Metodo de Anderson Para Cl Del Ala

Método de Anderson

Determinación del Coeficiente Coefic iente de sustentación del ala para la aeronave Cessna 402 por medio de método de Anderson. Como primer punto para la realización de este método, obtendremos la cuerda de la semi ala para las diferentes estaciones de esta misma, se realizará por medio de realizar un dibujo a escala y obtener las cuerdas por una simple regla de 3.

Posteriormente se leerán los datos de La y Lb por tabla, teniendo en cuenta que:  



 

1.05 1.77

 



 0.59 ≈ 0.6 (13.45)  20.98

≈8

(1.15))  0.05   1. 1.2 2  (1.15

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Método de Anderson

Pendiente de levantamiento para los perfiles  

NACA 2308 Cl vs α

 −  −



.−. −

 0.10

2.5 2 1.5 1 0.5 0 -10

-5

-0.5

0

5

10

15

20

25

-1

 

NACA 23015 Cl - α 2

     



1.2515  0.8131 10  6

 0.10

1.5 1

*como podemos observar el valor de las pendientes para el perfil de raíz y de punta es el mismo.

0.5 0 -10

0 -0.5 -1

10

20

30





Método de Anderson

NACA0012 CL-ALPHA 2

 

1.5

     



1.1233  0.6708 10  6

 0.11

1 0.5 0 -20

-10

0

10

20

30

-0.5 -1 -1.5

Ahora tomare tomare el factor factor E leído leído de grafica Tomando en cuenta que  



1.05 1.77

 0.59 ≈ 0.6

Por lo tanto E=1.05

Teniendo en cuenta los datos anteriores y los coeficientes de levantamiento máximo para cada perfil de la aeronave los cuales son:  

Para el perfil NACA 23018 (raíz) Cl max= 1.94 Para el perfil NACA 23015 (punta) Cl max= 1.85

Con todos estos valores procederemos a realizar la tabla para la gráfica de Cl





Método de Anderson

Cl - es estac tación ión 2.5

2

1.5

1

0.5

0 0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

Con un punto, de tangencia a la línea de Cl máximos, con un valor de 1.735 el cual nos da el valor del Cl máximo para el ala completa. Una vez conociendo el Cl max del ala, podemos realizar la grafica Cl vs ángulo de ataque para el ala, por medio de la formula   

 57.3 1+  

Donde f será un valor obtenido por la grafica





Método de Anderson

Teniendo como valor f=0.99 para el alargamiento anteriormente calculado.

  

 0.095238  0.99 ∗  0.078 57.3 57.3 ∗ 0.95 0.9523 238 8 57.3 1+ 1+    ∗ 8.5

Ahora obtendremos obtendremos el ángulo ángulo de cero levantamiento levantamiento para el ala que que será el promedio del ángulo de cero levantamiento del perfil de raíz y el perfil de punta. =   =  + 

Donde J lo obtendremos de otra grafica Donde obtendremos un valor de J = 0.43

 =  1.20  =  1.15





Método de Anderson

Contando con la pendiente de levantamiento y el ángulo de cero levantamiento para el ala podemos realizar la gráfica, sin embargo la zona del ángulo de entrada en perdida no será muy confiable debido a que este método no nos permite predecir dicha zona, por lo tanto se analizarán la zona de entrada en perdida de las gráficas de Cl vs ángulo de ataque de los perfiles y se tratará de proyectar una curva parecida a la grafica del ala, ya que las características del perfil las hereda el ala.

NACA 23015 Cl-α 2 1.8 1.6 1.4 1.2 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0 0

5

10

15

20

25

30

NACA 23018 CL VS α 2 1.8 1.6 1.4 1.2 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0 0

5

10

15

20

25

30

35







Método de Anderson

Cl ala - α 2

1.5

1

0.5

0 -10

-5

0

5

10

15

20

25

30

-0.5

De esta manera obtenemos la grafica mencionada, con un margen de error en la zona marcada. Repetiremos este mismo procedimiento para el estabilizador de la aeronave con el perfil aerodinámico ya mencionado NACA 0012. Con las siguientes características del estabilizador horizontal Cr = 1.34 Cp = 0.8 b = 5.3m S = 4.02m^2 TR = 0.6 AR = 4.77 Factor E para el estabilizador





Método de Anderson

  

 0.104  0.9 0.99 9∗  0.07566 57.3 57.3 ∗ 0.104 0.104 57.3 1+ 1+  ∗ 4.77  

Y tenemos un ángulo de cero levantamiento para el perfil de 0 por ser simétrico =  0

Con estos valores y observando la gráfica de Cl – Alpha del perfil realizaremos la grafica de Cl vs Alpha para el estabilizador horizontal de la aeronave. Además realizamos realizamos la gráfica Cl Cl vs estación para conocer el Cl

2





Método de Anderson

NACA0012 CL-ALPHA 2

1.5

1

0.5

0 -20

-10

0

10

20

30

-0.5

-1

-1.5

Cl-Alpha Estabilizador horizontal 2

1.5

1

Metodo de Anderson Para Cl Del Ala

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