Coeficiente de elevação da cauda para determinado momento de lançamento Calculadora

✖Momento de inclinação devido à cauda é o momento de inclinação da cauda em relação ao centro de gravidade da aeronave.ⓘ Momento de arremesso devido à cauda [M_t]			+10% -10%
✖O braço de momento horizontal da cauda é a distância entre o centro de sustentação da cauda horizontal e o centro de gravidade da aeronave.ⓘ Braço de momento horizontal da cauda [𝒍_t]			+10% -10%
✖Densidade de fluxo livre é a massa por unidade de volume de ar muito a montante de um corpo aerodinâmico em uma determinada altitude.ⓘ Densidade de fluxo livre [ρ_∞]			+10% -10%
✖Velocity Tail refere-se à velocidade no ar ou velocidade do estabilizador horizontal (cauda) de uma aeronave em relação ao ar circundante (vento relativo).ⓘ Cauda de velocidade [V_tail]			+10% -10%
✖A área horizontal da cauda é a área de superfície do estabilizador horizontal de uma aeronave, que fornece estabilidade e controle de inclinação.ⓘ Área Horizontal da Cauda [S_t]			+10% -10%

✖Coeficiente de sustentação da cauda é o coeficiente de sustentação associado (apenas) à cauda de uma aeronave. É uma quantidade adimensional.ⓘ Coeficiente de elevação da cauda para determinado momento de lançamento [CT_lift]

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Fórmula

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Coeficiente de elevação da cauda para determinado momento de lançamento

Fórmula

`"CT"_{"lift"} = -2*"M"_{"t"}/("𝒍"_{"t"}*"ρ"_{"∞"}*"V"_{"tail"}^2*"S"_{"t"})`

Exemplo

`"0.3"=-2*"-218.6644N*m"/("0.801511m"*"1.225kg/m³"*("28.72m/s")^2*"1.8m²")`

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Coeficiente de elevação da cauda para determinado momento de lançamento Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo

Fórmula Usada

Coeficiente de elevação da cauda = -2*Momento de arremesso devido à cauda/(Braço de momento horizontal da cauda*Densidade de fluxo livre*Cauda de velocidade^2*Área Horizontal da Cauda)
CT_lift = -2*M_t/(𝒍_t*ρ_∞*V_tail^2*S_t)
Esta fórmula usa 6 Variáveis

Variáveis Usadas

Coeficiente de elevação da cauda - Coeficiente de sustentação da cauda é o coeficiente de sustentação associado (apenas) à cauda de uma aeronave. É uma quantidade adimensional.
Momento de arremesso devido à cauda - (Medido em Medidor de Newton) - Momento de inclinação devido à cauda é o momento de inclinação da cauda em relação ao centro de gravidade da aeronave.
Braço de momento horizontal da cauda - (Medido em Metro) - O braço de momento horizontal da cauda é a distância entre o centro de sustentação da cauda horizontal e o centro de gravidade da aeronave.
Densidade de fluxo livre - (Medido em Quilograma por Metro Cúbico) - Densidade de fluxo livre é a massa por unidade de volume de ar muito a montante de um corpo aerodinâmico em uma determinada altitude.
Cauda de velocidade - (Medido em Metro por segundo) - Velocity Tail refere-se à velocidade no ar ou velocidade do estabilizador horizontal (cauda) de uma aeronave em relação ao ar circundante (vento relativo).
Área Horizontal da Cauda - (Medido em Metro quadrado) - A área horizontal da cauda é a área de superfície do estabilizador horizontal de uma aeronave, que fornece estabilidade e controle de inclinação.

ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base

Momento de arremesso devido à cauda: -218.6644 Medidor de Newton --> -218.6644 Medidor de Newton Nenhuma conversão necessária
Braço de momento horizontal da cauda: 0.801511 Metro --> 0.801511 Metro Nenhuma conversão necessária
Densidade de fluxo livre: 1.225 Quilograma por Metro Cúbico --> 1.225 Quilograma por Metro Cúbico Nenhuma conversão necessária
Cauda de velocidade: 28.72 Metro por segundo --> 28.72 Metro por segundo Nenhuma conversão necessária
Área Horizontal da Cauda: 1.8 Metro quadrado --> 1.8 Metro quadrado Nenhuma conversão necessária

ETAPA 2: Avalie a Fórmula

Substituindo valores de entrada na fórmula

CT_lift = -2*M_t/(𝒍_t*ρ_∞*V_tail^2*S_t) --> -2*(-218.6644)/(0.801511*1.225*28.72^2*1.8)

Avaliando ... ...

