Coeficiente de momento da dobradiça dada a força de aderência Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Coeficiente de Momento da Dobradiça = Força de bastão/(Taxa de engrenagem*0.5*Densidade*Velocidade de vôo^2*Acorde de Elevador*Área do elevador)
Che = 𝙁/(𝑮*0.5*ρ*V^2*ce*Se)
Esta fórmula usa 7 Variáveis
Variáveis Usadas
Coeficiente de Momento da Dobradiça - Coeficiente de Momento de Articulação é o coeficiente associado ao momento de articulação da superfície de controle de uma aeronave.
Força de bastão - (Medido em Newton) - Stick Force é a força exercida na coluna de controle pelo piloto de um avião em vôo.
Taxa de engrenagem - (Medido em 1 por metro) - Gearing Ratio é uma medida da vantagem mecânica fornecida pelo sistema de controle de uma aeronave.
Densidade - (Medido em Quilograma por Metro Cúbico) - A densidade do fluxo refere-se à massa por unidade de volume de um fluido através do qual a aeronave está se movendo.
Velocidade de vôo - (Medido em Metro por segundo) - Velocidade de voo refere-se à velocidade com que uma aeronave se move no ar.
Acorde de Elevador - (Medido em Metro) - Corda do elevador é o comprimento da corda de um elevador medido desde sua linha de articulação até a borda de fuga.
Área do elevador - (Medido em Metro quadrado) - A Área do Elevador é a área da superfície de controle responsável por fornecer movimento de inclinação a uma aeronave.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Força de bastão: 23.25581 Newton --> 23.25581 Newton Nenhuma conversão necessária
Taxa de engrenagem: 0.930233 1 por metro --> 0.930233 1 por metro Nenhuma conversão necessária
Densidade: 1.225 Quilograma por Metro Cúbico --> 1.225 Quilograma por Metro Cúbico Nenhuma conversão necessária
Velocidade de vôo: 60 Metro por segundo --> 60 Metro por segundo Nenhuma conversão necessária
Acorde de Elevador: 0.6 Metro --> 0.6 Metro Nenhuma conversão necessária
Área do elevador: 0.02454 Metro quadrado --> 0.02454 Metro quadrado Nenhuma conversão necessária
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
Che = 𝙁/(𝑮*0.5*ρ*V^2*ce*Se) --> 23.25581/(0.930233*0.5*1.225*60^2*0.6*0.02454)
Avaliando ... ...
Che = 0.770025887517246
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
0.770025887517246 --> Nenhuma conversão necessária
RESPOSTA FINAL
0.770025887517246 0.770026 <-- Coeficiente de Momento da Dobradiça
(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

Créditos

Creator Image
Criado por Vinay Mishra
Instituto Indiano de Engenharia Aeronáutica e Tecnologia da Informação (IIAEIT), Pune
Vinay Mishra criou esta calculadora e mais 300+ calculadoras!
Verifier Image
Verificado por Sanjay Krishna
Escola de Engenharia Amrita (ASE), Vallikavu
Sanjay Krishna verificou esta calculadora e mais 200+ calculadoras!

Forças de aderência e momentos de dobradiça Calculadoras

Velocidade de vôo dado o coeficiente de momento da dobradiça do elevador
​ LaTeX ​ Vai Velocidade de vôo = sqrt(Momento de dobradiça/(Coeficiente de Momento da Dobradiça*0.5*Densidade*Área do elevador*Acorde de Elevador))
Área do elevador dada o coeficiente de momento da dobradiça
​ LaTeX ​ Vai Área do elevador = Momento de dobradiça/(Coeficiente de Momento da Dobradiça*0.5*Densidade*Velocidade de vôo^2*Acorde de Elevador)
Coeficiente de momento de dobradiça do elevador
​ LaTeX ​ Vai Coeficiente de Momento da Dobradiça = Momento de dobradiça/(0.5*Densidade*Velocidade de vôo^2*Área do elevador*Acorde de Elevador)
Momento da dobradiça do elevador dado o coeficiente de momento da dobradiça
​ LaTeX ​ Vai Momento de dobradiça = Coeficiente de Momento da Dobradiça*0.5*Densidade*Velocidade de vôo^2*Área do elevador*Acorde de Elevador

Coeficiente de momento da dobradiça dada a força de aderência Fórmula

​LaTeX ​Vai
Coeficiente de Momento da Dobradiça = Força de bastão/(Taxa de engrenagem*0.5*Densidade*Velocidade de vôo^2*Acorde de Elevador*Área do elevador)
Che = 𝙁/(𝑮*0.5*ρ*V^2*ce*Se)

Por que as superfícies de controle da aeronave precisam de equilíbrio?

Quando uma aeronave é repintada, o equilíbrio das superfícies de controle deve ser verificado. Qualquer superfície de controle desequilibrada é instável e não permanece em uma posição alongada durante o vôo normal.

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