Problemas - Aeronaves
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Chapter 1 Problemas - Aeronaves 1.1 Problema A.2 Se considera una avioneta con tren fijo en vuelo simétrico, sin balance, en un plano vertical, conla atmósfera en calma, a un nivel de vuelo dado y en configuración de crucero (flaps sin deflectar). Se supone que la polar es parabólica de coeficientes constantes y que el empuje suministrado por el motor no depende de la velocidad de vuelo. Se pide: 1. Calcular la eficiencia aerodinámica máxima, Emax, y el coeficiente de sustentación óptimo,CLopt . 2. Calcular la velocidad (o velocidades) y el coeficiente de sustentación correspondiente en vuelo horizontal, rectilíneo y uniforme. 3. Calcular el ángulo mínimo de planeo y la velocidad de vuelo correspondiente si se produce una parada del motor. Datos: masa, m = 950 kg; superficie alar, S = 14.7 m 2 ; coeficiente de sustentación máximo (sin deflectar flaps), CLmax = 1.3; coeficientes de la polar (en configuración de crucero), CD0 = 0.03, k = 0.073; empuje suministrado (al nivel de vuelo), TM = 1200 N; densidad del aire, ρ = 1.1 kg/m 3 . 1.1.1 Resolución del Problema A.1 Apartado 1 La eficicnecia aerodinámica máxima Emax viene dada por el valor máximo de CL CD max aerodinámica a la que se produce la eficiencia máxima se puede obtener : Emax = CL CD max → d CL CD dCL = CD0 + kC 2 L − CL (2kCL) (CD0 + kC2 L )2 → CD0 + kC2 L − 2kC 2 L = 0 → CD0 = kC2 L = CDi = 0 . La relación Lo que indica que para poder volar con Emax es necesario que el coeficiente de resistencia parasitaria, CD0sea igual a la resistencia inducida, CDi . A partir de la definición de la resistencia inducida se puede obtener la deficinición del CLopt CDi = kC2 L → CLopt = CD i k = CD0 k por lo que la relación de la eficiencia máxima se puede escribir como: Emax = CL CD max = CDi k CD 0 +CD i 1 = CD i k 2CD0 1 = 2 kCD0
- Page 2 and 3: y para los datos de avión descrito
- Page 4 and 5: qu el segundo es el asociado al coe
- Page 6 and 7: CDi = kC2 L → CLopt CDi = k = C
- Page 8 and 9: 1.3 Problema A.4 Se considera una a
- Page 10 and 11: Apartado 3 Para calcular la velocid
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- Page 14 and 15: 1.5 Problema A.6 Se pretende estima
- Page 16 and 17: Apartado 4 Despreciando las fuerzas
- Page 18: Figure 1.6: Avioneta acrobática ef
Chapter 1<br />
<strong>Problemas</strong> - <strong>Aeronaves</strong><br />
1.1 Problema A.2<br />
Se considera una avioneta con tren fijo en vuelo simétrico, sin balance, en un plano vertical, conla<br />
atmósfera en calma, a un nivel de vuelo dado y en configuración de crucero (flaps sin deflectar). Se<br />
supone que la polar es parabólica de coeficientes constantes y que el empuje suministrado por el<br />
motor no depende de la velocidad de vuelo. Se pide:<br />
1. Calcular la eficiencia aerodinámica máxima, Emax, y el coeficiente de sustentación óptimo,CLopt .<br />
2. Calcular la velocidad (o velocidades) y el coeficiente de sustentación correspondiente en vuelo<br />
horizontal, rectilíneo y uniforme.<br />
3. Calcular el ángulo mínimo de planeo y la velocidad de vuelo correspondiente si se produce<br />
una parada del motor.<br />
Datos: masa, m = 950 kg; superficie alar, S = 14.7 m 2 ; coeficiente de sustentación máximo (sin<br />
deflectar flaps), CLmax = 1.3; coeficientes de la polar (en configuración de crucero), CD0 = 0.03,<br />
k = 0.073; empuje suministrado (al nivel de vuelo), TM = 1200 N; densidad del aire, ρ = 1.1 kg/m 3 .<br />
1.1.1 Resolución del Problema A.1<br />
Apartado 1<br />
La eficicnecia aerodinámica máxima Emax viene dada por el valor máximo de CL<br />
CD<br />
<br />
max<br />
aerodinámica a la que se produce la eficiencia máxima se puede obtener :<br />
<br />
<br />
<br />
Emax = CL<br />
CD<br />
<br />
max<br />
→<br />
d CL<br />
CD<br />
dCL<br />
= CD0 + kC 2 L − CL (2kCL)<br />
(CD0 + kC2 L )2<br />
→ CD0 + kC2 L − 2kC 2 L = 0<br />
→ CD0 = kC2 L = CDi<br />
= 0<br />
<br />
<br />
<br />
. La relación<br />
Lo que indica que para poder volar con Emax es necesario que el coeficiente de resistencia parasitaria,<br />
CD0sea igual a la resistencia inducida, CDi . A partir de la definición de la resistencia inducida se<br />
puede obtener la deficinición del CLopt<br />
CDi = kC2 L<br />
