Calculadora Momento de lanzamiento debido a la cola

✖El brazo de momento de cola horizontal es la distancia entre el centro de sustentación de la cola horizontal y el centro de gravedad de la aeronave.ⓘ Brazo de momento de cola horizontal [𝒍_t]			+10% -10%
✖La sustentación debida a la cola se refiere a la fuerza aerodinámica generada por el estabilizador horizontal de una aeronave.ⓘ Elevación debido a la cola [L_t]			+10% -10%

✖El momento de cabeceo debido a la cola es el momento de cabeceo de la cola con respecto al centro de gravedad del avión.ⓘ Momento de lanzamiento debido a la cola [M_t]

⎘ Copiar

👎

Fórmula

LaTeX

Reiniciar

👍

Descargar Contribución de cola Fórmulas PDF PDF Image

Momento de lanzamiento debido a la cola Solución

PASO 0: Resumen del cálculo previo

Fórmula utilizada

Momento de lanzamiento debido a la cola = -Brazo de momento de cola horizontal*Elevación debido a la cola
M_t = -𝒍_t*L_t
Esta fórmula usa 3 Variables

Variables utilizadas

Momento de lanzamiento debido a la cola - (Medido en Metro de Newton) - El momento de cabeceo debido a la cola es el momento de cabeceo de la cola con respecto al centro de gravedad del avión.
Brazo de momento de cola horizontal - (Medido en Metro) - El brazo de momento de cola horizontal es la distancia entre el centro de sustentación de la cola horizontal y el centro de gravedad de la aeronave.
Elevación debido a la cola - (Medido en Newton) - La sustentación debida a la cola se refiere a la fuerza aerodinámica generada por el estabilizador horizontal de una aeronave.

PASO 1: Convierta la (s) entrada (s) a la unidad base

Brazo de momento de cola horizontal: 0.801511 Metro --> 0.801511 Metro No se requiere conversión
Elevación debido a la cola: 273.04 Newton --> 273.04 Newton No se requiere conversión

PASO 2: Evaluar la fórmula

Sustituir valores de entrada en una fórmula

M_t = -𝒍_t*L_t --> -0.801511*273.04

Evaluar ... ...

M_t = -218.84456344

PASO 3: Convierta el resultado a la unidad de salida

-218.84456344 Metro de Newton --> No se requiere conversión

RESPUESTA FINAL

-218.84456344 ≈ -218.844563 Metro de Newton <-- Momento de lanzamiento debido a la cola

(Cálculo completado en 00.020 segundos)

Aquí estás -

Inicio » Física » Mecánica de Aeronaves » Estabilidad y control estáticos » Estabilidad longitudinal » Aeroespacial » Contribución de cola » Momento de lanzamiento debido a la cola

Créditos

Creado por Vinay Mishra

Instituto Indio de Ingeniería Aeronáutica y Tecnología de la Información (IIAEIT), Pune

¡Vinay Mishra ha creado esta calculadora y 300+ más calculadoras!

Verificada por Shikha Maurya

Instituto Indio de Tecnología (IIT), Bombay

¡Shikha Maurya ha verificado esta calculadora y 200+ más calculadoras!

< Contribución de cola Calculadoras

Momento de cabeceo de cola para un coeficiente de elevación dado

LaTeX Vamos Momento de lanzamiento debido a la cola = -(Brazo de momento de cola horizontal*Coeficiente de elevación de cola*Densidad de flujo libre*Cola de velocidad^2*Área de cola horizontal)/2

Momento de cabeceo de cola para un coeficiente de momento dado

LaTeX Vamos Momento de lanzamiento debido a la cola = (Coeficiente de momento de cabeceo de cola*Densidad de flujo libre*Velocidad de vuelo^2*Área de referencia*Acorde aerodinámico medio)/2

Elevación de la cola para un momento de cabeceo de la cola determinado

LaTeX Vamos Elevación debido a la cola = -(Momento de lanzamiento debido a la cola/Brazo de momento de cola horizontal)

Momento de lanzamiento debido a la cola

LaTeX Vamos Momento de lanzamiento debido a la cola = -Brazo de momento de cola horizontal*Elevación debido a la cola

Momento de lanzamiento debido a la cola Fórmula

LaTeX Vamos

Momento de lanzamiento debido a la cola = -Brazo de momento de cola horizontal*Elevación debido a la cola
M_t = -𝒍_t*L_t

¿Dónde está el centro aerodinámico de un ala?

Para perfiles aerodinámicos simétricos en vuelo subsónico, el centro aerodinámico se encuentra aproximadamente al 25% de la cuerda desde el borde de ataque del perfil aerodinámico. Este punto se describe como el punto de cuarto de cuerda. El centro aerodinámico no cambia con la variación del ángulo de ataque.

Inicio

GRATIS PDF

🔍 Búsqueda

Categorías

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!