Det finns många olika sätt att beräkna lufthastigheten i aerodynamiken. De varierar beroende på vilka variabler som finns, flödesens art och flödes kompressibilitet. Den vanligaste metoden är användningen av Bernoullis ekvation. Denna metod kan användas för ett stort antal luftflödesapplikationer, men det kan inte användas för höghastighets komprimerbart flöde. Bernoullis ekvation är härledd med antagandet att densiteten är konstant i hela flödet, och detta är inte fallet i kompressibelt flöde.

Bestäm det statiska trycket (p) och densiteten (rho) av luftflödet. För rutinanalytiska beräkningar är den bästa metoden att helt enkelt se dessa värden upp i NACA Standard Atmosphere-tabellerna. Hitta höjden du arbetar på i bordet och använd motsvarande värden för tryck och densitet. Vid 10 000 fot: p = 1,455,6 lb /ft ^ 2 rho = 0.00176 slugs /ft ^ 3

Hämta det totala trycket (p0) -värdet. Detta kommer att ges om du löser ett akademiskt problem, eller du måste mäta det totala trycket med hjälp av ett Pitot-rör eller liknande instrument på flygplanet. p0 = 1.500 lb /ft ^ 2

Ange värdena i Bernoullis ekvation: p0 = p + 0,5 * rho * V ^ 2 1.500 = 1.455.6 + 0.5 * 0.00176 * V ^ 2

Lös ekvationen för hastighet: V ^ 2 = 2 (1500 - 1455,6) /0,00176 V ^ 2 = 50 455 V = 224,6 ft /sek

Tips

Du kan också få täthet med perfekt gas ekvation: p = rho * R * T. Detta är användbart om du har en metod att mäta temperaturen direkt. Använd den uppmätta temperaturen tillsammans med tryckvärdet från Standard Atmosphere-tabellerna och lösa det för rho.

Varning

Om Mach-nummer är större än 0,3, kommer denna metod att misslyckas. Ekvationerna för flödesregimer över M = 0,3 kräver mycket mer komplexa beräkningar.