FormulaDen.com

Fysica Chemie Wiskunde Chemische technologie Civiel Elektrisch Elektronica Elektronica en instrumentatie Materiaal kunde Mechanisch Productie Engineering Financieel Gezondheid

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Formule

Fx Kopiëren

LaTeX Kopiëren

Liftcoëfficiënt voor Cambered Airfoil is een dimensieloze coëfficiënt die de gegenereerde lift per spanwijdte relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid Controleer FAQs

C L,cam = 2 \cdot π \cdot ((α) - (α 0))

C_L,cam - Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel?α - Hoek van aanvallen?α₀ - Hoek van nullift?π - De constante van Archimedes?

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Voorbeeld

Met waarden

Met eenheden

Slechts voorbeeld

Hier ziet u hoe de Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel-vergelijking eruit ziet als met waarden.

Hier ziet u hoe de Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel-vergelijking eruit ziet als met eenheden.

Hier ziet u hoe de Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel-vergelijking eruit ziet als.

1.419 = 2 \cdot 3.1416 \cdot ((10.94) - (-2))

1.419 = 2 \cdot 3.1416 \cdot ((10.94°) - (-2°))

1.419 = 2 \cdot 3.1416 \cdot ((10.94) - (-2))

Tip: Gebruik het potloodpictogram ( Pencil

) hierboven om invoerwaarden en eenheden te bewerken.

Berekenen

Herbereken

Oplossing

Kopiëren

resetten

Deel

Je bent hier -

Thuis » Category

Fysica » Category

Lucht- en ruimtevaart » Category

Aërodynamica » fx Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Oplossing

Volg onze stapsgewijze oplossing voor het berekenen van Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel?

Eerste stap Overweeg de formule

C L,cam = 2 \cdot π \cdot ((α) - (α 0))

Volgende stap Vervang waarden van variabelen

∴

C L,cam = 2 \cdot π \cdot ((10.94°) - (-2°))

Volgende stap Vervang de waarden van constanten

∴

C L,cam = 2 \cdot 3.1416 \cdot ((10.94°) - (-2°))

Volgende stap Eenheden converteren

∴

C L,cam = 2 \cdot 3.1416 \cdot ((0.1909rad) - (-0.0349rad))

Volgende stap Bereid je voor om te evalueren

∴

C L,cam = 2 \cdot 3.1416 \cdot ((0.1909) - (-0.0349))

Volgende stap Evalueer

∴

C L,cam = 1.41902978833414

Laatste stap Afrondingsantwoord

∴

C L,cam = 1.419

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel Formule Elementen

Variabelen

Constanten

Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

Liftcoëfficiënt voor Cambered Airfoil is een dimensieloze coëfficiënt die de gegenereerde lift per spanwijdte relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid

Symbool: C_L,cam

Meting: NAEenheid: Unitless

Opmerking: De waarde moet groter zijn dan 0.

Formules om Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel te vinden

Hoek van aanvallen

Invalshoek is de hoek tussen een referentielijn op een lichaam en de vector die de relatieve beweging weergeeft tussen het lichaam en de vloeistof waardoor het beweegt.

Symbool: α

Meting: HoekEenheid: °

Opmerking: Waarde kan positief of negatief zijn.

Formules om Hoek van aanvallen te vinden

Hoek van nullift

De Angle of Zero Lift is de aanvalshoek waarbij een vleugelprofiel geen lift produceert.

Symbool: α₀

Meting: HoekEenheid: °

Opmerking: De waarde moet tussen -3 en 1.5 liggen.

Formules om Hoek van nullift te vinden

De constante van Archimedes

De constante van Archimedes is een wiskundige constante die de verhouding weergeeft tussen de omtrek van een cirkel en zijn diameter.

Symbool: π

Waarde: 3.14159265358979323846264338327950288

Andere formules in de categorie Stroom over Airfoils

Gan Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory

C L = 2 \cdot π \cdot α

Gan Momentcoëfficiënt over Leading-Edge voor symmetrisch vleugelprofiel door Thin Airfoil Theory

C m,le = - \frac{C L}{4}

Gan Drukcentrumlocatie voor gewelfd vleugelprofiel

x cp = - \frac{C m,le \cdot c}{C L}

Gan Grenslaagdikte voor laminaire stroming

δ L = 5 \cdot \frac{x}{\sqrt{Re L}}

Bekijk meer OpenImg

Hoe Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel evalueren?

De beoordelaar van Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel gebruikt Lift Coefficient for Cambered Airfoil = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift)) om de Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel, De liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel is een dimensieloze grootheid die de lift vertegenwoordigt die wordt gegenereerd door het vleugelprofiel, genormaliseerd door dynamische druk en het referentiegebied van het vleugelprofiel. Voor een gewelfd vleugelprofiel hangt de liftcoëfficiënt af van verschillende factoren, waaronder de vorm van het vleugelprofiel, de aanvalshoek, de welving en het Reynoldsgetal, te evalueren. Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel wordt aangegeven met het symbool C_L,cam.

Hoe kan ik Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel evalueren met behulp van deze online beoordelaar? Om deze online evaluator voor Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel te gebruiken, voert u Hoek van aanvallen (α) & Hoek van nullift (α₀) in en klikt u op de knop Berekenen.

FAQs op Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

Wat is de formule om Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel te vinden?

De formule van Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel wordt uitgedrukt als Lift Coefficient for Cambered Airfoil = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift)). Hier is een voorbeeld: 1.41903 = 2*pi*((0.190939020168144)-((-0.03490658503988))).

Hoe bereken je Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel?

Met Hoek van aanvallen (α) & Hoek van nullift (α₀) kunnen we Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel vinden met behulp van de formule - Lift Coefficient for Cambered Airfoil = 2*pi*((Hoek van aanvallen)-(Hoek van nullift)). Deze formule gebruikt ook De constante van Archimedes .

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!

: Waarde
: Eenheid