Lift op vleugelprofiel Rekenmachine

Lift op vleugelprofiel = Normale kracht op vleugelprofiel*cos(Aanvalshoek van Airfoil)-Axiale kracht op vleugelprofiel*sin(Aanvalshoek van Airfoil)
L = N*cos(α^°)-A*sin(α^°)
Deze formule gebruikt 2 Functies, 4 Variabelen
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)
cos - De cosinus van een hoek is de verhouding van de zijde die aan de hoek grenst tot de hypotenusa van de driehoek., cos(Angle)Lift op vleugelprofiel - (Gemeten in Newton) - Lift on Airfoil is een onderdeel van de resulterende kracht die loodrecht op de freestream-snelheid op het vleugelprofiel inwerkt.
Normale kracht op vleugelprofiel - (Gemeten in Newton) - Normale kracht op het vleugelprofiel is een onderdeel van de resulterende kracht die loodrecht op het akkoord op het vleugelprofiel inwerkt.
Aanvalshoek van Airfoil - (Gemeten in radiaal) - De aanvalshoek van het vleugelprofiel is de hoek tussen de snelheid van de vrije stroom en het akkoord van het vleugelprofiel.
Axiale kracht op vleugelprofiel - (Gemeten in Newton) - Axiale kracht op het vleugelprofiel is een onderdeel van de resulterende kracht die parallel aan het akkoord op het vleugelprofiel inwerkt.

(Berekening voltooid in 00.004 seconden)