Формулы в HTML
Меня заинтересовало, можно ли средствами HTML написать формулу, представляющую из себя дробь, так, чтобы она
1) прилично выглядела
2) была текстом
3) открывалась бы в Internet Explorer'е без математического плагина (в FireFox такой плагин встроен по умолчанию).
Пишем в 3 строки.
Среднюю строку заполняем тире "& ndash;".
Числитель и знаменатель сдвигаем, пока не займут свое место, при помощи неразрывных пробелов "& nbsp;".
Кодировки взяты из http://www.tepka.ru/html4a/symbol.html и http://www.always-best.ru/symbol.php
0.11
Cy= ------- * α° , где
1+2/λ
Cy - коэффициент подъемной силы крыла конечного размаха;
λ - удлинение крыла (aspect ratio);
α° - угол атаки, измеренный в градусах.
Загадочный коэффициент 0,11 вылез следующим образом.
Коэффициент подъемной силы крыла бесконечного размаха приближенно задается формулой
C∞ y=2π*αrad
Остальное очевидно:
αrad=π/180 * α° ,
2π*π/180 ≈ 0.11
Обсуждаемую формулу можно и в радианах записать. Почему бы и нет?
2π
Cy= ------ * αrad
1+2/λ
Вроде бы, все получилось.
А вот НАСовцам такой хитрый HTML код набить не удалось.
На своем официальном сайте, в разделе "обучение" (типа "сеять разумное, доброе, вечное"), они повесили формулу, которая, после подстановки C∞ y=2π*αrad, выглядит как
2π
Cхерни= -------- * αrad
1+2αrad/λ
Лишнюю альфу в формулу запихнули. И, боюсь, дело не только в сложностях верстки. У них и в тексте и на картинке одна и та же ошибка.
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/downwash.html
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/liftco.html
Примечание.
Не то что я каким-то буквоедством занимаюсь и среди "бесконечных" столбцов вычислений какую-то опечатку усмотрел. Страничка NAS'овского on-line'ового учебника целиком посвящена обсуждаемой формуле. Совсем целиком: там никаких других формул нет.
Update.
Решил для красоты добавить картинок из http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/q0184.shtml
Пояснения к картинкам.
- СLift (Коэффициент подъемной силы) - то же, что и Сy
- Thin Airfoil Theory - крыло бесконечного размаха, C∞ y=0,11α°
- Lifting Line Theory - учитываем удлинение крыла и делим предыдущий результат на 1+2/λ
- Alpha. Есть некий произвол в выборе, а что именно считать нулевым alpha? Соответсвенно, имеем право сдвинуть график по оси Alpha так, чтобы график проходил через начало координат.
- Удлинения крыла: Сессна 7,37, Лайтнинг 2,52
- Вообще-то, обсуждаемая поправка выводилась для эллиптического распределения подъемной силы на крыле. Формула будет очень хорошо работать в случае эллиптического в плане крыла, неплохо будет работать в случае трапецивидного или прямоугольного крыла, но стреловидные крылья все-таки лучше обсчитывать по-другому. Но, вроде, ничего. И так неплохо получилось.
1) прилично выглядела
2) была текстом
3) открывалась бы в Internet Explorer'е без математического плагина (в FireFox такой плагин встроен по умолчанию).
Пишем в 3 строки.
Среднюю строку заполняем тире "& ndash;".
Числитель и знаменатель сдвигаем, пока не займут свое место, при помощи неразрывных пробелов "& nbsp;".
Кодировки взяты из http://www.tepka.ru/html4a/symbol.html и http://www.always-best.ru/symbol.php
0.11
Cy= ------- * α° , где
1+2/λ
Cy - коэффициент подъемной силы крыла конечного размаха;
λ - удлинение крыла (aspect ratio);
α° - угол атаки, измеренный в градусах.
Загадочный коэффициент 0,11 вылез следующим образом.
Коэффициент подъемной силы крыла бесконечного размаха приближенно задается формулой
C∞ y=2π*αrad
Остальное очевидно:
αrad=π/180 * α° ,
2π*π/180 ≈ 0.11
Обсуждаемую формулу можно и в радианах записать. Почему бы и нет?
2π
Cy= ------ * αrad
1+2/λ
Вроде бы, все получилось.
А вот НАСовцам такой хитрый HTML код набить не удалось.
На своем официальном сайте, в разделе "обучение" (типа "сеять разумное, доброе, вечное"), они повесили формулу, которая, после подстановки C∞ y=2π*αrad, выглядит как
2π
Cхерни= -------- * αrad
1+2αrad/λ
Лишнюю альфу в формулу запихнули. И, боюсь, дело не только в сложностях верстки. У них и в тексте и на картинке одна и та же ошибка.
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/downwash.html
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/liftco.html
Примечание.
Не то что я каким-то буквоедством занимаюсь и среди "бесконечных" столбцов вычислений какую-то опечатку усмотрел. Страничка NAS'овского on-line'ового учебника целиком посвящена обсуждаемой формуле. Совсем целиком: там никаких других формул нет.
Update.
Решил для красоты добавить картинок из http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/q0184.shtml
Пояснения к картинкам.
- СLift (Коэффициент подъемной силы) - то же, что и Сy
- Thin Airfoil Theory - крыло бесконечного размаха, C∞ y=0,11α°
- Lifting Line Theory - учитываем удлинение крыла и делим предыдущий результат на 1+2/λ
- Alpha. Есть некий произвол в выборе, а что именно считать нулевым alpha? Соответсвенно, имеем право сдвинуть график по оси Alpha так, чтобы график проходил через начало координат.
- Удлинения крыла: Сессна 7,37, Лайтнинг 2,52
- Вообще-то, обсуждаемая поправка выводилась для эллиптического распределения подъемной силы на крыле. Формула будет очень хорошо работать в случае эллиптического в плане крыла, неплохо будет работать в случае трапецивидного или прямоугольного крыла, но стреловидные крылья все-таки лучше обсчитывать по-другому. Но, вроде, ничего. И так неплохо получилось.