CT_lift = 0.299999911426611

PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída

0.299999911426611 --> Nenhuma conversão necessária

RESPOSTA FINAL

0.299999911426611 ≈ 0.3 <-- Coeficiente de elevação da cauda

(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

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Créditos

Criado por Vinay Mishra

Instituto Indiano de Engenharia Aeronáutica e Tecnologia da Informação (IIAEIT), Pune

Vinay Mishra criou esta calculadora e mais 300+ calculadoras!

Verificado por Maiarutselvan V

PSG College of Technology (PSGCT), Coimbatore

Maiarutselvan V verificou esta calculadora e mais 300+ calculadoras!

< 15 Contribuição Asa-Cauda Calculadoras

Coeficiente de elevação da cauda para determinado coeficiente de momento de lançamento

Vai Coeficiente de elevação da cauda = -(Coeficiente de momento de inclinação da cauda*Área de Referência*Acorde Aerodinâmico Médio/(Eficiência da cauda*Área Horizontal da Cauda*Braço de momento horizontal da cauda))

Coeficiente de elevação da cauda para determinado momento de lançamento

Vai Coeficiente de elevação da cauda = -2*Momento de arremesso devido à cauda/(Braço de momento horizontal da cauda*Densidade de fluxo livre*Cauda de velocidade^2*Área Horizontal da Cauda)

Coeficiente de elevação da cauda da combinação asa-cauda

Vai Coeficiente de elevação da cauda = Área de Referência*(Coeficiente de elevação-Coeficiente de sustentação da asa)/(Eficiência da cauda*Área Horizontal da Cauda)

Eficiência de cauda para coeficientes de elevação dados

Vai Eficiência da cauda = Área de Referência*(Coeficiente de elevação-Coeficiente de sustentação da asa)/(Coeficiente de elevação da cauda*Área Horizontal da Cauda)

Área da cauda para determinada eficiência da cauda

Vai Área Horizontal da Cauda = Área de Referência*(Coeficiente de elevação-Coeficiente de sustentação da asa)/(Coeficiente de elevação da cauda*Eficiência da cauda)

Coeficiente de sustentação total da combinação asa-cauda

Vai Coeficiente de elevação = Coeficiente de sustentação da asa+(Eficiência da cauda*Área Horizontal da Cauda*Coeficiente de elevação da cauda/Área de Referência)

Coeficiente de elevação da asa da combinação asa-cauda

Vai Coeficiente de sustentação da asa = Coeficiente de elevação-(Eficiência da cauda*Área Horizontal da Cauda*Coeficiente de elevação da cauda/Área de Referência)

Ângulo de incidência da cauda

Vai Ângulo de incidência da cauda = Ângulo de Ataque Horizontal da Cauda-Ângulo de ataque da asa+Ângulo de incidência da asa+Ângulo de lavagem descendente

Ângulo de incidência da asa

Vai Ângulo de incidência da asa = Ângulo de ataque da asa-Ângulo de Ataque Horizontal da Cauda-Ângulo de lavagem descendente+Ângulo de incidência da cauda

Ângulo de ataque na cauda

Vai Ângulo de Ataque Horizontal da Cauda = Ângulo de ataque da asa-Ângulo de incidência da asa-Ângulo de lavagem descendente+Ângulo de incidência da cauda

Ângulo de ataque da asa

Vai Ângulo de ataque da asa = Ângulo de Ataque Horizontal da Cauda+Ângulo de incidência da asa+Ângulo de lavagem descendente-Ângulo de incidência da cauda

Ângulo de downwash

Vai Ângulo de lavagem descendente = Ângulo de ataque da asa-Ângulo de incidência da asa-Ângulo de Ataque Horizontal da Cauda+Ângulo de incidência da cauda

Elevação total da combinação asa-cauda

Vai Força de elevação = Elevação devido à asa+Elevação devido à cauda

Elevação devido apenas à cauda

Vai Elevação devido à cauda = Força de elevação-Elevação devido à asa

Elevação devido apenas à asa

Vai Elevação devido à asa = Força de elevação-Elevação devido à cauda

Coeficiente de elevação da cauda para determinado momento de lançamento Fórmula

O que significa aft CG?

O limite posterior do CG é a posição mais recuada na qual o CG pode ser localizado para a manobra ou operação mais crítica. Conforme o CG se move para trás, ocorre uma condição menos estável, o que diminui a capacidade da aeronave de se endireitar após manobras ou turbulência.

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