Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Coeficiente de elevação = 2*pi*Ângulo de ataque
CL = 2*pi*α
Esta fórmula usa 1 Constantes, 2 Variáveis
Constantes Usadas
pi - Constante de Arquimedes Valor considerado como 3.14159265358979323846264338327950288
Variáveis Usadas
Coeficiente de elevação - O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada.
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.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Ângulo de ataque: 10.94 Grau --> 0.190939020168144 Radiano (Verifique a conversão ​aqui)
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
CL = 2*pi*α --> 2*pi*0.190939020168144
Avaliando ... ...
CL = 1.19970524608775
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
1.19970524608775 --> Nenhuma conversão necessária
RESPOSTA FINAL
1.19970524608775 1.199705 <-- Coeficiente de elevação
(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 Vinay Mishra
Instituto Indiano de Engenharia Aeronáutica e Tecnologia da Informação (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra verificou esta calculadora e mais 100+ 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 simétrico pela teoria do aerofólio fino Fórmula

​LaTeX ​Vai
Coeficiente de elevação = 2*pi*Ângulo de ataque
CL = 2*pi*α

O que é a teoria do aerofólio fino?

A teoria do aerofólio fino é baseada na substituição do aerofólio pela linha de curvatura média. Uma folha de vórtice é colocada ao longo da linha de corda e sua resistência ajustada de modo que, em conjunto com o fluxo livre uniforme, a linha de curvatura se torne uma linha aerodinâmica do fluxo enquanto, ao mesmo tempo, satisfaz a condição de Kutta.

O que é a condição de Kutta?

A condição Kutta é uma observação de que, para um aerofólio de uma determinada forma em um determinado ângulo de ataque, a natureza adota aquele valor particular de circulação ao redor do aerofólio, o que resulta no fluxo saindo suavemente na borda de fuga. Se o ângulo da borda posterior for finito, a borda posterior será um ponto de estagnação. Se a borda de fuga for pontiaguda, as velocidades que saem das superfícies superior e inferior na borda de fuga são finitas e iguais em magnitude e direção.

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