Se colocó el ángulo de ataque del fuselaje desde -8 hasta 20, sin embargo debido a razones producidas por el perfil del empenaje vertical , se verá que es necesario recortar hasta 9 debido a que el empenaje entra en perdida no así el ala. COLUMNA 2
Se suma al ángulo de ataque el ángulo de incidencia del ala que para este avión es de 4.115°. COLUMNA 3
Se calculara el coeficiente de levantamiento del ala para lo que se requiere la siguiente información: SEMIENVERGADURA ALA
Cl=Clb+CLCla
Estación
y (m)
Cuerda (m)
Lb
La
Clb
Cla
CL=1.145
0
0
2.09
-0.291
1.344
0.00172886
0.96286597
1.104210389
0.2
1.303
1.8599519
-0.204
1.261
0.02657042
1.01514067
1.188906482
0.4
2.606
1.6272361
-0.017
1.138
0.00253086
1.04713951
1.201505597
0.6
3.909
1.3945203
0.12
0.972
-0.02084617
1.04364856
1.174131429
0.8
5.212
1.1618045
0.18
0.748
-0.03753266
0.96400969
1.066258429
0.9
5.8635
1.0454466
0.179
0.579
-0.04147831
0.8292578
0.908021864
0.95
6.18925
0.98726765
0.146
0.446
-0.03582514
0.67641434
0.738669283
0.975
6.352125
0.95817818
0.1
0.328
-0.02528271
0.51255494
0.561592695
Grafica CL vs Estación.
1.4 1.2 1 L C
0.8 0.6
CLMAX del perfil
0.4
CL=1.145
0.2 0 0
0.5
1 Estacion
1.5
De la gráfica anterior se obtiene el CLMAX del ala. CLMAX=1.145 Del libro “theory of wing sección” Abbott se obtienen los valores de Cl del perfil que compone el
ala (NACA 23012), con los puntos se grafica Cl vs α del perfil, se observa que para este caso el Clmax del perfil es de 1.2, a partir de este valor inicia la zona de desplome, la cual nos servir á para calcular la zona de desplome de la gr áfica Cl vs α del Ala.
Con la siguiente formula se calculara la pendiente del ala:
aala
ae f 57.3* ae 1 * A
Pendiente de levantamiento del ala
ae
0.064
A
8.7
Conicidad (λ)
0.446
f
0.998
aala
0.056315
Se calcula el ángulo de 0 levantamiento:
L 0ala
L 0 perfil J
L 0ala
1.5 ( .38* 2.528) .539 °
PERFIL Angulo
ALA
CL
angulo
CL
-8
-0.9003
-8
-0.2007
-7
-0.7836
-7
-0.1407
-6
-0.6669
-6
-0.0807
-5
-0.5502
-5
-0.0207
-4
-0.4335
-4
0.0393
-3
-0.3168
-3
0.0993
-2
-0.2001
-2
0.1593
-1
-0.0834
-1
0.2193
0
0.0333
0
0.2793
1
0.15
1
0.3393
2
0.2667
2
0.3993
3
0.3834
3
0.4593
4
0.5001
4
0.5193
5
0.6168
5
0.5793
6
0.7335
6
0.6393
7
0.8502
7
0.6993
8
0.9669
8
0.7593
9
1.0836
9
0.8193
10
1.2003
10
0.8793
11
1.3
11
0.9393
12
1.39
12
0.9993
13
1.48
13
1.0593
14
1.55
14
1.1193
15
1.65
15
1.1793
16
1.7
16
1.1450
17
1.77
17
1.1250
18
1.8
18
1.1250
19
1.77
19
1.1250
20
1
20
1.1250
21
1.1250
22
1.1250
23
1.1250
24
1.1250
25
1.1250
Grafica CL vs α del perfil y del ala.
2 1.5 1 0.5 PERFIL
L C
0 -10
-5
ALA 0
5
10
15
20
25
30
-0.5 -1 -1.5 Angulo de ataque
COLUMNA 4
Se debe obtener el coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma el ala, esto se realiza con la graficas de CD vs Cl, localizada en el libro “theory of wing sección” Abbott, con los datos de cl del perfil a sus respectivos ángulos COLUMNA 5
Calcular la resistencia al avance inducida:
C DiA
C lA2
* A * e PARAMETRO
VALOR
C lA
(columna 3)
A (alargamiento del ala)
8.7 .985
e
Del libro “theory of wing sección” Abbott, se obtiene el valor e.
COLUMNA 6
Esta columna se genera sumando la columna 4 y la columna 5.
