Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado = 2*pi*((Ângulo de ataque)-(Ângulo de elevação zero))
CL,cam = 2*pi*((α)-(α0))
Esta fórmula usa 1 Constantes, 3 Variáveis
Constantes Usadas
pi - Constante de Arquimedes Valor considerado como 3.14159265358979323846264338327950288
Variáveis Usadas
Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado - O coeficiente de sustentação para aerofólio curvado é um coeficiente adimensional que relaciona a sustentação gerada por unidade de vão com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido
Ângulo de ataque - (Medido em Radiano) - Ângulo de Ataque é o ângulo entre uma linha de referência em um corpo e o vetor que representa o movimento relativo entre o corpo e o fluido através do qual ele está se movendo.
Ângulo de elevação zero - (Medido em Radiano) - O Ângulo de Sustentação Zero é o ângulo de ataque no qual um aerofólio não produz nenhuma sustentação.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Ângulo de ataque: 10.94 Grau --> 0.190939020168144 Radiano (Verifique a conversão ​aqui)
Ângulo de elevação zero: -2 Grau --> -0.03490658503988 Radiano (Verifique a conversão ​aqui)
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
CL,cam = 2*pi*((α)-(α0)) --> 2*pi*((0.190939020168144)-((-0.03490658503988)))
Avaliando ... ...
CL,cam = 1.41902978833414
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
1.41902978833414 --> Nenhuma conversão necessária
RESPOSTA FINAL
1.41902978833414 1.41903 <-- Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado
(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 Anshika Arya
Instituto Nacional de Tecnologia (NIT), Hamirpur
Anshika Arya verificou esta calculadora e mais 2500+ 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

Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado Fórmula

​LaTeX ​Vai
Coeficiente de sustentação para aerofólio curvado = 2*pi*((Ângulo de ataque)-(Ângulo de elevação zero))
CL,cam = 2*pi*((α)-(α0))

Qual é a diferença entre aerofólio curvado e simétrico?

Em um aerofólio curvado, o centro aerodinâmico e o centro de pressão não estão no mesmo lugar, então a sustentação criada também gera um momento no centro aerodinâmico. Em um aerofólio simétrico, o centro aerodinâmico e o centro de pressão estão no mesmo lugar, então você não tem um momento de lançamento.

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