Смачиваемая площадь с учетом площади плоской пластины Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Смачиваемая зона самолета = Площадь плоской пластины/(Форм-фактор*Коэффициент трения кожи)
Swet = A/(Φf*μf)
В этой формуле используются 4 Переменные
Используемые переменные
Смачиваемая зона самолета - (Измеряется в Квадратный метр) - Смачиваемая область самолета — это площадь поверхности, которая взаимодействует с рабочей жидкостью или газом.
Площадь плоской пластины - (Измеряется в Квадратный метр) - Площадь плоской пластины – это площадь плоской пластины, имеющая. такое же сопротивление, как и тело субъекта.
Форм-фактор - Форм-фактор сопротивления представляет собой соотношение между паразитным сопротивлением тела и сопротивлением трения кожи эквивалентной пластины.
Коэффициент трения кожи - Коэффициент поверхностного трения является важным безразмерным параметром течений в пограничном слое. Он определяет долю местного динамического давления.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Площадь плоской пластины: 10.97 Квадратный метр --> 10.97 Квадратный метр Конверсия не требуется
Форм-фактор: 1.499 --> Конверсия не требуется
Коэффициент трения кожи: 0.72 --> Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
Swet = A/(Φff) --> 10.97/(1.499*0.72)
Оценка ... ...
Swet = 10.1641835297606
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
10.1641835297606 Квадратный метр --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
10.1641835297606 10.16418 Квадратный метр <-- Смачиваемая зона самолета
(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 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

Смачиваемая площадь с учетом площади плоской пластины формула

​LaTeX ​Идти
Смачиваемая зона самолета = Площадь плоской пластины/(Форм-фактор*Коэффициент трения кожи)
Swet = A/(Φf*μf)
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!