Espessura da camada limite para fluxo turbulento Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Espessura da camada limite turbulenta = 0.37*Distância no eixo X/(Número de Reynolds para fluxo turbulento^(1/5))
δT = 0.37*x/(ReT^(1/5))
Esta fórmula usa 3 Variáveis
Variáveis Usadas
Espessura da camada limite turbulenta - (Medido em Metro) - A espessura da camada limite turbulenta é a distância normal à parede até um ponto onde a velocidade do fluxo atingiu essencialmente a velocidade 'assintótica', ou 99 por cento da velocidade do fluxo livre.
Distância no eixo X - (Medido em Metro) - Distância no eixo X é a distância do ponto medida ao longo da origem do eixo x.
Número de Reynolds para fluxo turbulento - Número de Reynolds para fluxo turbulento é a razão entre forças inerciais e forças viscosas dentro de um fluido que está sujeito a movimento interno relativo devido a diferentes velocidades do fluido.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Distância no eixo X: 2.1 Metro --> 2.1 Metro Nenhuma conversão necessária
Número de Reynolds para fluxo turbulento: 3500 --> Nenhuma conversão necessária
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
δT = 0.37*x/(ReT^(1/5)) --> 0.37*2.1/(3500^(1/5))
Avaliando ... ...
δT = 0.151917361836111
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
0.151917361836111 Metro --> Nenhuma conversão necessária
RESPOSTA FINAL
0.151917361836111 0.151917 Metro <-- Espessura da camada limite turbulenta
(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Créditos

Creator Image
Criado por Shikha Maurya
Instituto Indiano de Tecnologia (IIT), Bombay
Shikha Maurya criou esta calculadora e mais 100+ calculadoras!
Verifier Image
Verificado por Sanjay Krishna
Escola de Engenharia Amrita (ASE), Vallikavu
Sanjay Krishna verificou esta calculadora e mais 200+ calculadoras!

Fluxo sobre aerofólios Calculadoras

Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado
​ LaTeX ​ Vai Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado = 2*pi*((Ângulo de ataque)-(Ângulo de elevação zero))
Localização do centro de pressão para aerofólio curvado
​ LaTeX ​ Vai Centro de Pressão = -(Coeficiente de momento sobre a borda de ataque*Acorde)/Coeficiente de elevação
Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino
​ LaTeX ​ Vai Coeficiente de elevação = 2*pi*Ângulo de ataque
Coeficiente de momento sobre a borda de ataque para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino
​ LaTeX ​ Vai Coeficiente de momento sobre a borda de ataque = -Coeficiente de elevação/4

Espessura da camada limite para fluxo turbulento Fórmula

​LaTeX ​Vai
Espessura da camada limite turbulenta = 0.37*Distância no eixo X/(Número de Reynolds para fluxo turbulento^(1/5))
δT = 0.37*x/(ReT^(1/5))

Como calcular a resistência de fricção da pele em uma placa plana?

A camada limite sobre um corpo sempre começa como um limite laminar a alguma distância da borda de ataque e, em seguida, transita para uma camada limite turbulenta em algum ponto a jusante da borda de ataque. O arrasto de fricção cutânea é, portanto, uma combinação de fricção laminar da pele sobre a parte dianteira do aerofólio e atrito turbulento da pele sobre a parte restante.

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