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Fórmula Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino

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O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional 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 = 2 \cdot π \cdot α

C_L - Coeficiente de elevação?α - Ângulo de ataque?π - Constante de Arquimedes?

Exemplo de Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino

Com valores

Com unidades

Apenas exemplo

Esta é a aparência da equação Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino com valores.

Esta é a aparência da equação Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino com unidades.

Esta é a aparência da equação Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino.

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

Dica: Use o ícone de lápis ( Pencil

) acima para editar valores de entrada e unidades.

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Aerodinâmica » fx Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino

Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino Solução

Siga nossa solução passo a passo sobre como calcular Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino?

Primeiro passo Considere a fórmula

C L = 2 \cdot π \cdot α

Próxima Etapa Substituir valores de variáveis

∴

C L = 2 \cdot π \cdot 10.94°

Próxima Etapa Valores substitutos de constantes

∴

C L = 2 \cdot 3.1416 \cdot 10.94°

Próxima Etapa Converter unidades

∴

C L = 2 \cdot 3.1416 \cdot 0.1909rad

Próxima Etapa Prepare-se para avaliar

∴

C L = 2 \cdot 3.1416 \cdot 0.1909

Próxima Etapa Avalie

∴

C L = 1.19970524608775

Último passo Resposta de arredondamento

∴

C L = 1.1997

Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino Fórmula Elementos

Variáveis

Constantes

Coeficiente de elevação

Símbolo: C_L

Medição: NAUnidade: Unitless

Observação: O valor deve ser maior que 0.

Fórmulas para encontrar Coeficiente de elevação

Ângulo de ataque

Ângulo de Ataque é o ângulo entre uma linha de referência em um corpo e o vetor que representa o movimento relativo entre o corpo e o fluido através do qual ele está se movendo.

Símbolo: α

Medição: ÂnguloUnidade: °

Observação: O valor pode ser positivo ou negativo.

Fórmulas para encontrar Ângulo de ataque

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

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Como avaliar Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino?

O avaliador Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino usa Lift Coefficient = 2*pi*Ângulo de ataque para avaliar Coeficiente de elevação, A fórmula do coeficiente de sustentação para um aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino, o coeficiente de sustentação para um aerofólio simétrico é determinado pelo ângulo de ataque. O coeficiente de sustentação aumenta linearmente com o ângulo de ataque de acordo com a fórmula. Coeficiente de elevação é denotado pelo símbolo C_L.

Como avaliar Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino usando este avaliador online? Para usar este avaliador online para Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino, insira Ângulo de ataque (α) e clique no botão calcular.

FAQs sobre Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino

Qual é a fórmula para encontrar Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino?

A fórmula de Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino é expressa como Lift Coefficient = 2*pi*Ângulo de ataque. Aqui está um exemplo: 1.199705 = 2*pi*0.190939020168144.

Como calcular Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino?

Com Ângulo de ataque (α) podemos encontrar Coeficiente de sustentação para aerofólio simétrico pela teoria do aerofólio fino usando a fórmula - Lift Coefficient = 2*pi*Ângulo de ataque. Esta fórmula também usa Constante de Arquimedes .

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