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Fórmula Coeficiente de Elevação para Aerofólio

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Coeficiente de sustentação para aerofólio é um coeficiente que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada. Verifique FAQs

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

C_{L airfoil} - Coeficiente de sustentação para aerofólio?α - Ângulo de Ataque no Aerofólio?π - Constante de Arquimedes?

Exemplo de Coeficiente de Elevação para Aerofólio

Com valores

Com unidades

Apenas exemplo

Esta é a aparência da equação Coeficiente de Elevação para Aerofólio com valores.

Esta é a aparência da equação Coeficiente de Elevação para Aerofólio com unidades.

Esta é a aparência da equação Coeficiente de Elevação para Aerofólio.

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)

Dica: Use o ícone de lápis ( Pencil

) acima para editar valores de entrada e unidades.

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Coeficiente de Elevação para Aerofólio Solução

Siga nossa solução passo a passo sobre como calcular Coeficiente de Elevação para Aerofólio?

Primeiro passo Considere a fórmula

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

Próxima Etapa Substituir valores de variáveis

∴

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

Próxima Etapa Valores substitutos de constantes

∴

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

Próxima Etapa Converter unidades

∴

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

Próxima Etapa Prepare-se para avaliar

∴

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

Próxima Etapa Avalie

∴

C L airfoil = 0.711276769471888

Último passo Resposta de arredondamento

∴

C L airfoil = 0.7113

Coeficiente de Elevação para Aerofólio Fórmula Elementos

Variáveis

Constantes

Funções

Coeficiente de sustentação para aerofólio

Símbolo: C_{L airfoil}

Medição: NAUnidade: Unitless

Observação: O valor deve ser maior que 0.

Fórmulas para encontrar Coeficiente de sustentação para aerofólio

Ângulo de Ataque no Aerofólio

Ângulo de Ataque no Aerofólio é o ângulo entre uma linha de referência em um aerofólio e o vetor que representa o movimento relativo entre o aerofólio e o fluido através do qual ele está se movendo.

Símbolo: α

Medição: ÂnguloUnidade: °

Observação: O valor deve ser maior que 0.

Fórmulas para encontrar Ângulo de Ataque no Aerofólio

Constante de Arquimedes

A constante de Arquimedes é uma constante matemática que representa a razão entre a circunferência de um círculo e seu diâmetro.

Símbolo: π

Valor: 3.14159265358979323846264338327950288

sin

Seno é uma função trigonométrica que descreve a razão entre o comprimento do lado oposto de um triângulo retângulo e o comprimento da hipotenusa.

Sintaxe: sin(Angle)

Outras fórmulas na categoria Elevação e Circulação

Ir Circulação desenvolvida no aerofólio

Γ = π \cdot U \cdot C \cdot \sin (α)

Ir Comprimento de acorde para circulação desenvolvido em aerofólio

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

Ir Ângulo de ataque para circulação desenvolvido no aerofólio

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

Ir Ângulo de ataque para o coeficiente de sustentação no aerofólio

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

Ver mais

Como avaliar Coeficiente de Elevação para Aerofólio?

O avaliador Coeficiente de Elevação para Aerofólio usa Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio) para avaliar Coeficiente de sustentação para aerofólio, A fórmula do coeficiente de sustentação para aerofólio é definida como um coeficiente que relaciona a sustentação gerada por um corpo de sustentação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada e é calculada considerando o valor de dois pi e sin com um ângulo. Este ângulo é considerado como o ângulo de ataque. Coeficiente de sustentação para aerofólio é denotado pelo símbolo C_{L airfoil}.

Como avaliar Coeficiente de Elevação para Aerofólio usando este avaliador online? Para usar este avaliador online para Coeficiente de Elevação para Aerofólio, insira Ângulo de Ataque no Aerofólio (α) e clique no botão calcular.

FAQs sobre Coeficiente de Elevação para Aerofólio

Qual é a fórmula para encontrar Coeficiente de Elevação para Aerofólio?

A fórmula de Coeficiente de Elevação para Aerofólio é expressa como Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio). Aqui está um exemplo: 0.711277 = 2*pi*sin(0.11344640137961).

Como calcular Coeficiente de Elevação para Aerofólio?

Com Ângulo de Ataque no Aerofólio (α) podemos encontrar Coeficiente de Elevação para Aerofólio usando a fórmula - Lift Coefficient for Airfoil = 2*pi*sin(Ângulo de Ataque no Aerofólio). Esta fórmula também usa funções Constante de Arquimedes e Seno (pecado).

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