калькулятор НОД

Индуцированный угол атаки с учетом циркуляции в начале 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

⤿

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

⤿

Эллиптическое распределение подъемной силы Общее распределение подъема

✖Циркуляция в начале — это циркуляция, когда начало координат взято в центре связанного вихря.ⓘ Тираж в месте происхождения [Γ_o]			+10% -10%
✖Размах крыльев (или просто размах) птицы или самолета — это расстояние от одного кончика крыла до другого.ⓘ Размах крыльев [b]			+10% -10%
✖Скорость свободного потока — это скорость воздуха далеко перед аэродинамическим телом, то есть до того, как тело получит возможность отклонить, замедлить или сжать воздух.ⓘ Скорость свободного потока [V_∞]			+10% -10%

✖Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.ⓘ Индуцированный угол атаки с учетом циркуляции в начале [α_i]

⎘ копия

👎

Формула

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Эллиптическое распределение подъемной силы Формулы PDF PDF Image

Индуцированный угол атаки с учетом циркуляции в начале Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Индуцированный угол атаки = Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев*Скорость свободного потока)
α_i = Γ_o/(2*b*V_∞)
В этой формуле используются 4 Переменные

Используемые переменные

Индуцированный угол атаки - (Измеряется в Радиан) - Индуцированный угол атаки — это угол между местным относительным ветром и направлением скорости набегающего потока.
Тираж в месте происхождения - (Измеряется в Квадратный метр в секунду) - Циркуляция в начале — это циркуляция, когда начало координат взято в центре связанного вихря.
Размах крыльев - (Измеряется в Метр) - Размах крыльев (или просто размах) птицы или самолета — это расстояние от одного кончика крыла до другого.
Скорость свободного потока - (Измеряется в метр в секунду) - Скорость свободного потока — это скорость воздуха далеко перед аэродинамическим телом, то есть до того, как тело получит возможность отклонить, замедлить или сжать воздух.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Тираж в месте происхождения: 14 Квадратный метр в секунду --> 14 Квадратный метр в секунду Конверсия не требуется
Размах крыльев: 2340 Миллиметр --> 2.34 Метр (Проверьте преобразование здесь)
Скорость свободного потока: 15.5 метр в секунду --> 15.5 метр в секунду Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

α_i = Γ_o/(2*b*V_∞) --> 14/(2*2.34*15.5)

Оценка ... ...

α_i = 0.192996967190516

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.192996967190516 Радиан -->11.0579116788434 степень (Проверьте преобразование здесь)

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

11.0579116788434 ≈ 11.05791 степень <-- Индуцированный угол атаки

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » физика » Аэродинамика » Двумерный несжимаемый поток » Распределение лифтов » Аэрокосмическая промышленность » Эллиптическое распределение подъемной силы » Индуцированный угол атаки с учетом циркуляции в начале

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+!

< Эллиптическое распределение подъемной силы Калькуляторы

Подъемная сила на заданном расстоянии вдоль размаха крыла

LaTeX Идти Лифт на расстоянии = Плотность свободного потока*Скорость свободного потока*Тираж в месте происхождения*sqrt(1-(2*Расстояние от центра до точки/Размах крыльев)^2)

Циркуляция на заданном расстоянии по размаху крыла

LaTeX Идти Тираж = Тираж в месте происхождения*sqrt(1-(2*Расстояние от центра до точки/Размах крыльев)^2)

Индуцированный угол атаки с учетом соотношения сторон

LaTeX Идти Индуцированный угол атаки = Происхождение коэффициента подъемной силы/(pi*Удлинение крыла ELD)

Промывка вниз в распределении эллиптического подъемника

LaTeX Идти Нисходящая промывка = -Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев)

Узнать больше >>

Индуцированный угол атаки с учетом циркуляции в начале формула

LaTeX Идти

Индуцированный угол атаки = Тираж в месте происхождения/(2*Размах крыльев*Скорость свободного потока)
α_i = Γ_o/(2*b*V_∞)

Как угол атаки влияет на профиль?

Увеличение угла атаки приводит к увеличению как подъемной силы, так и индуцированного сопротивления до определенной степени. Слишком большой угол атаки (обычно около 17 градусов) и воздушный поток через верхнюю поверхность аэродинамического профиля отрывается, что приводит к потере подъемной силы, также известной как сваливание.

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!