COLUMNA 7
KC LA
0.3
( A0.725
3* Cam
l
).25
Parámetro K (Constante empenaje T)
C LA
(conicidad del ala) A (Alargamiento del ala)
Cam (Cuerda aerodinámica media del ala) l (distancia entre centros aerodinámicos ala y
Valor 20 Columna 3 .446 8.7 1.58m 5.6m
EH)
COLUMNA 8
Calcular el ángulo de ataque del empenaje horizontal:
EH
A iA iEH
Parámetro
A (angulo de ataque del ala)
Valor Columna 2
i A (angulo de incidencia del ala)
4.115°
i EH (Angulo de incidencia del EH)
0
(ángulo de la desviación de la estela)
Columna 7
COLUMNA 9
Se calculara el coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal para lo que se requiere la siguiente información: DISTRIBUCION EMPENAJE Estación y (m) Cuerda (m) Lb La 0 0 1.4659 -0.225 1.333 0.2 0.53 1.2956 -0.159 1.26 0.4 1.06 1.1254 -0.016 1.149 0.6 1.59 0.9552 0.091 0.988 0.8 2.12 0.7849 0.14 0.748 0.9 2.385 0.6998 0.138 0.56 0.95 2.5175 0.6573 0.11 0.415 0.975 2.58375 0.6360 0.071 0.304 1 2.65 0.6147 0 0
De la gráfica anterior se obtiene el CLMAX del ala. CLMAX=.95 Del libro “theory of wing sección” Abbott se obtienen los valores de Cl del perfil que compone el
ala (NACA 23012), con los puntos se grafica Cl vs α del perfil, se observa que para este caso el Clmax del perfil es de 1.2, a partir de este valor inicia la zona de desplome, la cual nos servirá para calcular la zona de desplome de la gr áfica Cl vs α del Ala.
Con la siguiente formula se calculara la pendiente del ala:
aala
ae f 57.3* ae 1 * A
Pendiente de levantamiento del ala
ae
.185
A
5.2
Conicidad (λ)
.416
f
.9995
aala
.11214
Se calcula el ángulo de 0 levantamiento:
L 0ala
L 0 perfil J
L 0ala
0.5 ( .38 *0) 0.5 °
Con la pendiente se tabulan los puntos necesarios para graficar la gráfica de sustentación contra ángulo de ataque:
PERFIL
EH
Angulo
CL
angulo
CL
-8
-0.7502
-8
-0.84075
-7
-0.6408
-7
-0.72865
-6
-0.5314
-6
-0.61655
-5
-0.422
-5
-0.50445
-4
-0.3126
-4
-0.39235
-3
-0.2032
-3
-0.28025
-2
-0.0938
-2
-0.16815
-1
0.0156
-1
-0.05605
0
0.125
0
0.05605
1
0.2344
1
0.16815
2
0.3438
2
0.28025
3
0.4532
3
0.39235
4
0.5626
4
0.50445
5
0.672
5
0.61655
6
0.7814
6
0.72865
7
0.8908
7
0.84075
8
1.0002
8
0.95285
9
1.1
9
1.05
10
1.19
10
1.14
11
1.25
11
1.2
12
1.3
12
1.25
13
1.32
13
1.27
14
1.3
14
1.25
15
1.26
15
1.21
16
1.17
16
1.12
17
1.08
17
1.03
Grafica CL vs α del perfil y del EH.
1.5
1
0.5 L C
PERFIL DE EH EH
0 -10
-5
0
5
10
15
20
-0.5
-1
Angulo de ataque
Debido a que no tiene torcimiento y que la superficie del ala es pequeña las graficas son m uy similares.
COLUMNA 10
Calcular coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal referido a la superficie alar.
CL ' EH
qEH S EH
Parámetro
q EH
q
S A
CLEH
Valor .95 (Eficiencia del empenaje horizontal )
q (cociente de la presión dinámica del EH entre la presión dinámica del flujo libre)
S EH
5.4m2
S A
19.51m2
CL EH
Columna 9
.2767
COLUMNA 11
Se debe obtener el coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma el EH, esto se realiza con la graficas de CD vs Cl, localizada en el libro “theory of wing sección” Abbott, con los datos de cl del perfil a sus respectivos ángulos. COLUMNA 12
Calcular la resistencia al avance inducida:
C DiEH
C LEH 2
* A * e PARAMETRO
VALOR
C LEH
(columna 9)
A (alargamiento del EH)
8.7 .985
e
Del libro “theory of wing sección” Abbott , se obtiene el valor e.
