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Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Formel

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Der induzierte Auftriebssteigungsfaktor des endlichen Flügels ist eine Funktion der Fourier-Koeffizienten, die für den Ausdruck der Auftriebskurvensteigung für den endlichen Flügel der allgemeinen Grundrissform verwendet wurden. Überprüfen Sie FAQs

τ FW = \frac{π \cdot AR GLD \cdot (\frac{a 0}{a C,l} - 1)}{a 0} - 1

τ_FW - Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels?AR_GLD - Flügelseitenverhältnis GLD?a₀ - 2D-Hubkurvensteigung?a_C,l - Steigung der Hebekurve?π - Archimedes-Konstante?

Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Beispiel

Mit Werten

Mit Einheiten

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So sieht die Gleichung Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels aus: mit Werten.

So sieht die Gleichung Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels aus: mit Einheiten.

So sieht die Gleichung Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels aus:.

0.0023 = \frac{3.1416 \cdot 15 \cdot (\frac{6.28}{5.54} - 1)}{6.28} - 1

0.0023 = \frac{3.1416 \cdot 15 \cdot (\frac{6.28rad⁻¹}{5.54rad⁻¹} - 1)}{6.28rad⁻¹} - 1

0.0023 = \frac{3.1416 \cdot 15 \cdot (\frac{6.28}{5.54} - 1)}{6.28} - 1

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Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Lösung

Folgen Sie unserer Schritt-für-Schritt-Lösung zur Berechnung von Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels?

Erster Schritt Betrachten Sie die Formel

τ FW = \frac{π \cdot AR GLD \cdot (\frac{a 0}{a C,l} - 1)}{a 0} - 1

Nächster Schritt Ersatzwerte von Variablen

∴

τ FW = \frac{π \cdot 15 \cdot (\frac{6.28rad⁻¹}{5.54rad⁻¹} - 1)}{6.28rad⁻¹} - 1

Nächster Schritt Ersatzwerte für Konstanten

∴

τ FW = \frac{3.1416 \cdot 15 \cdot (\frac{6.28rad⁻¹}{5.54rad⁻¹} - 1)}{6.28rad⁻¹} - 1

Nächster Schritt Bereiten Sie sich auf die Bewertung vor

∴

τ FW = \frac{3.1416 \cdot 15 \cdot (\frac{6.28}{5.54} - 1)}{6.28} - 1

Nächster Schritt Auswerten

∴

τ FW = 0.00231318422034121

Letzter Schritt Rundungsantwort

∴

τ FW = 0.0023

Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Formel Elemente

Variablen

Konstanten

Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels

Symbol: τ_FW

Messung: NAEinheit: Unitless

Notiz: Der Wert kann positiv oder negativ sein.

Formeln zum Finden von Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels

Flügelseitenverhältnis GLD

Das Flügelseitenverhältnis GLD ist definiert als das Verhältnis des Quadrats der Flügelspannweite zur Flügelfläche oder Flügelspannweite zur Flügelsehne bei einer rechteckigen Grundrissform.

Symbol: AR_GLD

Messung: NAEinheit: Unitless

Notiz: Der Wert sollte größer als 0 sein.

Formeln zum Finden von Flügelseitenverhältnis GLD

2D-Hubkurvensteigung

Die 2D-Auftriebskurvensteigung ist ein Maß dafür, wie schnell das Tragflächenprofil bei einer Änderung des Anstellwinkels Auftrieb erzeugt.

Symbol: a₀

Messung: Reziproker WinkelEinheit: rad⁻¹

Notiz: Der Wert kann positiv oder negativ sein.

Formeln zum Finden von 2D-Hubkurvensteigung

Steigung der Hebekurve

Die Steigung der Auftriebskurve ist ein Maß dafür, wie schnell der Flügel bei einer Änderung des Anstellwinkels Auftrieb erzeugt.

Symbol: a_C,l

Messung: Reziproker WinkelEinheit: rad⁻¹

Notiz: Der Wert kann positiv oder negativ sein.

Formeln zum Finden von Steigung der Hebekurve

Archimedes-Konstante

Die Archimedes-Konstante ist eine mathematische Konstante, die das Verhältnis des Umfangs eines Kreises zu seinem Durchmesser darstellt.

Symbol: π

Wert: 3.14159265358979323846264338327950288

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ge Span-Effizienzfaktor

e span = {(1 + δ)}^{- 1}

ge Faktor des induzierten Widerstands bei gegebenem Span-Effizienzfaktor

δ = {e span}^{- 1} - 1

ge Auftriebskoeffizient bei gegebenem Span-Effizienzfaktor

C L,GLD = \sqrt{π \cdot e span \cdot AR GLD \cdot C D,i,GLD}

ge Koeffizient des induzierten Widerstands bei gegebenem Span-Effizienzfaktor

C D,i,GLD = \frac{{C L,GLD}^{2}}{π \cdot e span \cdot AR GLD}

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Wie wird Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels ausgewertet?

Der Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels-Evaluator verwendet Induced Lift Slope Factor of Finite Wing = (pi*Flügelseitenverhältnis GLD*(2D-Hubkurvensteigung/Steigung der Hebekurve-1))/2D-Hubkurvensteigung-1, um Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels, Die Formel für den Steigungsfaktor des induzierten Auftriebs bei gegebener Auftriebskurvensteigung des endlichen Flügels berechnet den Steigungsfaktor des induzierten Auftriebs, der eine Funktion der Fourier-Koeffizienten ist, die für den Steigungsausdruck der Auftriebskurve für den endlichen Flügel der allgemeinen Grundrißform verwendet wird auszuwerten. Induzierter Auftriebsneigungsfaktor eines endlichen Flügels wird durch das Symbol τ_FW gekennzeichnet.

Wie wird Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels mit diesem Online-Evaluator ausgewertet? Um diesen Online-Evaluator für Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels zu verwenden, geben Sie Flügelseitenverhältnis GLD (AR_GLD), 2D-Hubkurvensteigung (a₀) & Steigung der Hebekurve (a_C,l) ein und klicken Sie auf die Schaltfläche „Berechnen“.

FAQs An Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels

Wie lautet die Formel zum Finden von Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels?

Die Formel von Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels wird als Induced Lift Slope Factor of Finite Wing = (pi*Flügelseitenverhältnis GLD*(2D-Hubkurvensteigung/Steigung der Hebekurve-1))/2D-Hubkurvensteigung-1 ausgedrückt. Hier ist ein Beispiel: 0.002313 = (pi*15*(6.28/5.54-1))/6.28-1.

Wie berechnet man Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels?

Mit Flügelseitenverhältnis GLD (AR_GLD), 2D-Hubkurvensteigung (a₀) & Steigung der Hebekurve (a_C,l) können wir Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels mithilfe der Formel - Induced Lift Slope Factor of Finite Wing = (pi*Flügelseitenverhältnis GLD*(2D-Hubkurvensteigung/Steigung der Hebekurve-1))/2D-Hubkurvensteigung-1 finden. Diese Formel verwendet auch Archimedes-Konstante .

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: Einheit

Induzierter Auftriebsneigungsfaktor bei gegebener Auftriebskurvenneigung eines endlichen Flügels Formel

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