Współczynnik tarcia Wingleta Rozwiązanie

KROK 0: Podsumowanie wstępnych obliczeń
Formułę używana
Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))
μfriction = 4.55/(log10(Rewl^2.58))
Ta formuła używa 1 Funkcje, 2 Zmienne
Używane funkcje
log10 - Common logarithm function (base 10), log10(Number)
Używane zmienne
Współczynnik tarcia - Współczynnik tarcia (μ) to współczynnik określający siłę, która przeciwstawia się ruchowi jednego ciała w stosunku do drugiego ciała, które się z nim styka.
Liczba Wingleta Reynoldsa - Liczba Wingleta Reynoldsa opiera się na długości, która jest zwykle długością cięciwy płata (w dwóch wymiarach) lub długością cięciwy wingleta.
KROK 1: Zamień wejście (a) na jednostkę bazową
Liczba Wingleta Reynoldsa: 5000 --> Nie jest wymagana konwersja
KROK 2: Oceń formułę
Zastępowanie wartości wejściowych we wzorze
μfriction = 4.55/(log10(Rewl^2.58)) --> 4.55/(log10(5000^2.58))
Ocenianie ... ...
μfriction = 0.476772152627779
KROK 3: Konwertuj wynik na jednostkę wyjścia
0.476772152627779 --> Nie jest wymagana konwersja
OSTATNIA ODPOWIEDŹ
0.476772152627779 0.476772 <-- Współczynnik tarcia
(Obliczenie zakończone za 00.004 sekund)

Kredyty

Stworzone przez Kaki Warun Kryszna
Instytut Technologii Mahatmy Gandhiego (MGIT), Hajdarabad
Kaki Warun Kryszna utworzył ten kalkulator i 25+ więcej kalkulatorów!
Zweryfikowane przez Anshika Arya
Narodowy Instytut Technologii (GNIDA), Hamirpur
Anshika Arya zweryfikował ten kalkulator i 2500+ więcej kalkulatorów!

25 Projekt wstępny Kalkulatory

Prędkość przy maksymalnej wytrzymałości przy podanej wytrzymałości wstępnej dla samolotów z napędem śmigłowym
Iść Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Wytrzymałość statku powietrznego)
Wstępna wytrzymałość statku powietrznego napędzanego śmigłowcem
Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (Stosunek siły nośnej do oporu przy maksymalnej wytrzymałości*Wydajność śmigła*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy włóczęgi/Masa statku powietrznego na koniec fazy włóczęgi))/(Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*Prędkość zapewniająca maksymalną wytrzymałość)
Prędkość maksymalizacji zasięgu danego zasięgu dla samolotów odrzutowych
Iść Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu = (Zasięg samolotu*Zużycie paliwa specyficzne dla mocy)/(Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))
Optymalny zasięg dla samolotów odrzutowych w fazie przelotu
Iść Zasięg samolotu = (Prędkość przy maksymalnym stosunku siły nośnej do oporu*Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)
Optymalny zasięg dla samolotów z napędem śmigłowym w fazie przelotu
Iść Zasięg samolotu = (Wydajność śmigła*Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego)/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu)
Wstępna wytrzymałość dla samolotów odrzutowych
Iść Wytrzymałość statku powietrznego = (Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego*ln(Masa statku powietrznego na początku fazy rejsu/Masa statku powietrznego na koniec fazy rejsu))/Zużycie paliwa specyficzne dla mocy
Maksymalny udźwig nad przeciągiem
Iść Maksymalny współczynnik siły nośnej do oporu statku powietrznego = Ułamek masowy lądowania*((Proporcje skrzydła)/(Obszar zwilżony samolotem/Obszar referencyjny))^(0.5)
Wstępne obciążenie startowe dla załogowego statku powietrznego
Iść Pożądana masa startowa = Przewożony ładunek+Operacyjna masa własna+Masa paliwa do przewożenia+Masa załogi
Masa ładunku podana Masa startowa
Iść Przewożony ładunek = Pożądana masa startowa-Operacyjna masa własna-Masa załogi-Masa paliwa do przewożenia
Masa załogi podana Masa startowa
Iść Masa załogi = Pożądana masa startowa-Przewożony ładunek-Masa paliwa do przewożenia-Operacyjna masa własna
Masa paliwa podana Masa startowa
Iść Masa paliwa do przewożenia = Pożądana masa startowa-Operacyjna masa własna-Przewożony ładunek-Masa załogi
Masa pustej podana masa startowa
Iść Operacyjna masa własna = Pożądana masa startowa-Masa paliwa do przewożenia-Przewożony ładunek-Masa załogi
Wstępna masa startowa zgromadzona dla załogowego statku powietrznego przy danym paliwie i ułamku masy pustej
Iść Pożądana masa startowa = (Przewożony ładunek+Masa załogi)/(1-Frakcja paliwowa-Ułamek masy pustej)
Frakcja paliwa podana Masa startowa i Frakcja pustej masy
Iść Frakcja paliwowa = 1-Ułamek masy pustej-(Przewożony ładunek+Masa załogi)/Pożądana masa startowa
Ułamek pustej masy podany Masa startowa i ułamek paliwa
Iść Ułamek masy pustej = 1-Frakcja paliwowa-(Przewożony ładunek+Masa załogi)/Pożądana masa startowa
Podana masa ładunku Udział paliwa i masy pustej
Iść Przewożony ładunek = Pożądana masa startowa*(1-Ułamek masy pustej-Frakcja paliwowa)-Masa załogi
Masa załogi podana frakcja paliwa i masy pustej
Iść Masa załogi = Pożądana masa startowa*(1-Ułamek masy pustej-Frakcja paliwowa)-Przewożony ładunek
Masa startowa podana frakcja paliwa
Iść Pożądana masa startowa = Masa paliwa do przewożenia/Frakcja paliwowa
Masa paliwa podana Frakcja paliwa
Iść Masa paliwa do przewożenia = Frakcja paliwowa*Pożądana masa startowa
Frakcja paliwowa
Iść Frakcja paliwowa = Masa paliwa do przewożenia/Pożądana masa startowa
Masa startowa podana Frakcja pustej masy
Iść Pożądana masa startowa = Operacyjna masa własna/Ułamek masy pustej
Podana masa pustego ułamka masy pustej
Iść Operacyjna masa własna = Ułamek masy pustej*Pożądana masa startowa
Współczynnik tarcia Wingleta
Iść Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))
Ułamek masy pustej
Iść Ułamek masy pustej = Operacyjna masa własna/Pożądana masa startowa
Zakres projektowy z podanym przyrostem zakresu
Iść Zakres projektowy = Przyrost zasięgu samolotu+Zakres harmoniczny

Współczynnik tarcia Wingleta Formułę

Współczynnik tarcia = 4.55/(log10(Liczba Wingleta Reynoldsa^2.58))
μfriction = 4.55/(log10(Rewl^2.58))
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!