Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory Rekenmachine

✖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.ⓘ Liftcoëfficiënt [C_L]

+10%

-10%

✖De momentcoëfficiënt rond de voorrand wordt verkregen door het moment rond de voorrand te delen door de dynamische druk, het oppervlak en de koorde van het vleugelprofiel.ⓘ Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory [C_m,le]

⎘ Kopiëren

👎

Formule

LaTeX

Reset

👍

Downloaden Stroom over vleugelvlakken en vleugels Formules Pdf PDF Image

Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening

Formule gebruikt

Momentcoëfficiënt over Leading Edge = -Liftcoëfficiënt/4
C_m,le = -C_L/4
Deze formule gebruikt 2 Variabelen

Variabelen gebruikt

Momentcoëfficiënt over Leading Edge - De momentcoëfficiënt rond de voorrand wordt verkregen door het moment rond de voorrand te delen door de dynamische druk, het oppervlak en de koorde van het vleugelprofiel.
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.

STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid

Liftcoëfficiënt: 1.2 --> Geen conversie vereist

STAP 2: Evalueer de formule

Invoerwaarden in formule vervangen

C_m,le = -C_L/4 --> -1.2/4

Evalueren ... ...

C_m,le = -0.3

STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer

-0.3 --> Geen conversie vereist

DEFINITIEVE ANTWOORD

-0.3 <-- Momentcoëfficiënt over Leading Edge

(Berekening voltooid in 00.020 seconden)

Je bevindt je hier -

Huis » Fysica » Aërodynamica » Tweedimensionale onsamendrukbare stroom » Stroom over vleugelvlakken en vleugels » Lucht- en ruimtevaart » Stroom over Airfoils » Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory

Credits

Gemaakt door Shikha Maurya

Indian Institute of Technology (IIT), Bombay

Shikha Maurya heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 100+ meer rekenmachines!

Geverifieërd door Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

Maiarutselvan V heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 300+ 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

Bekijk meer >>

Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory Formule

LaTeX Gaan

Momentcoëfficiënt over Leading Edge = -Liftcoëfficiënt/4
C_m,le = -C_L/4

Wat is de theorie van het dunne vleugelprofiel?

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 zodanig aangepast dat, in combinatie met de uniforme vrije stroom, de camberlijn een stroomlijn van de stroom wordt en tegelijkertijd voldoet aan de Kutta-voorwaarde.

Huis

VRIJ PDF's

🔍 Zoeken

Categorieën

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!