Se você conhece a velocidade de rolagem em uma determinada velocidade de vôo, você pode calcular a eficácia do aileron e usá-la para calcular as forças. A velocidade final de laminação é atingida quando o amortecimento e o momento de rolamento induzido pelo aileron alcançam um equilíbrio: $ c_ {l \ xi} \ cdot \ frac {\ xi_l - \ xi_r} {2} = -c_ {lp} \ cdot \ frac {p \ cdot b} {2 \ cdot v_ \ infty} $$ Assim, a eficácia do seu aileron é: $ c_ {l \ xi} = -c_ {lp} \ cdot \ frac {p \ cdot b} {v_ \ infty \ cdot (\ xi_l - \ xi_r)} O termo de amortecimento de rolagem é para unswept wings $$ c_ {lp} = - \ frac {1} {4} \ cdot \ frac {\ pi \ cdot AR} {\ sqrt {\ frac {AR ^ 2} {4} + 4} +2} $$ e o momento por aileron agora é $$ M = c_ {l \ xi} \ cdot \ xi \ cdot S_ {ref} \ cdot b \ cdot q_ \ infty $$ Calcule o momento para cada aileron separadamente; Normalmente, os ângulos de deflexão da esquerda e da direita não são exatamente opostos, o que ajuda a reduzir as forças do braço.
Se você precisa apenas de uma aproximação, talvez faça assim:
Você primeiro precisa ter todas as dimensões e os ângulos de deflexão. Eu espero que você não tenha polares de sustentação da seção de asas, então você precisa aproximar o aumento de levantamento devido à deflexão do aileron com fórmulas gerais. Isso é $$ c_ {l \ xi} = c_ {l \ alpha} \ cdot \ sqrt {\ lambda} \ cdot \ frac {S_ {aileron}} {S_ {ref}} \ cdot \ frac {y_ {aileron} } {b} $$
e o momento por aileron agora é $ M = c_ {l \ xi} \ cdot \ xi \ cdot S_ {ref} \ cdot b \ cdot q_ \ infty = c_ {l \ alpha} \ cdot \ sqrt {\ lambda} \ cdot \ xi \ cdot S_ {aileron} \ cdot y_ {aileron} \ cdot q_ \ infty $$
Nomenclatura:
$ p \: \: \: \: \: \: \: \: $ velocidade de rolagem sem dimensão (= $ \ omega_x \ cdot \ frac {b} {2 \ cdot v_ \ infty} $). $ \ omega_x $ é a taxa de rotação em radianos por segundo.
$ b \: \: \: \: \: \: \: \: $ wing span
Aumento de elevação de $ c_ {l \ xi} \: \: \: \: \: \: $ aileron com ângulos de deflexão $ \ xi $
$ \ xi_ {l, r} \: \: \: \: \: $ ângulos de deflexão do aileron esquerdo e direito (em radianos)
$ c_ {lp} \: \: \: \: \: $ roll damping
$ c_ {l \ alpha} \: \: \: \: \: $ gradiente do coeficiente de sustentação da asa sobre o ângulo de ataque. Veja esta resposta sobre como calcular
$ \ pi \: \: \: \: \: \: \: \: $ 3.14159 $ \ dots $
Proporção de $ AR \: \: \: \: \: $ da asa
$ \ lambda \: \: \: \: \: \: \: \: $ relativo aileron acorde
$ S_ {aileron} \: $ Área de superfície da parte equipada com aileron da asa
$ S_ {ref} \: \: \: \: \: $ Área de referência (normalmente a área das asas)
$ y_ {aileron} \: $ centro spanwise da parte equipada com aileron da asa
$ v_ \ infty \: \: \: \: \: $ true velocidade de voo
$ q_ \ infty \: \: \: \: \: $ pressão dinâmica
Dependendo do comprimento relativo da corda do aileron, esta fórmula é boa para deflexões máximas de 20 ° de um aileron de acordes de 20% ou 15 ° de deflexão de um aileron de acordes de 30%. Lembre-se: Esta é uma estimativa aproximada para asas retas.