Пролет с учетом соотношения сторон Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Размах боковой плоскости = sqrt(Соотношение сторон в боковой плоскости*Смачиваемая зона самолета)
bW = sqrt(ARw*Swet)
В этой формуле используются 1 Функции, 3 Переменные
Используемые функции
sqrt - Функция квадратного корня — это функция, которая принимает в качестве входных данных неотрицательное число и возвращает квадратный корень заданного входного числа., sqrt(Number)
Используемые переменные
Размах боковой плоскости - (Измеряется в Метр) - Размах боковой плоскости - это набор всех линейных комбинаций двух непараллельных векторов u и v, который называется пролетом u и v.
Соотношение сторон в боковой плоскости - Соотношение сторон в боковой плоскости — это отношение размаха крыла самолета к хорде.
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
Соотношение сторон в боковой плоскости: 23.04 --> 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
bW = sqrt(ARw*Swet) --> sqrt(23.04*10.16)
Оценка ... ...
bW = 15.2998823524889
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
15.2998823524889 Метр --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
15.2998823524889 15.29988 Метр <-- Размах боковой плоскости
(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Кредиты

Creator Image
Сделано Химаншу Шарма
Национальный технологический институт, Хамирпур (НИТ), Химачал-Прадеш
Химаншу Шарма создал этот калькулятор и еще 50+!
Verifier Image
Проверено Аншика Арья
Национальный Технологический Институт (NIT), Хамирпур
Аншика Арья проверил этот калькулятор и еще 2500+!

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

Пролет с учетом соотношения сторон формула

​LaTeX ​Идти
Размах боковой плоскости = sqrt(Соотношение сторон в боковой плоскости*Смачиваемая зона самолета)
bW = sqrt(ARw*Swet)
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!