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Enunciado

FenTrans, MecFlu, TransCal e TransMassa - Frank White - Mecânica dos Fluidos- Ed: 8º - Capítulo 9.Problemas - Ex. 156

Consider a fl at-plate airfoil at an angle of attack of 68. The

Mach number is Ma

` 5 3.2 and the stream pressure p` is

unspecified. Calculate the predicted lift and drag coefficients

by (a) shock-expansion theory and (b) Ackeret theory

Passo 1

Saaaalve, tranquilo? Vamos lá resolver mais uma questão juntos?! 😊

a) Teoria de choque-expansão

Você precisa de um giro de choque na superfície 5 ∘ inferior e um giro 5 ∘ de expansão na superfície superior.

Passo 2

Calcule a força normal.

F   = ( 1.60 - 0.596 ) p ∞ b C   = 1.004 p ∞ b C

Aqui, p ∞ é a pressão. Calcule o coeficiente de força.

C F = F 1 / 2 k M a ∞   2 p ∞ b C

Aqui, é a F força normal, é k a constante, e é M a ∞ o número Mach.

C F   = 1.004 p ∞ b C 1 / 2 k M a ∞   2 p ∞ b C   = 1.004 1 / 2 k M a ∞ 2

Substituindo valores

C F   = 1.004 1 / 2 × × 1.4 × 3.2 2   = 0.14

Passo 3

Calcule o coeficiente de elevação.

C L = C F c o s ⁡ α

Substituindo valores

C L   = 0.14 × c o s ⁡ 6 ∘   = 0.139

Calcule o coeficiente de arrasto.

C D = C F s i n ⁡ α

Substituindo valores

C D   = 0.14 × s i n ⁡ 6 ∘   = 0.0146

Assim, os coeficientes de elevação e arrasto são 0.139 e 0.0146 .

Passo 4

b) Teoria de Ackeret Calcule o coeficiente de elevação.

C L = 4 α M a ∞ 2 - 1

Substituindo valores

C L   = 4 × 0.1047 3.2 2 - 1   = 0.138

Calcule o coeficiente de arrasto.

C D = C L α

Substituindo valores

C D   = 0.138 × 0.1047   = 0.0144

Assim, os coeficientes de elevação e arrasto são 0.138 e 0.0144 .

Resposta

a) C D = 0.0146

b) C L = 0.138   e   C D = 0.0144

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