Scharniermomentkoeffizient bei gegebener Haftkraft Lösung

SCHRITT 0: Zusammenfassung vor der Berechnung
Gebrauchte Formel
Scharniermomentkoeffizient = Stickkraft/(Übersetzungsverhältnis*0.5*Dichte*Fluggeschwindigkeit^2*Aufzugsakkord*Aufzugsbereich)
Che = 𝙁/(𝑮*0.5*ρ*V^2*ce*Se)
Diese formel verwendet 7 Variablen
Verwendete Variablen
Scharniermomentkoeffizient - Der Scharniermomentkoeffizient ist der Koeffizient, der mit dem Scharniermoment der Steuerfläche eines Flugzeugs verbunden ist.
Stickkraft - (Gemessen in Newton) - Die Steuerknüppelkraft ist die Kraft, die der Pilot eines Flugzeugs im Flug auf den Steuerknüppel ausübt.
Übersetzungsverhältnis - (Gemessen in 1 pro Meter) - Das Übersetzungsverhältnis ist ein Maß für die mechanische Übersetzung, die das Steuerungssystem eines Flugzeugs bietet.
Dichte - (Gemessen in Kilogramm pro Kubikmeter) - Die Strömungsdichte bezieht sich auf die Masse pro Volumeneinheit einer Flüssigkeit, durch die sich ein Flugzeug bewegt.
Fluggeschwindigkeit - (Gemessen in Meter pro Sekunde) - Unter Fluggeschwindigkeit versteht man die Geschwindigkeit, mit der sich ein Flugzeug durch die Luft bewegt.
Aufzugsakkord - (Gemessen in Meter) - Die Höhenrudersehne ist die Sehnenlänge eines Höhenruders, gemessen von der Scharnierlinie bis zur Hinterkante.
Aufzugsbereich - (Gemessen in Quadratmeter) - Der Höhenruderbereich ist der Bereich der Steuerfläche, der für die Nickbewegung eines Flugzeugs verantwortlich ist.
SCHRITT 1: Konvertieren Sie die Eingänge in die Basiseinheit
Stickkraft: 23.25581 Newton --> 23.25581 Newton Keine Konvertierung erforderlich
Übersetzungsverhältnis: 0.930233 1 pro Meter --> 0.930233 1 pro Meter Keine Konvertierung erforderlich
Dichte: 1.225 Kilogramm pro Kubikmeter --> 1.225 Kilogramm pro Kubikmeter Keine Konvertierung erforderlich
Fluggeschwindigkeit: 60 Meter pro Sekunde --> 60 Meter pro Sekunde Keine Konvertierung erforderlich
Aufzugsakkord: 0.6 Meter --> 0.6 Meter Keine Konvertierung erforderlich
Aufzugsbereich: 0.02454 Quadratmeter --> 0.02454 Quadratmeter Keine Konvertierung erforderlich
SCHRITT 2: Formel auswerten
Eingabewerte in Formel ersetzen
Che = 𝙁/(𝑮*0.5*ρ*V^2*ce*Se) --> 23.25581/(0.930233*0.5*1.225*60^2*0.6*0.02454)
Auswerten ... ...
Che = 0.770025887517246
SCHRITT 3: Konvertieren Sie das Ergebnis in die Ausgabeeinheit
0.770025887517246 --> Keine Konvertierung erforderlich
ENDGÜLTIGE ANTWORT
0.770025887517246 0.770026 <-- Scharniermomentkoeffizient
(Berechnung in 00.004 sekunden abgeschlossen)

Credits

Creator Image
Erstellt von Vinay Mishra
Indisches Institut für Luftfahrttechnik und Informationstechnologie (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra hat diesen Rechner und 300+ weitere Rechner erstellt!
Verifier Image
Geprüft von Sanjay Krishna
Amrita School of Engineering (ASE), Vallikavu
Sanjay Krishna hat diesen Rechner und 200+ weitere Rechner verifiziert!

Stickkräfte und Scharniermomente Taschenrechner

Fluggeschwindigkeit bei gegebenem Momentenkoeffizienten des Höhenruderscharniers
​ LaTeX ​ Gehen Fluggeschwindigkeit = sqrt(Scharniermoment/(Scharniermomentkoeffizient*0.5*Dichte*Aufzugsbereich*Aufzugsakkord))
Aufzugsfläche bei gegebenem Scharniermomentkoeffizienten
​ LaTeX ​ Gehen Aufzugsbereich = Scharniermoment/(Scharniermomentkoeffizient*0.5*Dichte*Fluggeschwindigkeit^2*Aufzugsakkord)
Momentkoeffizient des Aufzugsscharniers
​ LaTeX ​ Gehen Scharniermomentkoeffizient = Scharniermoment/(0.5*Dichte*Fluggeschwindigkeit^2*Aufzugsbereich*Aufzugsakkord)
Aufzugsscharniermoment bei gegebenem Scharniermomentkoeffizienten
​ LaTeX ​ Gehen Scharniermoment = Scharniermomentkoeffizient*0.5*Dichte*Fluggeschwindigkeit^2*Aufzugsbereich*Aufzugsakkord

Scharniermomentkoeffizient bei gegebener Haftkraft Formel

​LaTeX ​Gehen
Scharniermomentkoeffizient = Stickkraft/(Übersetzungsverhältnis*0.5*Dichte*Fluggeschwindigkeit^2*Aufzugsakkord*Aufzugsbereich)
Che = 𝙁/(𝑮*0.5*ρ*V^2*ce*Se)

Warum müssen Flugzeugsteuerflächen ausgewuchtet werden?

Wenn ein Flugzeug neu lackiert wird, muss das Gleichgewicht der Steuerflächen überprüft werden. Eine aus dem Gleichgewicht geratene Steuerfläche ist instabil und bleibt während des normalen Flugs nicht in einer stromlinienförmigen Position.

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