НОК двух чисел

Эффективный угол атаки конечного крыла Калькулятор

физика Детская площадка Здоровье Инженерное дело Больше >>

↳

Аэрокосмическая промышленность Базовая физика Другие и дополнительные Механический

⤿

Аэродинамика Авиационная механика Движение Орбитальная механика

⤿

Двумерный несжимаемый поток Основы невязкого и несжимаемого течения Сжимаемый поток Трехмерный несжимаемый поток

⤿

Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Распределение лифтов Распределение потока и подъемной силы Элементарные потоки

⤿

Поток над крыльями Индуцированное сопротивление Обтекание аэродинамических профилей

✖Геометрический угол атаки — это угол между направлением скорости набегающего потока и линией хорды.ⓘ Геометрический угол атаки [α_g]			+10% -10%
✖Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.ⓘ Индуцированный угол атаки [α_i]			+10% -10%

✖Эффективный угол атаки — это угол между линией хорды и направлением местного относительного ветра.ⓘ Эффективный угол атаки конечного крыла [α_eff]

⎘ копия

👎

Формула

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Обтекание аэродинамических профилей и крыльев Формулы PDF PDF Image

Эффективный угол атаки конечного крыла Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Эффективный угол атаки = Геометрический угол атаки-Индуцированный угол атаки
α_eff = α_g-α_i
В этой формуле используются 3 Переменные

Используемые переменные

Эффективный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Эффективный угол атаки — это угол между линией хорды и направлением местного относительного ветра.
Геометрический угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Геометрический угол атаки — это угол между направлением скорости набегающего потока и линией хорды.
Индуцированный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Геометрический угол атаки: 12 степень --> 0.20943951023928 Радиан (Проверьте преобразование здесь)
Индуцированный угол атаки: 4 степень --> 0.0698131700797601 Радиан (Проверьте преобразование здесь)

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_eff = α_g-α_i --> 0.20943951023928-0.0698131700797601

Оценка ... ...

α_eff = 0.13962634015952

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.13962634015952 Радиан -->7.99999999999999 степень (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

7.99999999999999 ≈ 8 степень <-- Эффективный угол атаки

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерный несжимаемый поток » Обтекание аэродинамических профилей и крыльев » Аэрокосмическая промышленность » Поток над крыльями » Эффективный угол атаки конечного крыла

Кредиты

Сделано Рави Хияни

Институт технологии и науки Шри Говиндрама Сексарии (SGSITS), Индор

Рави Хияни создал этот калькулятор и еще 200+!

Проверено Аншика Арья

Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур

Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

< Поток над крыльями Калькуляторы

2D Кривая подъемной силы Наклон аэродинамического профиля при заданном наклоне подъемной силы конечного крыла

LaTeX Идти Наклон кривой подъема 2D = Наклон кривой подъема/(1-(Наклон кривой подъема*(1+Коэффициент наклона вынужденной подъемной силы))/(pi*Удлинение крыла))

Соотношение сторон с учетом коэффициента эффективности пролета

LaTeX Идти Удлинение крыла = Коэффициент подъема^2/(pi*Коэффициент эффективности диапазона*Коэффициент индуцированного сопротивления)

2D Кривая подъемной силы Наклон аэродинамического профиля при заданном наклоне подъемной силы эллиптического конечного крыла

LaTeX Идти Наклон кривой подъема 2D = Наклон кривой подъема/(1-Наклон кривой подъема/(pi*Удлинение крыла))

Эффективный угол атаки конечного крыла

LaTeX Идти Эффективный угол атаки = Геометрический угол атаки-Индуцированный угол атаки

Узнать больше >>

Эффективный угол атаки конечного крыла формула

LaTeX Идти

Эффективный угол атаки = Геометрический угол атаки-Индуцированный угол атаки
α_eff = α_g-α_i

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!