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 100+ meer rekenmachines!
Verifier Image
Geverifieërd door Vinay Mishra
Indian Institute for Aeronautical Engineering and Information Technology (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 100+ rekenmachines!

Stroom over Airfoils Rekenmachines

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel
​ LaTeX ​ Gaan Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift))
Drukcentrumlocatie voor gewelfd vleugelprofiel
​ LaTeX ​ Gaan Centrum van druk = -(Momentcoëfficiënt over Leading Edge*Akkoord)/Liftcoëfficiënt
Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory
​ LaTeX ​ Gaan Liftcoëfficiënt = 2*pi*Hoek van aanvallen
Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory
​ LaTeX ​ Gaan Momentcoëfficiënt over Leading Edge = -Liftcoëfficiënt/4

Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory Formule

​LaTeX ​Gaan
Liftcoëfficiënt = 2*pi*Hoek van aanvallen
CL = 2*pi*α

Wat is dunne aërodynamische theorie?

De theorie van het dunne vleugelprofiel is gebaseerd op de vervanging van het vleugelprofiel door de gemiddelde camberlijn. Een vortex-plaat wordt langs de akkoordlijn geplaatst en de sterkte ervan wordt zo aangepast dat, in combinatie met de uniforme vrije stroom, de camberlijn een stroomlijn van de stroom wordt en tegelijkertijd voldoet aan de Kutta-voorwaarde.

Wat is de Kutta-conditie?

De Kutta-conditie is een waarneming dat voor een hijs-vleugelprofiel met een bepaalde vorm onder een bepaalde invalshoek, de natuur die specifieke circulatiewaarde rond het vleugelprofiel aanneemt, waardoor de stroming soepel naar de achterrand gaat. Als de achterrand eindig is, dan is de achterrand een stagnatiepunt. Als de achterrand gekromd is, zijn de snelheden die de boven- en onderoppervlakken bij de achterrand verlaten eindig en gelijk in grootte en richting.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!