Calculo de la polar de un avión

IPN ESIME TICOMÁN ACADEMIA DE AERODINÁMICA

2. PREPARACIÓN DE LA INFORMACIÓN INICIAL. Con base al dibujo del avión, llenar la Tabla No. 1 con las características correspondientes. Tabla No. 1

PRINCIPALE CARACTER!TICA "E#$%TRICA &EL A'I(N CARACTER!TICA "E#$%TRICA &E PLAN# C)RRENTIL!NE#. &ECRIPCI(N )PER+ICIE

!$*#L# +(R$)LA  )NI&A&E S

)PER+ )PER+ICI ICIE E #C)PA& #C)PA&A A P#R EL +)ELA/E

Sof

)PER+ )PER+ICI ICIE E #C)PA& #C)PA&A A P#R EL CARENA&# &EL $#T#R  &EL N#TA 1 TREN &E ATERRI-A/E N#TA 1

Scar

EN'ER"A&)RA

E

EN'ER"A&)RA IN C#NTAR EL +)ELA/E

E sf sf

ALAR"A$IENT# 0AR

C o

C)ER&A &E E3TRE$# 0P)NTA 0P)NTA

C e

ETA*ILI-A&#R 'ERTICAL

η = C o /C e

C)ER&A "E#$%TRICA $E&IA 4N")L# &E +LECA&# A 5 &E LA C)ER&A EPE#R RELATI'# &EL PER+IL

ETA*ILI-A&#R #RI-#NTAL

AR= E 2 / S

C)ER&A RA!-2

C#NICI&A&

ALA

C m Λ 5

e =

em C m

(1776 )

CARACTER!TICA "E#$%TRICA &E C)ERP# &E RE'#L)CI(N &ECRIPCI(N

!$*#L#, +(R$)LA  )NI&A&E LCR

+)ELA/E

CARENA&# CARENA&# &EL TREN &EL $#T#R &E ATERRI-A/E

L#N"IT)& &I4$ &I4$ET ETR# R# &E LA ECCI ECCI(N (N DSTM TRAN'ERAL $43I$A ALAR"A$IENT# AR CR AR CR =LCR /DSTM CR CR =L )PE )PER+ R+IICIE CIE &E LA ECC ECCII(N SSTM TRAN'ERAL $43I$A

1

Los carenados deber8n to9arse en cuenta :nica9ente cuando ocupan parte de la super;icie alar. En aviones aje ?ueda oculto en el ala, en estos casos @sta ;ila podr8 supri9irse en la tabla del reporte ;inal pero solo en la sección de planos currentilíneos. 2 La cuerda raí> se debe 9edir en el eje de si9etría del ;uselaje del avión. Para los 9ecanis9os ipersustentadores, la 9a, eBtre9o = 9edia es la 9is9a, = es proporcional a la C m del ala co9o se indica 9as adelante. CA POLAR JAHT

1


3. CÁLCULO DE LA POLAR AUXILIAR. (ALA LIMPIA: CON MECANISMOS HIPERSUSTENTADORES Y TREN DE ATERRIZAJE RETRAÍDOS). Es conveniente iniciar el c8lculo con el caso 98s si9ple, con el tren de aterri>aje retraído, sin utili>ar los 9ecanis9os ipersustentadores, volando a la velocidad de aterri>aje = despreciando la co9presibilidad del aire. e considera ta9bi@n ?ue el avión vuela con altura cero 0nivel del 9ar, pero sin to9ar en consideración el e;ecto sueloD. La polar auBiliar, construida a partir de las consideraciones anteriores, nos sirve de base para construir las polares correspondientes a las di;erentes etapas de vuelo.

3.1 D!"#$%&'$%  *& +*,'$&  &!""$-&. i dispone de este dato puede o9itir este punto = continuar con el 3.2, solo aaje puede ser deter9inada por la ;or9ula aproBi9ada V at

=

F

W at S

K .... 01

&onde V at G velocidad de aterri>aje, en 9etrosHseaje en <. S G super;icie alar, en 9etros. K G constante para el 9anejo di9ensionalJ K K1

m

L

kg ⋅ s2

El peso al aterri>aje se calcula con la ;ór9ula Wat = Wdesp − 7.MW comb W desp G peso al despe
asta 27 de 27 a 7 de 7 a M7 de M7 a 127 98s de 127

W comb , 6O T)R*#RREACT#R T)R*#%LICE 2 27 F7 2 F F7 7 F  7

CA POLAR JAHT

2


/ CONSTRUCCIÓN DE LAS 0RÁFICAS /.1 C,%!"''$%  *& C"+&  S!%!&'$%. (C,$'$%!  !%!&'$% , *+&%!&#$%!, C L % %'$% * 4%5*,  &!&6 α ) C L = f 0α  CL &

