Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej Kalkulator

✖Maksymalna grubość to ułamek długości cięciwy.ⓘ Maksymalna grubość [t]			+10% -10%
✖Pozycja wzdłuż cięciwy to odległość pomiędzy krawędzią tylną a punktem, w którym cięciwa przecina krawędź natarcia.ⓘ Pozycja wzdłuż cięciwy [x]			+10% -10%

✖Połowa grubości płata to grubość w odległości x od krawędzi natarcia.ⓘ Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej [y_t]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Konstrukcja aerodynamiczna Formuły PDF PDF Image

Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Połowa grubości = (Maksymalna grubość*(0.2969*Pozycja wzdłuż cięciwy^0.5-0.1260*Pozycja wzdłuż cięciwy-0.3516*Pozycja wzdłuż cięciwy^2+0.2843*Pozycja wzdłuż cięciwy^3-0.1015*Pozycja wzdłuż cięciwy^4))/0.2
y_t = (t*(0.2969*x^0.5-0.1260*x-0.3516*x^2+0.2843*x^3-0.1015*x^4))/0.2
Ta formuła używa 3 Zmienne

Używane zmienne

Połowa grubości - (Mierzone w Metr) - Połowa grubości płata to grubość w odległości x od krawędzi natarcia.
Maksymalna grubość - (Mierzone w Metr) - Maksymalna grubość to ułamek długości cięciwy.
Pozycja wzdłuż cięciwy - Pozycja wzdłuż cięciwy to odległość pomiędzy krawędzią tylną a punktem, w którym cięciwa przecina krawędź natarcia.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Maksymalna grubość: 0.15 Metr --> 0.15 Metr Nie jest wymagana konwersja
Pozycja wzdłuż cięciwy: 0.5 --> Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

y_t = (t*(0.2969*x^0.5-0.1260*x-0.3516*x^2+0.2843*x^3-0.1015*x^4))/0.2 --> (0.15*(0.2969*0.5^0.5-0.1260*0.5-0.3516*0.5^2+0.2843*0.5^3-0.1015*0.5^4))/0.2

Ocenianie ... ...

y_t = 0.0661753150007145

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

0.0661753150007145 Metr --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

0.0661753150007145 ≈ 0.066175 Metr <-- Połowa grubości

(Obliczenie zakończone za 00.020 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Projekt koncepcyjny » Lotnictwo » Konstrukcja aerodynamiczna » Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej

Kredyty

Stworzone przez Prasana Kannan

Szkoła inżynierska Sri sivasubramaniyanadar (ssn kolegium inżynierskie), Ćennaj

Prasana Kannan utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Kaki Warun Kryszna

Instytut Technologii Mahatmy Gandhiego (MGIT), Hajdarabad

Kaki Warun Kryszna zweryfikował ten kalkulator i 10+ więcej kalkulatorów!

< Konstrukcja aerodynamiczna Kalkulatory

Stosunek ciągu do masy przy podanym minimalnym współczynniku oporu

LaTeX Iść Stosunek ciągu do masy = (Minimalny współczynnik oporu/Ładowanie skrzydeł+Stała oporu wywołanego podnoszeniem*(Współczynnik obciążenia/Ciśnienie dynamiczne)^2*Ładowanie skrzydeł)*Ciśnienie dynamiczne

Grubość Aerofoil dla serii 4-cyfrowej

LaTeX Iść Połowa grubości = (Maksymalna grubość*(0.2969*Pozycja wzdłuż cięciwy^0.5-0.1260*Pozycja wzdłuż cięciwy-0.3516*Pozycja wzdłuż cięciwy^2+0.2843*Pozycja wzdłuż cięciwy^3-0.1015*Pozycja wzdłuż cięciwy^4))/0.2

Stosunek stożka płata

LaTeX Iść Stosunek stożka = Długość cięciwy końcówki/Długość akordu głównego

Stosunek prędkości końcówki z liczbą ostrzy

LaTeX Iść Stosunek prędkości końcówki = (4*pi)/Liczba ostrzy

Zobacz więcej >>