Il existe de nombreuses façons de calculer la vitesse de l'air dans l'aérodynamique. Ils varient en fonction des variables disponibles, la nature de l'écoulement et la compressibilité de l'écoulement. La méthode la plus courante est l'utilisation de l'équation de Bernoulli. Cette méthode peut être utilisée pour une large gamme d'applications de flux d'air, mais il ne peut pas être utilisé pour un écoulement compressible à haute vitesse. l'équation de Bernoulli est dérivée en utilisant l'hypothèse que la densité est constante tout au long de l'écoulement, ce qui est le cas contraire à l'écoulement compressible.
Instructions
1 Déterminer la pression statique (p) et la densité (rho) du flux d'air. Pour les calculs analytiques de routine, la meilleure méthode consiste à simplement regarder ces valeurs dans les tables Atmosphere NACA standard. Trouvez l'altitude vous travaillez à la table et utiliser les valeurs correspondantes pour la pression et la densité. A 10.000 pieds:
p = 1,455.6 lb / ft ^ 2
rho = 0,00176 limaces / ft ^ 3
2 Obtenir la pression (p0) la valeur totale. Ce sera donnée si vous résolvez un problème académique, ou vous devez mesurer la pression totale à l'aide d'un tube de Pitot ou un instrument similaire sur l'avion.
p0 = 1,500 lb / ft ^ 2
3 Entrez les valeurs dans l'équation de Bernoulli:
p0 = p + 0,5
rho V ^ 2
1.500 = 1,455.6 + 0,5 0,00176 V ^ 2
4 Résoudre l'équation pour la vitesse:
V ^ 2 = 2 (1500 - 1455,6) / 0.00176
V ^ 2 = 50455
V = 224,6 ft / sec
Conseils et avertissements
- Vous pouvez également obtenir la densité en utilisant l'équation des gaz parfaits: p = rho * R * T. Ceci est utile si vous avez une méthode de mesure de la température directement. Utilisez la température mesurée avec la valeur de la pression des tables Atmosphère Standard et résoudre pour rho.
- Si le nombre de Mach est supérieur à 0,3, cette méthode échouera. Les équations pour les régimes d'écoulement supérieures à M = 0,3 nécessitent des calculs beaucoup plus complexes.