CL9aB

E

C

7.MCL9aB *

CLQ

&ibujo 1A

A

α, α7L

αR

7

"r8;ica

C L

°

αcr

= f 0α 

7Curva de ustentaciónD

Para valores de C L 9enores a 7.M C L⋅max , 0 C L⋅max G coe;iciente de levanta9iento 98Bi9o, C L depende lineal9ente de α 0se<9ento AC, &ibujo 1, = se deter9ina por la ;ór9ula C L = C L 0α − α 7 L  .... 02 &onde C L G cociente del coe;iciente de levanta9iento con respecto al 8n
α

α

C L se deter9ina con la ;ór9ula C L α

=

2π ARef 0 P ⋅ ARef + 2PT.F

.... 0F

ARef G alar
F


P 2 J P G perí9etro del alaJ E U enver
k Λ S i

1+

.... 0 S

AR G alar
k Λ G coe;iciente ?ue depende del 8naje, etc. en el ala. S i=S of +S car El se<9ento lineal de la ;unción 02 se deter9ina con dos puntos, A = * 0dib. 1. El punto A corresponde al 8nar una recta ?ue corte con la ori>ontal &E. El punto E tienen por coordenadas EK0α cr , C L⋅max  El 8n
= ∆α cr +

C Lmax α

C L

+ α 7 L ....

0

∆α cr K2S...FS

C Lmax G coe;iciente de levanta9iento 98Bi9o 1 + cos Λ 1  .... 0X C L 9aB = C  9aB perf k η 2 C Lmaxper f G coe;iciente de levanta9iento 98Bi9o del per;il, se deter9ina para la cuerda 9edia

C m con a=uda del dibujo No. F, en este dibujo el N:9ero de Re=nolds ReK

Vat C m ν !

=

, siendo ν ! = 7 el

7

coe;iciente de viscosidad cine98tica al nivel del 9ar. k η G coe;iciente ?ue depende de la conicidad, se deter9ina con el dib. No. . La conicidad se deter9ina con la si
C o C e

J donde

C o G cuerda a la raí>. C e G cuerda eBtre9o

NOTA: e debe

0Ele
C "i G coe;iciente. de resistencia inducida

C "i

=

C L

π ⋅ ARef

01 + k fa  .... 011

k fa G coe;iciente ?ue considera la ;or9a del ala en el plano, se obtiene del &ib. [.

C L se obtiene para cada 8n
la
C L del ala

∆C "P =

f 0C L  , se obtiene del &ib. M, donde C L =

C L C Lmax

.

Los resultados obtenidos deben presentarse en la tabla No. . e debe
C L

C "i C " C L C "

Con los datos de la tabla No.  construir la
C&7

α 7L

α ,S

7 &I*)/# 1*

CA POLAR JAHT




"r8;ica C "

=

f 0α  7Curva de ResistenciaD

CA POLAR JAHT

X


/.3 C,%!"''$%  *& P,*&" A8$*$&" (,  A*& L$#9$&) C L $s ⋅ C "

Con los datos de la tabla No. , construir la polar auBiliar.

NOTA: e debe ando una recta ?ue pasa por el ori
C L C "

= f 0α 

Con a=uda de la Tabla No.  construir la curva de ;inesa auBiliar indicando el valor de la ;inesa aerodin89ica ópti9a 0punto 98Bi9o en el eje =D obtenida co9o se indica en el punto anterior.

NOTA: e debe
CA POLAR JAHT




ANEXOS k

DIUJO 2

Λ

1.7 7.[ 7.M 7. 7.X 7. 7. 7.F 7.2 7.1 7 17

27

F7

7

7

<=

X7

1;/

C L max perf DIUJO 3

2.

2.7

e K M6 126 1X6 276

1.

1.7

7.

7

1

2



X

M

17

12

1

R < 1>?

Si el R obtenido es mayor a 16X10 6, utilizar este valor para leer el Dibujo 3 Λ ¼

-

ángulo de le!"ado del ala, medido en grados a # de la !uerda$

CA POLAR JAHT

M


k

η

DIUJO /

7.[ 7.[F 7.[2 7.[1

7.[7 7.M[ 7.MM 7.M

η

7.MX 7

1

2

F





η U conicidad del ala.

DIUJO @

"r8;ica 2C; K ; 0 Re, 3 T  para $a ≈ 7

CA POLAR JAHT

[


DIUJO ?

C

3T K 7

1.

3T K 7.2 3T K 7.

1.2

1.7

7.M

7.X 7.

7.2



7

7.72

7.7

7.7X

7.7M

7.17

7.12

C DIUJO B

1.X

1.

1. 1.F

1.2

1.1

AR CR

1.7 2



X

CA POLAR JAHT

M

17

17


&C "P DIUJO  1.

1.F

1.2

1.7

7.M

7.X 7.

7.2

7

7.

7.X

7.

k fa

7.

7.M

7.[

1

CL

DIUJO 

7.17 7.7[ 7.7M 7.7 7.7X 7.7

ARK17

7.7 ARK

7.7F

ARK

7.72 7.71 7

1

2

CA POLAR JAHT

F





%

11

Calculo de la polar de un avión

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