COLUMNA 13
Calcular el coeficiente de resistencia al avance del empenaje horizontal:
C DEH Columna11 + Columna 12 COLUMNA 14
Calcular coeficiente de arrastre del empenaje horizontal referido a la superficie alar.
CD ' EH
qEH S EH
Parámetro
q EH
q
S A
CDEH
Valor .95 (Eficiencia del empenaje horizontal )
q (cociente de la presión dinámica del EH entre la presión dinámica del flujo libre)
S EH
5.4m2
S A
19.51m2
CD EH
Columna 13
.2767
COLUMNA 15 Coeficiente de levantamiento total sin aletas extendidas avión “limpio”:
CLTS / A
Columna 3 + columna 10
COLUMNA 16
Resistencia parásita del empenaje vertical, se obtiene con el valor de coeficiente de resistencia al avance del perfil que lo conforma a 0° .
C D ' EV .0051 COLUNA 17
Para calcular las estas resistencias paracitas se realiza mediante el uso de la siguiente formula y datos necesarios para buscar en la gr áfica que se localiza en Aerodynamics Aeronautics and Flight Mechanics.
C D ' BARQUILLA
S BARQUILLA S A
C DBARQUILLAN ELEMENTOS
BARQUILLA D(diámetro)=
0.7
S(superficie frontal)=
0.38
fineza= CDBarquilla (obtenida de una gráfica del libro antes mencionado)
2.7
0.045
CD'Barquilla
0.00175295
COLUMNA 18
Para calcular la resistencia paracita de los montantes se utiliza la misma expresión de la columna 17 pero con los siguientes datos: Montantes S= Fineza= Cdmontantes CD'Montantes
0.073 8 0.05 0.00037417
COLUMNA 19
Elemento 1 2 3 4
TREN DE ATERRIZAJE NARIZ #Elementos Observaciones 1 cilindrico 2 Rectangular 1 Llanta 2 Rectangular
Superficie cd Cd' (SA) ancho largo 0.0738 1.01 0.003820502 0.09 0.82 0.01584 1.2 0.001948539 0.048 0.33 0.0912 0.8 0.003739621 0.19 0.48 0.001444 1.2 0.000177632 0.038 0.038 total= 0.009686294
TREN DE ATERRIZAJE TRACERO Elemento #Elementos
Observaciones
Superficie
cd
Cd' (SA)
ancho
largo
1
2 cilindrico
0.0504
1.1 0.005683239
0.144
0.35
2
2 cilindrico
0.0378
1.1
0.00426243
0.135
0.28
3
2 cilindrico
0.133
1.1 0.014997437
0.35
0.38
4
2 llanta
0.0912
0.8 0.007479241
0.19
0.48
5
4 cilindrico
0.012
1.1 0.002706304
0.1
0.12
total=
0.035128652
COLUMNA 20.
El coeficiente de resistencia al avance del fuselaje se obtiene gráficamente, estas g raficas se pueden encontrar en el libro Theory of Flight. Donde se muestran dos curvas de CL vs CD, para un fuselaje de sección circular y otra para un fuselaje de sección cuadrada. En este caso se utilizó la curva para sección circular, debido a la forma que el fuselaje presenta. COLUMNA 21
Se suman todos los coeficientes de resistencia paracitas y se multiplican por 1.05.
COLUMNA 22
Incremento en el valor del coeficiente de levantamiento referido a la superficie alar cuando se extienden las aletas: CL ' 0.9( S f
/ S A ) .981035
Este método y demás formulas se pueden encontrar de la pagina 98 y siguientes del libro “Aerodynamics Aeronautics and Flight Mechanics”.McCormick.
COLUMNA 23
Incremento en el coeficiente de resistencia al avance referido a la superficie alar cuando se extienden las aletas: C D ' 1.7(c f
/ c )1.38 (S f / S A )sen 2
.133
COLUMNA 24
Calcular coeficiente de levantamiento total con aletas ex tendidas.
C LTC/ A
Columna 15 + columna 22
COLUMNA 25
Calcular coeficiente de resistencia al avance total sin aletas y sin tren de aterrizaje. 7
1.- Polar del avión “sucio”(aletas y tren de aterrizaje retraidos). Graficar columna 15 vs columna 25 2.-Polar del avión “sucio” (aletas y tren de aterrizaje extendidos). Graficar columna 24 vs columna 26 3.-Polar del avión solo con tren de ater rizaje extendido. Graficar columna 15 vs columna 27 4.- Polar del avión solo con aletas extendidas. Graficar columna 15 vs columna 28