Utilizador:
Controle de tom
Storyboard 
O controle de arfagem é o mecanismo que permite levantar ou abaixar o nariz da aeronave, sendo essencial para o movimento de subida ou descida. Esse controle é realizado através da geração de sustentação pelos profundores, localizados nas pequenas asas próximas à cauda da aeronave. Essa força de sustentação gera um torque, responsável por fazer a aeronave girar em torno de um eixo imaginário, paralelo às asas principais, conhecido como eixo de arfagem.
ID:(2113, 0)
Controle de tom
Conceito
Para inclinar o nariz da aeronave para cima ou para baixo, são utilizados os elevadores. Ambos são empregados de forma simétrica para gerar um efeito la força nos elevadores ($F_e$) simétrico. Colocando-os na cauda da aeronave, alcança-se uma ($$) maior eficácia ao posicioná-los próximo ao centro de massa. Isso proporciona controle suficiente para elevar ou baixar o nariz da aeronave.
Em aeronaves mais antigas, o controle dos ailerons traseiros é realizado através de um manche, onde empurrar para a frente faz o nariz da aeronave descer, e puxar para trás eleva o nariz. Nas aeronaves da família Airbus, esse controle é feito com um joystick.
No caso das aves, existe uma solução semelhante, embora neste caso, a cauda não seja interrompida por um leme.
ID:(15161, 0)
Massa da asa
Descrição
La massa da asa ($m_w$) pode ser aproximado como o volume de um paralelepípedo retângulo multiplicado pela densidade da aeronave:
O volume, portanto, pode ser calculado a partir de la superfície que gera sustentação ($S_w$) e la altura da asa ($d$).
Assim, la massa da asa ($m_w$) é determinado utilizando o densidade corporal da aeronave ($\rho_a$), la superfície que gera sustentação ($S_w$) e la altura da asa ($d$), da seguinte maneira:
| $ m_w = \rho_a S_w d $ |
ID:(15989, 0)
Momento de inércia para lançamento
Descrição
O momento de inércia do eixo da asa ($I_e$) pode ser aproximado como o momento de inércia de um cilindro que representa o corpo da aeronave, rotacionando em torno de um eixo perpendicular ao eixo do cilindro, que é paralelo às asas:
Como o largura da asa ($w$) é muito menor que o distância ao longo da asa ($l$), o termo envolvendo $w^2$ pode ser desprezado, focando apenas em la massa corporal da aeronave ($m_p$) e no termo com o distância ao longo da asa ($l$) ao quadrado.
Portanto, o momento de inércia do eixo da asa ($I_e$) é calculado a partir de la massa corporal da aeronave ($m_p$) e o distância ao longo da asa ($l$), da seguinte maneira:
 $ I_e = \displaystyle\frac{1}{12} m_p l ^2$ |
ID:(15991, 0)
Modelo
Top
Parâmetros
Variáveis
Cálculos
para 
, depois, selecione a variável: 
para 
Cálculos
Cálculos
Variáve 
Dado Calcular 
Objetivo : Equação A ser usado 
Equações
$ C_L = c \alpha $
C_L = c * alpha
$ d_e = \displaystyle\frac{ l }{2}$
d_e = l /2
$ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_e C_L v ^2$
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2
$ I_e = \displaystyle\frac{1}{12} m_p l ^2$
I_e = m_p * l ^2/12
$ m_p = \rho_a S_p l $
m_p = rha_a * S_p * l
$ T_e = d_e F_L $
T_e = d_e * F_e
$ T_e = I_e \alpha_e $
T_e = I_e * alpha_e
ID:(15172, 0)
Força gerada pelo arremesso
Equação
| $ T_e = d_e F_L $ |
| $ T_e = d_e F_e $ |
ID:(15163, 0)
Torque de passo
Equação
| $ T_e = I_e \alpha_e $ |
ID:(15166, 0)
Sustentação
Equação
Para gerar uma pressão maior abaixo do que acima da asa e gerar sustentação, utiliza-se o princípio de Bernoulli, corrigindo a falta de conservação da densidade de energia com um coeficiente de elevação ($C_L$). A pressão sobre a asa, la força de elevação ($F_L$), pode ser estimada usando la densidade ($\rho$), la superfície que gera sustentação ($S_w$), o coeficiente de elevação ($C_L$) e la velocidade em relação ao meio ($v$) através da seguinte fórmula:
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_e C_L v ^2$ |
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
La força de elevação ($F_L$), juntamente com la envergadura das asas ($L$), la densidade ($\rho$), o fator de velocidade máxima da asa ($c_t$), o fator de velocidade inferior da asa ($c_b$), la comprimento superior da asa ($l_t$), la comprimento inferior da asa ($l_b$) e la velocidade em relação ao meio ($v$), encontra-se em
| $ F_L = \rho L ( c_b l_b - c_t l_t ) v ^2$ |
Se considerarmos la superfície que gera sustentação ($S_w$), definido por la envergadura das asas ($L$), la comprimento superior da asa ($l_t$) e la comprimento inferior da asa ($l_b$),
| $ S_w = \displaystyle\frac{1}{2} L ( l_t + l_b )$ |
e para o coeficiente de elevação ($C_L$), definido como
| $ C_L = 4\displaystyle\frac{ c_t l_t - c_b l_b }{ l_t + l_b }$ |
obtemos
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
ID:(4417, 0)
Constante de elevação
Equação
A partir de medições, conclui-se que o coeficiente de sustentação $C_L$ é proporcional ao ângulo de ataque $\alpha$:
| $ C_L = c \alpha $ |
Após um certo ângulo, a curva diminui até chegar a zero. Isso ocorre porque acima desse ângulo crítico, os redemoinhos cobrem completamente a superfície superior da asa, levando à perda de sustentação. Esse fenômeno é conhecido como \"stall\" (estol em português).
ID:(4441, 0)
Momento de inércia para lançamento
Equação
La massa da asa ($m_w$) é calculado a partir de la massa corporal da aeronave ($m_p$) e ($$)10333
| $ I_e = \displaystyle\frac{1}{12} m_p l ^2$ |
ID:(15987, 0)
Massa corporal da aeronave
Equação
La massa corporal da aeronave ($m_p$) é calculado a partir de o densidade corporal da aeronave ($\rho_a$), o perfil total do objeto ($S_p$) e o distância ao longo da asa ($l$), da seguinte forma:
| $ m_p = \rho_a S_p l $ |
ID:(15985, 0)
Braço de força de elevadores
Equação
La centro de distância de massa e elevadores ($d_e$) é definido como a metade de o distância ao longo da asa ($l$), expressado da seguinte maneira:
| $ d_e = \displaystyle\frac{ l }{2}$ |
ID:(15994, 0)