Normale krachtcoëfficiënt met aerodynamische normale kracht Oplossing

STAP 0: Samenvatting voorberekening
Formule gebruikt
Normale krachtcoëfficiënt = Aërodynamische normale kracht/(Dynamische druk*Referentiegebied)
Cz = Z/(q*S)
Deze formule gebruikt 4 Variabelen
Variabelen gebruikt
Normale krachtcoëfficiënt - Normale krachtcoëfficiënt is de dimensieloze coëfficiënt die verband houdt met de component van aerodynamische krachten langs de gieras van een vliegtuig.
Aërodynamische normale kracht - (Gemeten in Newton) - Aërodynamische normale kracht is de component van de aerodynamische kracht langs de gieras van een vliegtuig.
Dynamische druk - (Gemeten in Pascal) - Dynamische druk is eenvoudigweg een handige naam voor de hoeveelheid die de afname van de druk als gevolg van de snelheid van de vloeistof vertegenwoordigt.
Referentiegebied - (Gemeten in Plein Meter) - Het referentiegebied is willekeurig een gebied dat kenmerkend is voor het object dat wordt beschouwd. Voor een vliegtuigvleugel wordt het planvormgebied van de vleugel het referentievleugelgebied of eenvoudigweg vleugelgebied genoemd.
STAP 1: converteer ingang (en) naar basiseenheid
Aërodynamische normale kracht: 19 Newton --> 19 Newton Geen conversie vereist
Dynamische druk: 10 Pascal --> 10 Pascal Geen conversie vereist
Referentiegebied: 5.08 Plein Meter --> 5.08 Plein Meter Geen conversie vereist
STAP 2: Evalueer de formule
Invoerwaarden in formule vervangen
Cz = Z/(q*S) --> 19/(10*5.08)
Evalueren ... ...
Cz = 0.374015748031496
STAP 3: converteer het resultaat naar de eenheid van de uitvoer
0.374015748031496 --> Geen conversie vereist
DEFINITIEVE ANTWOORD
0.374015748031496 0.374016 <-- Normale krachtcoëfficiënt
(Berekening voltooid in 00.004 seconden)

Credits

Creator Image
Gemaakt door Vinay Mishra
Indian Institute for Aeronautical Engineering and Information Technology (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra heeft deze rekenmachine gemaakt en nog 300+ meer rekenmachines!
Verifier Image
Geverifieërd door Maiarutselvan V
PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore
Maiarutselvan V heeft deze rekenmachine geverifieerd en nog 300+ rekenmachines!

Nomenclatuur van vliegtuigdynamica Rekenmachines

Aërodynamische normale kracht
​ LaTeX ​ Gaan Aërodynamische normale kracht = Normale krachtcoëfficiënt*Dynamische druk*Referentiegebied
Zijwaartse krachtcoëfficiënt
​ LaTeX ​ Gaan Zijwaartse krachtcoëfficiënt = Aërodynamische zijkracht/(Dynamische druk*Referentiegebied)
Aërodynamische axiale kracht
​ LaTeX ​ Gaan Aërodynamische axiale kracht = Axiale krachtcoëfficiënt*Dynamische druk*Referentiegebied
Aërodynamische zijkracht
​ LaTeX ​ Gaan Aërodynamische zijkracht = Zijwaartse krachtcoëfficiënt*Dynamische druk*Referentiegebied

Normale krachtcoëfficiënt met aerodynamische normale kracht Formule

​LaTeX ​Gaan
Normale krachtcoëfficiënt = Aërodynamische normale kracht/(Dynamische druk*Referentiegebied)
Cz = Z/(q*S)

Wat is het doel van aerodynamische coëfficiënten?

Aerodynamische coëfficiënten zijn niet-dimensionale getallen die worden gebruikt om de aerodynamische eigenschappen van een vliegtuig te bepalen.

Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!