Coeficiente de elevação para determinada taxa de giro Solução

ETAPA 0: Resumo de pré-cálculo
Fórmula Usada
Coeficiente de elevação = 2*Peso da aeronave*(Taxa de giro^2)/(([g]^2)*Densidade de fluxo livre*Fator de carga*Área de referência)
CL = 2*W*(ω^2)/(([g]^2)*ρ*n*S)
Esta fórmula usa 1 Constantes, 6 Variáveis
Constantes Usadas
[g] - Gravitationsbeschleunigung auf der Erde Valor considerado como 9.80665
Variáveis Usadas
Coeficiente de elevação - O Coeficiente de Elevação é um coeficiente adimensional que relaciona a sustentação gerada por um corpo de elevação com a densidade do fluido ao redor do corpo, a velocidade do fluido e uma área de referência associada.
Peso da aeronave - (Medido em Newton) - O peso da aeronave é o peso total da aeronave em qualquer momento durante o voo ou operação em solo.
Taxa de giro - (Medido em Radiano por Segundo) - Turn Rate é a taxa na qual uma aeronave executa uma curva expressa em graus por segundo.
Densidade de fluxo livre - (Medido em Quilograma por Metro Cúbico) - A densidade de fluxo livre é a massa por unidade de volume de ar a montante de um corpo aerodinâmico em uma determinada altitude.
Fator de carga - O fator de carga é a relação entre a força aerodinâmica na aeronave e o peso bruto da aeronave.
Área de referência - (Medido em Metro quadrado) - A Área de Referência é arbitrariamente uma área característica do objeto que está sendo considerado. Para uma asa de aeronave, a área planform da asa é chamada de área de asa de referência ou simplesmente área de asa.
ETAPA 1: Converter entrada (s) em unidade de base
Peso da aeronave: 1800 Newton --> 1800 Newton Nenhuma conversão necessária
Taxa de giro: 1.14 Grau por Segundo --> 0.0198967534727316 Radiano por Segundo (Verifique a conversão aqui)
Densidade de fluxo livre: 1.225 Quilograma por Metro Cúbico --> 1.225 Quilograma por Metro Cúbico Nenhuma conversão necessária
Fator de carga: 1.2 --> Nenhuma conversão necessária
Área de referência: 5.08 Metro quadrado --> 5.08 Metro quadrado Nenhuma conversão necessária
ETAPA 2: Avalie a Fórmula
Substituindo valores de entrada na fórmula
CL = 2*W*(ω^2)/(([g]^2)*ρ*n*S) --> 2*1800*(0.0198967534727316^2)/(([g]^2)*1.225*1.2*5.08)
Avaliando ... ...
CL = 0.0019844700116055
PASSO 3: Converta o Resultado em Unidade de Saída
0.0019844700116055 --> Nenhuma conversão necessária
RESPOSTA FINAL
0.0019844700116055 0.001984 <-- Coeficiente de elevação
(Cálculo concluído em 00.004 segundos)

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 Shikha Maurya
Instituto Indiano de Tecnologia (IIT), Bombay
Shikha Maurya verificou esta calculadora e mais 200+ calculadoras!

25 Manobra de alto fator de carga Calculadoras

Taxa de giro para determinado coeficiente de sustentação
Vai Taxa de giro = [g]*(sqrt((Área de referência*Densidade de fluxo livre*Coeficiente de elevação*Fator de carga)/(2*Peso da aeronave)))
Taxa de giro para determinado carregamento de asa
Vai Taxa de giro = [g]*(sqrt(Densidade de fluxo livre*Coeficiente de elevação*Fator de carga/(2*Carregamento de Asa)))
Coeficiente de elevação para determinada taxa de giro
Vai Coeficiente de elevação = 2*Peso da aeronave*(Taxa de giro^2)/(([g]^2)*Densidade de fluxo livre*Fator de carga*Área de referência)
Coeficiente de elevação para determinado raio de giro
Vai Coeficiente de elevação = Peso da aeronave/(0.5*Densidade de fluxo livre*Área de referência*[g]*Raio de giro)
Raio de giro para determinado coeficiente de sustentação
Vai Raio de giro = 2*Peso da aeronave/(Densidade de fluxo livre*Área de referência*[g]*Coeficiente de elevação)
Carregamento da asa para determinada taxa de curva
Vai Carregamento de Asa = ([g]^2)*Densidade de fluxo livre*Coeficiente de elevação*Fator de carga/(2*(Taxa de giro^2))
Coeficiente de levantamento para determinada carga alar e raio de giro
Vai Coeficiente de elevação = 2*Carregamento de Asa/(Densidade de fluxo livre*Raio de giro*[g])
Carregamento de asa para determinado raio de giro
Vai Carregamento de Asa = (Raio de giro*Densidade de fluxo livre*Coeficiente de elevação*[g])/2
Raio de curva para determinada carga alar
Vai Raio de giro = 2*Carregamento de Asa/(Densidade de fluxo livre*Coeficiente de elevação*[g])
Velocidade para determinado raio de manobra de pull-up
Vai Velocidade = sqrt(Raio de giro*[g]*(Fator de carga-1))
Velocidade dada Raio de manobra pull-down
Vai Velocidade = sqrt(Raio de giro*[g]*(Fator de carga+1))
Velocidade dada Raio de Giro para Fator de Carga Alto
Vai Velocidade = sqrt(Raio de giro*Fator de carga*[g])
Mudança no ângulo de ataque devido à rajada ascendente
Vai Mudança no Ângulo de Ataque = tan(Velocidade da rajada/Velocidade de vôo)
Fator de carga dado raio de manobra de pull-down
Vai Fator de carga = ((Velocidade^2)/(Raio de giro*[g]))-1
Fator de Carga dado Raio de Manobra Pull-UP
Vai Fator de carga = 1+((Velocidade^2)/(Raio de giro*[g]))
Raio de manobra de pull-down
Vai Raio de giro = (Velocidade^2)/([g]*(Fator de carga+1))
Raio de manobra de pull-up
Vai Raio de giro = (Velocidade^2)/([g]*(Fator de carga-1))
Fator de carga para determinado raio de giro para aeronaves de caça de alto desempenho
Vai Fator de carga = (Velocidade^2)/([g]*Raio de giro)
Raio de giro para alto fator de carga
Vai Raio de giro = (Velocidade^2)/([g]*Fator de carga)
Velocidade para determinada taxa de manobra de pull-up
Vai Velocidade = [g]*(Fator de carga-1)/Taxa de giro
Fator de carga dado a taxa de manobra de pull-up
Vai Fator de carga = 1+(Velocidade*Taxa de giro/[g])
Taxa de manobra de pull-down
Vai Taxa de giro = [g]*(1+Fator de carga)/Velocidade
Taxa de manobra de pull-up
Vai Taxa de giro = [g]*(Fator de carga-1)/Velocidade
Fator de carga para determinada taxa de curva para aeronaves de caça de alto desempenho
Vai Fator de carga = Velocidade*Taxa de giro/[g]
Taxa de giro para alto fator de carga
Vai Taxa de giro = [g]*Fator de carga/Velocidade

Coeficiente de elevação para determinada taxa de giro Fórmula

Coeficiente de elevação = 2*Peso da aeronave*(Taxa de giro^2)/(([g]^2)*Densidade de fluxo livre*Fator de carga*Área de referência)
CL = 2*W*(ω^2)/(([g]^2)*ρ*n*S)

O que é guinada adversa?

A guinada adversa é a tendência natural e indesejável de uma aeronave guinar na direção oposta de um rolamento. É causado pela diferença de sustentação e arrasto de cada asa.

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