FormulaDen.com

Fizyka Chemia Matematyka Inżynieria chemiczna Cywilny Elektryczny Elektronika Elektronika i oprzyrządowanie Inżynieria materiałowa Mechaniczny Inżynieria produkcji Budżetowy Zdrowie

Formuła Współczynnik podnoszenia dla płata

Fx Kopiuj

LaTeX Kopiuj

Współczynnik siły nośnej dla płata to współczynnik wiążący siłę nośną wytwarzaną przez korpus podnoszący z gęstością płynu wokół korpusu, prędkością płynu i powiązanym obszarem odniesienia. Sprawdź FAQs

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

C_{L airfoil} - Współczynnik siły nośnej dla płata?α - Kąt natarcia na płat?π - Stała Archimedesa?

Przykład Współczynnik podnoszenia dla płata

Z wartościami

Z jednostkami

Tylko przykład

Oto jak równanie Współczynnik podnoszenia dla płata wygląda jak z Wartościami.

Oto jak równanie Współczynnik podnoszenia dla płata wygląda jak z Jednostkami.

Oto jak równanie Współczynnik podnoszenia dla płata wygląda jak.

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)

Wskazówka: Użyj ikony ołówka ( Pencil

) powyżej, aby edytować wartości wejściowe i jednostki.

Oblicz

Przelicz

Rozwiązanie

Kopiuj

Resetowanie

Udział

Jesteś tutaj -

Dom » Category

Fizyka » Category

Mechaniczny » Category

Mechanika płynów » fx Współczynnik podnoszenia dla płata

Współczynnik podnoszenia dla płata Rozwiązanie

Postępuj zgodnie z naszym rozwiązaniem krok po kroku, jak obliczyć Współczynnik podnoszenia dla płata?

Pierwszy krok Rozważ formułę

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

Następny krok Zastępcze wartości zmiennych

∴

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

Następny krok Zastępcze wartości stałych

∴

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

Następny krok Konwersja jednostek

∴

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

Następny krok Przygotuj się do oceny

∴

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

Następny krok Oceniać

∴

C L airfoil = 0.711276769471888

Ostatni krok Zaokrąglona odpowiedź

∴

C L airfoil = 0.7113

Współczynnik podnoszenia dla płata Formuła Elementy

Zmienne

Stałe

Funkcje

Współczynnik siły nośnej dla płata

Symbol: C_{L airfoil}

Pomiar: NAJednostka: Unitless

Notatka: Wartość powinna być większa niż 0.

Formuły do znalezienia Współczynnik siły nośnej dla płata

Kąt natarcia na płat

Kąt natarcia na płat to kąt pomiędzy linią odniesienia na płatku a wektorem reprezentującym względny ruch pomiędzy płatem a płynem, przez który się porusza.

Symbol: α

Pomiar: KątJednostka: °

Notatka: Wartość powinna być większa niż 0.

Formuły do znalezienia Kąt natarcia na płat

Stała Archimedesa

Stała Archimedesa jest stałą matematyczną przedstawiającą stosunek obwodu koła do jego średnicy.

Symbol: π

Wartość: 3.14159265358979323846264338327950288

sin

Sinus to funkcja trygonometryczna opisująca stosunek długości przeciwnego boku trójkąta prostokątnego do długości przeciwprostokątnej.

Składnia: sin(Angle)

Inne formuły w kategorii Winda i krążenie

Iść Cyrkulacja opracowana na Airfoil

Γ = π \cdot U \cdot C \cdot \sin (α)

Iść Długość cięciwy dla cyrkulacji opracowana na profilu Airfoil

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

Iść Kąt natarcia dla krążenia opracowany na profilu Airfoil

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

Iść Kąt natarcia dla współczynnika siły nośnej na płatu

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

Zobacz więcej OpenImg

Jak ocenić Współczynnik podnoszenia dla płata?

Ewaluator Współczynnik podnoszenia dla płata używa Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Kąt natarcia na płat) do oceny Współczynnik siły nośnej dla płata, Współczynnik siły nośnej we wzorze płata definiuje się jako współczynnik wiążący siłę nośną wytwarzaną przez korpus podnoszący z gęstością płynu wokół korpusu, prędkością płynu i powiązanym obszarem odniesienia i jest obliczany z uwzględnieniem wartości dwóch pi i sin z kątem. Kąt ten jest uważany za kąt natarcia. Współczynnik siły nośnej dla płata jest oznaczona symbolem C_{L airfoil}.

Jak ocenić Współczynnik podnoszenia dla płata za pomocą tego ewaluatora online? Aby skorzystać z tego narzędzia do oceny online dla Współczynnik podnoszenia dla płata, wpisz Kąt natarcia na płat (α) i naciśnij przycisk Oblicz.

FAQs NA Współczynnik podnoszenia dla płata

Jaki jest wzór na znalezienie Współczynnik podnoszenia dla płata?

Formuła Współczynnik podnoszenia dla płata jest wyrażona jako Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Kąt natarcia na płat). Oto przykład: 0.711277 = 2*pi*sin(0.11344640137961).

Jak obliczyć Współczynnik podnoszenia dla płata?

Dzięki Kąt natarcia na płat (α) możemy znaleźć Współczynnik podnoszenia dla płata za pomocą formuły - Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Kąt natarcia na płat). W tej formule używane są także funkcje Stała Archimedesa i Sinus.

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!

: Wartość
: Jednostka