FormulaDen.com

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

Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel Formule

Fx Kopiëren

LaTeX Kopiëren

Liftcoëfficiënt voor Airfoil is een 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 airfoil = 2 \cdot π \cdot \sin (α)

C_{L airfoil} - Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel?α - Aanvalshoek op vleugelprofiel?π - De constante van Archimedes?

Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel Voorbeeld

Met waarden

Met eenheden

Slechts voorbeeld

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

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

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

0.7113 = 2 \cdot 3.1416 \cdot \sin (6.5)

0.7113 = 2 \cdot 3.1416 \cdot \sin (6.5°)

0.7113 = 2 \cdot 3.1416 \cdot \sin (6.5)

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

Mechanisch » Category

Vloeistofmechanica » fx Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel

Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel Oplossing

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

Eerste stap Overweeg de formule

C L airfoil = 2 \cdot π \cdot \sin (α)

Volgende stap Vervang waarden van variabelen

∴

C L airfoil = 2 \cdot π \cdot \sin (6.5°)

Volgende stap Vervang de waarden van constanten

∴

C L airfoil = 2 \cdot 3.1416 \cdot \sin (6.5°)

Volgende stap Eenheden converteren

∴

C L airfoil = 2 \cdot 3.1416 \cdot \sin (0.1134rad)

Volgende stap Bereid je voor om te evalueren

∴

C L airfoil = 2 \cdot 3.1416 \cdot \sin (0.1134)

Volgende stap Evalueer

∴

C L airfoil = 0.711276769471888

Laatste stap Afrondingsantwoord

∴

C L airfoil = 0.7113

Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel Formule Elementen

Variabelen

Constanten

Functies

Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel

Symbool: C_{L airfoil}

Meting: NAEenheid: Unitless

Opmerking: De waarde moet groter zijn dan 0.

Formules om Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel te vinden

Aanvalshoek op vleugelprofiel

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

Symbool: α

Meting: HoekEenheid: °

Opmerking: De waarde moet groter zijn dan 0.

Formules om Aanvalshoek op vleugelprofiel 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

sin

Sinus is een trigonometrische functie die de verhouding beschrijft van de lengte van de tegenoverliggende zijde van een rechthoekige driehoek tot de lengte van de hypotenusa.

Syntaxis: sin(Angle)

Andere formules in de categorie Lift en circulatie

Gan Circulatie ontwikkeld op Airfoil

Γ = π \cdot U \cdot C \cdot \sin (α)

Gan Akkoordlengte voor circulatie ontwikkeld op Airfoil

C = \frac{Γ}{π \cdot U \cdot \sin (α)}

Gan Aanvalshoek voor circulatie ontwikkeld op Airfoil

α = a \sin (\frac{Γ}{π \cdot U \cdot C})

Gan Aanvalshoek voor liftcoëfficiënt op vleugelprofiel

α = a \sin (\frac{C L airfoil}{2 \cdot π})

Bekijk meer OpenImg

Hoe Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel evalueren?

De beoordelaar van Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel gebruikt Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel) om de Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel, De formule voor liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel wordt gedefinieerd als een coëfficiënt die de lift die door een heflichaam wordt gegenereerd, relateert aan de vloeistofdichtheid rond het lichaam, de vloeistofsnelheid en een bijbehorend referentiegebied, en wordt berekend met inachtneming van de waarde van twee pi en sin met een hoek. Deze hoek wordt beschouwd als de aanvalshoek, te evalueren. Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel wordt aangegeven met het symbool C_{L airfoil}.

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

FAQs op Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel

Wat is de formule om Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel te vinden?

De formule van Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel wordt uitgedrukt als Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel). Hier is een voorbeeld: 0.711277 = 2*pi*sin(0.11344640137961).

Hoe bereken je Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel?

Met Aanvalshoek op vleugelprofiel (α) kunnen we Liftcoëfficiënt voor vleugelprofiel vinden met behulp van de formule - Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Aanvalshoek op vleugelprofiel). Deze formule gebruikt ook de functie(s) van De constante van Archimedes en Sinus (zonde).

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!

: Waarde
: Eenheid