Proporcje skrzydła Kalkulator

✖Rozpiętość płaszczyzny bocznej to zbiór wszystkich kombinacji liniowych 2 nierównoległych wektorów u i v, nazywany jest rozpiętością u i v.ⓘ Rozpiętość płaszczyzny bocznej [b_W]			+10% -10%
✖Powierzchnia zwilżona statku powietrznego to powierzchnia, która wchodzi w interakcję z płynem roboczym lub gazem.ⓘ Obszar zwilżony samolotem [S_wet]			+10% -10%

✖Współczynnik kształtu w płaszczyźnie bocznej to stosunek rozpiętości do cięciwy skrzydła samolotu.ⓘ Proporcje skrzydła [AR_w]

⎘ Kopiuj

👎

Formuła

LaTeX

Resetowanie

👍

Pobierać Konstrukcja aerodynamiczna Formuły PDF PDF Image

Proporcje skrzydła Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń

Formułę używana

Proporcje w płaszczyźnie bocznej = Rozpiętość płaszczyzny bocznej^2/Obszar zwilżony samolotem
AR_w = b_W^2/S_wet
Ta formuła używa 3 Zmienne

Używane zmienne

Proporcje w płaszczyźnie bocznej - Współczynnik kształtu w płaszczyźnie bocznej to stosunek rozpiętości do cięciwy skrzydła samolotu.
Rozpiętość płaszczyzny bocznej - (Mierzone w Metr) - Rozpiętość płaszczyzny bocznej to zbiór wszystkich kombinacji liniowych 2 nierównoległych wektorów u i v, nazywany jest rozpiętością u i v.
Obszar zwilżony samolotem - (Mierzone w Metr Kwadratowy) - Powierzchnia zwilżona statku powietrznego to powierzchnia, która wchodzi w interakcję z płynem roboczym lub gazem.

KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową

Rozpiętość płaszczyzny bocznej: 15.3 Metr --> 15.3 Metr Nie jest wymagana konwersja
Obszar zwilżony samolotem: 10.16 Metr Kwadratowy --> 10.16 Metr Kwadratowy Nie jest wymagana konwersja

KROK 2: Oceń formułę

Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze

AR_w = b_W^2/S_wet --> 15.3^2/10.16

Ocenianie ... ...

AR_w = 23.0403543307087

KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia

23.0403543307087 --> Nie jest wymagana konwersja

OSTATNIA ODPOWIEDŹ

23.0403543307087 ≈ 23.04035 <-- Proporcje w płaszczyźnie bocznej

(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Jesteś tutaj -

Dom » Fizyka » Mechanika Samolotowa » Projekt samolotu » Projekt koncepcyjny » Lotnictwo » Konstrukcja aerodynamiczna » Proporcje skrzydła

Kredyty

Stworzone przez Himanshu Sharma

Narodowy Instytut Technologii, Hamirpur (NITH), Himachal Pradesh

Himanshu Sharma utworzył ten kalkulator i 50+ więcej kalkulatorów!

Zweryfikowane przez Kartikay Pandit

Narodowy Instytut Technologiczny (GNIDA), Hamirpur

Kartikay Pandit zweryfikował ten kalkulator i 400+ 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 >>