НОК трех чисел

Форм-фактор с учетом площади плоской пластины Калькулятор

физика Детская площадка Здоровье Инженерное дело Больше >>

↳

Аэрокосмическая промышленность Базовая физика Другие и дополнительные Механический

⤿

Авиационная механика Аэродинамика Движение Орбитальная механика

⤿

Проектирование самолетов Введение и основные уравнения Производительность самолета Статическая устойчивость и контроль

⤿

Концептуальный дизайн Предварительный проект

⤿

Аэродинамический дизайн Оценка веса Процесс проектирования Структурный дизайн

✖Площадь плоской пластины – это площадь плоской пластины, имеющая. такое же сопротивление, как и тело субъекта.ⓘ Площадь плоской пластины [A]			+10% -10%
✖Коэффициент поверхностного трения является важным безразмерным параметром течений в пограничном слое. Он определяет долю местного динамического давления.ⓘ Коэффициент трения кожи [μ_f]			+10% -10%
✖Смачиваемая область самолета — это площадь поверхности, которая взаимодействует с рабочей жидкостью или газом.ⓘ Смачиваемая зона самолета [S_wet]			+10% -10%

✖Форм-фактор сопротивления представляет собой соотношение между паразитным сопротивлением тела и сопротивлением трения кожи эквивалентной пластины.ⓘ Форм-фактор с учетом площади плоской пластины [Φ_f]

⎘ копия

👎

Формула

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Аэродинамический дизайн Формулы PDF PDF Image

Форм-фактор с учетом площади плоской пластины Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Форм-фактор = (Площадь плоской пластины)/(Коэффициент трения кожи*Смачиваемая зона самолета)
Φ_f = (A)/(μ_f*S_wet)
В этой формуле используются 4 Переменные

Используемые переменные

Форм-фактор - Форм-фактор сопротивления представляет собой соотношение между паразитным сопротивлением тела и сопротивлением трения кожи эквивалентной пластины.
Площадь плоской пластины - (Измеряется в Квадратный метр) - Площадь плоской пластины – это площадь плоской пластины, имеющая. такое же сопротивление, как и тело субъекта.
Коэффициент трения кожи - Коэффициент поверхностного трения является важным безразмерным параметром течений в пограничном слое. Он определяет долю местного динамического давления.
Смачиваемая зона самолета - (Измеряется в Квадратный метр) - Смачиваемая область самолета — это площадь поверхности, которая взаимодействует с рабочей жидкостью или газом.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Площадь плоской пластины: 10.97 Квадратный метр --> 10.97 Квадратный метр Конверсия не требуется
Коэффициент трения кожи: 0.72 --> Конверсия не требуется
Смачиваемая зона самолета: 10.16 Квадратный метр --> 10.16 Квадратный метр Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

Φ_f = (A)/(μ_f*S_wet) --> (10.97)/(0.72*10.16)

Оценка ... ...

Φ_f = 1.49961723534558

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

1.49961723534558 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

1.49961723534558 ≈ 1.499617 <-- Форм-фактор

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Авиационная механика » Проектирование самолетов » Концептуальный дизайн » Аэрокосмическая промышленность » Аэродинамический дизайн » Форм-фактор с учетом площади плоской пластины

Кредиты

Сделано Химаншу Шарма

Национальный технологический институт, Хамирпур (НИТ), Химачал-Прадеш

Химаншу Шарма создал этот калькулятор и еще 50+!

Проверено Картикай Пандит

Национальный технологический институт (НИТ), Хамирпур

Картикай Пандит проверил этот калькулятор и еще 400+!

< Аэродинамический дизайн Калькуляторы

Отношение тяги к массе с учетом минимального коэффициента лобового сопротивления

LaTeX Идти Отношение тяги к весу = (Минимальный коэффициент сопротивления/Загрузка крыла+Постоянная сопротивления, вызванного подъемной силой*(Коэффициент нагрузки/Динамическое давление)^2*Загрузка крыла)*Динамическое давление

Толщина аэродинамического профиля для 4-значной серии

LaTeX Идти Половина толщины = (Максимальная толщина*(0.2969*Положение вдоль хорды^0.5-0.1260*Положение вдоль хорды-0.3516*Положение вдоль хорды^2+0.2843*Положение вдоль хорды^3-0.1015*Положение вдоль хорды^4))/0.2

Коэффициент конусности аэродинамического профиля

LaTeX Идти Коэффициент конусности = Длина хорды наконечника/Длина корневой хорды

Отношение скорости наконечника к номеру лопасти

LaTeX Идти Передаточное число наконечника = (4*pi)/Количество лезвий

Узнать больше >>