FormulaDen.com

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

Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory Formule

Fx Kopiëren

LaTeX Kopiëren

De liftcoëfficiënt is een dimensieloze coëfficiënt die de lift die door een heflichaam wordt gegenereerd, relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid en een bijbehorend referentiegebied. Controleer FAQs

C L = 2 \cdot π \cdot α

C_L - Liftcoëfficiënt?α - Hoek van aanvallen?π - De constante van Archimedes?

Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory Voorbeeld

Met waarden

Met eenheden

Slechts voorbeeld

Hier ziet u hoe de Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory-vergelijking eruit ziet als met waarden.

Hier ziet u hoe de Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory-vergelijking eruit ziet als met eenheden.

Hier ziet u hoe de Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory-vergelijking eruit ziet als.

1.1997 = 2 \cdot 3.1416 \cdot 10.94

1.1997 = 2 \cdot 3.1416 \cdot 10.94°

1.1997 = 2 \cdot 3.1416 \cdot 10.94

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 symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory

Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory Oplossing

Volg onze stapsgewijze oplossing voor het berekenen van Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory?

Eerste stap Overweeg de formule

C L = 2 \cdot π \cdot α

Volgende stap Vervang waarden van variabelen

∴

C L = 2 \cdot π \cdot 10.94°

Volgende stap Vervang de waarden van constanten

∴

C L = 2 \cdot 3.1416 \cdot 10.94°

Volgende stap Eenheden converteren

∴

C L = 2 \cdot 3.1416 \cdot 0.1909rad

Volgende stap Bereid je voor om te evalueren

∴

C L = 2 \cdot 3.1416 \cdot 0.1909

Volgende stap Evalueer

∴

C L = 1.19970524608775

Laatste stap Afrondingsantwoord

∴

C L = 1.1997

Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory Formule Elementen

Variabelen

Constanten

Liftcoëfficiënt

Symbool: C_L

Meting: NAEenheid: Unitless

Opmerking: De waarde moet groter zijn dan 0.

Formules om Liftcoëfficiënt 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

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

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

Gan Liftcoëfficiënt voor gewelfd vleugelprofiel

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

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 symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory evalueren?

De beoordelaar van Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory gebruikt Lift Coefficient = 2*pi*Hoek van aanvallen om de Liftcoëfficiënt, De liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel van de Thin Airfoil Theory-formule, de liftcoëfficiënt voor een symmetrisch vleugelprofiel wordt bepaald door de invalshoek. De liftcoëfficiënt neemt lineair toe met de invalshoek volgens de formule, te evalueren. Liftcoëfficiënt wordt aangegeven met het symbool C_L.

Hoe kan ik Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory evalueren met behulp van deze online beoordelaar? Om deze online evaluator voor Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory te gebruiken, voert u Hoek van aanvallen (α) in en klikt u op de knop Berekenen.

FAQs op Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory

Wat is de formule om Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory te vinden?

De formule van Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory wordt uitgedrukt als Lift Coefficient = 2*pi*Hoek van aanvallen. Hier is een voorbeeld: 1.199705 = 2*pi*0.190939020168144.

Hoe bereken je Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory?

Met Hoek van aanvallen (α) kunnen we Liftcoëfficiënt voor symmetrisch vleugelprofiel volgens Thin Airfoil Theory vinden met behulp van de formule - Lift Coefficient = 2*pi*Hoek van aanvallen. Deze formule gebruikt ook De constante van Archimedes .

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!

: Waarde
: Eenheid