Il existe de nombreuses façons de calculer la vitesse de l'air en aérodynamique. Ils varient en fonction des variables disponibles, de la nature du flux et de la compressibilité du flux. 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 circulation d'air, mais elle ne peut pas être utilisée pour un écoulement compressible à grande vitesse. L'équation de Bernoulli est dérivée en supposant que la densité est constante tout au long du flux, et ce n'est pas le cas en écoulement compressible.

Déterminer la pression statique (p) et la densité (rho) du flux d'air. Pour les calculs analytiques de routine, la meilleure méthode consiste simplement à regarder ces valeurs dans les tableaux de l'Atmosphère Standard du NACA. Trouvez l'altitude à laquelle vous travaillez dans le tableau et utilisez les valeurs correspondantes pour la pression et la densité. À 10 000 pieds: p = 1 455,6 lb /pi ^ 2 rho = 0,00176 limaces /pi ^ 3

Obtenir la pression totale (p0). Ce sera donné si vous résolvez un problème scolaire, ou vous devez mesurer la pression totale en utilisant un tube de Pitot ou un instrument similaire sur l'avion. p0 = 1,500 lb /ft ^ 2

Entrer 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

Résoudre l'équation pour la vitesse: V ^ 2 = 2 (1500 - 1455.6) /0.00176 V ^ 2 = 50.455 V = 224.6 ft /sec -

Astuce

Vous pouvez également obtenir la densité en utilisant le gaz parfait équation: 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 pression des tables d'Atmosphère Standard et résolvez rho.

Avertissement

Si le nombre de Mach est supérieur à 0.3, cette méthode échouera. Les équations pour les régimes d'écoulement supérieurs à M = 0.3 nécessitent des calculs beaucoup plus complexes.