El evaluador de Coeficiente de sustentación para perfil aerodinámico usa Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Ángulo de ataque al perfil aerodinámico) para evaluar Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico, La fórmula del coeficiente de sustentación para un perfil aerodinámico se define como un coeficiente que relaciona la sustentación generada por un cuerpo que se eleva con la densidad del fluido alrededor del cuerpo, la velocidad del fluido y un área de referencia asociada y se calcula considerando el valor de dos pi y sen. con un ángulo. Este ángulo se considera el ángulo de ataque. Coeficiente de elevación para perfil aerodinámico se indica mediante el símbolo CL airfoil.
¿Cómo evaluar Coeficiente de sustentación para perfil aerodinámico usando este evaluador en línea? Para utilizar este evaluador en línea para Coeficiente de sustentación para perfil aerodinámico, ingrese Ángulo de ataque al perfil aerodinámico (α) y presione el botón calcular.