Коэффициент конусности аэродинамического профиля Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета
Используемая формула
Коэффициент конусности = Длина хорды наконечника/Длина корневой хорды
Λ = Ctip/Croot
В этой формуле используются 3 Переменные
Используемые переменные
Коэффициент конусности - Коэффициент конусности — это отношение вершинной хорды к корневой хорде.
Длина хорды наконечника - (Измеряется в метр) - Длина хорды наконечника, измеренная параллельно плоскости симметрии и в точках, где прямая передняя или задняя кромка встречается с кривизной на кончике.
Длина корневой хорды - (Измеряется в метр) - Длина корневой хорды — это длина хорды корневого профиля, прикрепленного к фюзеляжу.
ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок
Длина хорды наконечника: 3 метр --> 3 метр Конверсия не требуется
Длина корневой хорды: 7 метр --> 7 метр Конверсия не требуется
ШАГ 2: Оцените формулу
Подстановка входных значений в формулу
Λ = Ctip/Croot --> 3/7
Оценка ... ...
Λ = 0.428571428571429
ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода
0.428571428571429 --> Конверсия не требуется
ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ
0.428571428571429 0.428571 <-- Коэффициент конусности
(Расчет завершен через 00.020 секунд)

Кредиты

Технологический институт Махатмы Ганди (МГИТ), Хайдарабад
Каки Варун Кришна создал этот калькулятор и еще 25+!
Проверено Абхинав Гупта
Оборонный институт передовых технологий (DRDO) (ДИАТ), пуна
Абхинав Гупта проверил этот калькулятор и еще 8!

13 Аэродинамический дизайн Калькуляторы

Отношение тяги к массе с учетом минимального коэффициента лобового сопротивления
Идти Отношение тяги к весу = (Минимальный коэффициент сопротивления/Загрузка крыла+Постоянная сопротивления, вызванного подъемной силой*(Коэффициент нагрузки/Динамическое давление)^2*Загрузка крыла)*Динамическое давление
Толщина аэродинамического профиля для 4-значной серии
Идти Половина толщины = (Максимальная толщина* (0.2969*Положение вдоль хорды^0.5- 0.1260*Положение вдоль хорды- 0.3516*Положение вдоль хорды^2+ 0.2843*Положение вдоль хорды^3- 0.1015*Положение вдоль хорды^4))/0.2
Размах с учетом индуцированного сопротивления
Идти Размах боковой плоскости = Подъемная сила/sqrt(pi*Индуцированное сопротивление*Динамическое давление)
Пролет с учетом соотношения сторон
Идти Размах боковой плоскости = sqrt(Соотношение сторон в боковой плоскости*Смачиваемая зона самолета)
Форм-фактор с учетом площади плоской пластины
Идти Форм-фактор = (Площадь плоской пластины)/(Коэффициент трения кожи*Смачиваемая зона самолета)
Коэффициент трения кожи с учетом площади плоской пластины
Идти Коэффициент трения кожи = Площадь плоской пластины/(Форм-фактор*Смачиваемая зона самолета)
Смачиваемая площадь с учетом площади плоской пластины
Идти Смачиваемая зона самолета = Площадь плоской пластины/(Форм-фактор*Коэффициент трения кожи)
Эквивалентная площадь сопротивления паразитам
Идти Площадь плоской пластины = Форм-фактор*Коэффициент трения кожи*Смачиваемая зона самолета
Полная масса с учетом сопротивления
Идти Вес брутто = Сила сопротивления*(Коэффициент подъема/Коэффициент сопротивления)
Смачиваемая площадь с учетом соотношения сторон
Идти Смачиваемая зона самолета = Размах боковой плоскости^2/Соотношение сторон в боковой плоскости
Соотношение сторон крыла
Идти Соотношение сторон в боковой плоскости = Размах боковой плоскости^2/Смачиваемая зона самолета
Коэффициент конусности аэродинамического профиля
Идти Коэффициент конусности = Длина хорды наконечника/Длина корневой хорды
Отношение скорости наконечника к номеру лопасти
Идти Передаточное число наконечника = (4*pi)/Количество лезвий

Коэффициент конусности аэродинамического профиля формула

Коэффициент конусности = Длина хорды наконечника/Длина корневой хорды
Λ = Ctip/Croot
Let Others Know
Facebook
Twitter
Reddit
LinkedIn
Email
WhatsApp
Copied!