Геометрический угол атаки с учетом эффективного угла атаки Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Геометрический угол атаки = Эффективный угол атаки+Индуцированный угол атаки
αg = αeff+αi
В этой формуле используются 3 Переменные
Используемые переменные
Геометрический угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Геометрический угол атаки — это угол между направлением скорости набегающего потока и линией хорды.
Эффективный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Эффективный угол атаки — это угол между линией хорды и направлением местного относительного ветра.
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
Эффективный угол атаки: 8 степень --> 0.13962634015952 Радиан (Проверьте преобразование ​здесь)
Индуцированный угол атаки: 4 степень --> 0.0698131700797601 Радиан (Проверьте преобразование ​здесь)
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
αg = αeffi --> 0.13962634015952+0.0698131700797601
Оценка ... ...
αg = 0.20943951023928
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
0.20943951023928 Радиан -->12 степень (Проверьте преобразование ​здесь)
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
12 степень <-- Геометрический угол атаки
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Creator Image
Сделано Рави Хияни
Институт технологии и науки Шри Говиндрама Сексарии (SGSITS), Индор
Рави Хияни создал этот калькулятор и еще 200+!
Verifier Image
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

Геометрический угол атаки с учетом эффективного угла атаки формула

​LaTeX ​Идти
Геометрический угол атаки = Эффективный угол атаки+Индуцированный угол атаки
αg = αeff+αi
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!