→ CLopt =<br />
CD i<br />
k<br />
=<br />
CD0<br />
k<br />
por lo que la relación de la eficiencia máxima se puede escribir como:<br />
<br />
<br />
<br />
Emax = CL<br />
CD<br />
<br />
max<br />
=<br />
CDi<br />
k<br />
CD 0 +CD i<br />
1<br />
=<br />
CD i<br />
k<br />
2CD0<br />
1<br />
=<br />
2 kCD0
y para los datos de avión descritos para este problema:<br />
Apartado 2<br />
CLopt =<br />
Emax =<br />
CD0<br />
k =<br />
<br />
0.03<br />
= 0.64<br />
0.073<br />
1<br />
2 1<br />
=<br />
kCD0 2 √ = 10.68<br />
0.073 × 0.03<br />
Para el cálculo de la velocidad (o velocidades) y el coeficiente de sustentación correspondiente en<br />
vuelo horizontal, rectilíneo y uniforme partimos de las ecuaciones del movimiento<br />
W<br />
g<br />
W<br />
g<br />
dh 2<br />
dt 2 = −W + L cos γ + T sin (γ + α − αT ) − D sin γ<br />
dx 2<br />
dt 2 = T cos (γ + α − αT ) − L sin γ − D cos γ (1.1)<br />
las cuales se simplifican para el vuelo en crucero, situación conocida como vuelo rectilíneo horizontal<br />
simétrico y estacionario, donde las aceleraciones horizontales y verticales son nulas con lo que las<br />
ecuaciones 1.1 se reducen a<br />
0 = L cos γ + T sin γ + α − αT − D sin γ<br />
0 = T cos γ + α − αT − L sin γ − D cos γ<br />
el ángulo de ataque, α, y el que forma el eje del motor con la dirección de la cuerda del ala, αT , son<br />
generalmente pequeños. Si el avión está en lo que se conoce como vuelo en crucero, lo que implica<br />
volar a altura constante, eso implica que γ = 0 , por lo que las ecuaciones ?? se reducen a<br />
L = W (1.2)<br />
D = T (1.3)<br />
Es decir, en vuelos de crucero a velocidad constante (ó casi constante) la sustentación aerodinámica<br />
es igual al peso del avión, y la resistencia aerodinámica igual al empuje del motor o motores del<br />
avión, donde la sustentación y la resistencia vienen dados por la relación<br />
L = 1<br />
2 ρV 2 SCL = W (1.4)<br />
<br />
= T (1.5)<br />
D = 1<br />
2 ρV 2 SCD = 1<br />
2 ρV 2 1<br />
S (CD0 + CDi ) =<br />
2 ρV 2 S CD0 + kC2 L<br />
de la primera ecuación podemos obtener una relación para substituir CLen la segund ecuación tal<br />
que<br />
W<br />
1<br />
2ρV 2 T =<br />
S<br />
1<br />
2 ρV 2 S CD0 + kC2 1<br />
L =<br />
2 ρV 2 SCD0 +<br />
2 kW<br />
1<br />
ρSV 2<br />
2<br />
CL =<br />
la cual da una ecuación cuártica para resolver la velocidad que satisface la condición de vuelo<br />
simétrico vertical tal que<br />
V 4 − 2T<br />
ρSCD0<br />
2<br />
kW<br />
+<br />
2<br />
2 ρS<br />
2<br />
para poder obtener las raices de la ecuación elegimos<br />
2<br />
CD0<br />
= 0
de donde se resuelve para las velocidades<br />
V = ±<br />
ρSCD0<br />
a =<br />
b =<br />
ˆV = V 2<br />
2T<br />
ρSCD0<br />
kW 2<br />
2 ρS<br />
2<br />
CD0<br />
ˆV 2 − a ˆ V + b = 0<br />
ˆV =<br />
<br />
a ± (−a) 2 − 4b<br />
recordando que ˆ V = V 2 <br />
→ V = ˆV , por lo que<br />
ˆV =<br />
<br />
a ± (−a) 2 <br />
<br />
<br />
− 4b a ±<br />
→ V = ±<br />
2<br />
<br />
T ± T 2 − 4CD0kW 2<br />
<br />
ρSCD0<br />
2<br />
<br />
(−a) 2 − 4b<br />
2<br />
= ±<br />
<br />
T ± T 2 − 4CD0kW 2<br />
ρSCD0<br />
las dos soluciones asociadas al signo negativo no son válidas por lo que solo se consideran las dos<br />
soluciones asociadas a<br />
la cual se puede reescribir como<br />
⎧<br />
⎪⎨<br />
T<br />
V = W<br />
⎪⎩<br />
V = [T ±√ T 2 −4CD 0 kW 2 ] 1 2<br />
ρSCD 0<br />
W<br />
S<br />
ρCD 0<br />
⎡<br />
⎤⎫<br />
⎢ <br />
⎢<br />
<br />
⎥⎪⎬<br />
4kCD0<br />
⎢1<br />
± <br />
⎥<br />
⎣<br />
1<br />
− 2 ⎥<br />
T ⎦<br />
⎪⎭<br />
W<br />
para los datos del problema resulta que las velocidades son:<br />
W<br />
S<br />
T<br />
W =<br />
V =<br />
= m · g<br />
S =<br />
1200 N<br />
950 kg · 9.81 m<br />
s 2<br />
950 kg · 9.81 m<br />
s 2<br />
14.7 m 2<br />
= 0.128<br />
= 633.98 N<br />
m 2<br />
⎧ ⎡<br />
⎤⎫<br />
1<br />
⎪⎨<br />
T W<br />
⎢<br />
<br />
2<br />
W S ⎢<br />
<br />
⎥⎪⎬<br />
⎢1<br />
±<br />
4kCD0 ⎥<br />
1<br />
− <br />
ρCD0 ⎣ 2 ⎥<br />
⎪⎩<br />
T ⎦<br />
⎪⎭<br />
W<br />
1<br />
2<br />
→ V1 = 61.8 m/s<br />
V2 = 26.7 m/s<br />
es necesario determinar si las dos velocidades son viables para volar, y para ello hay que utilizar el<br />
dato del coeficiente de sustentación máximo, CLmax . No hay que confundir el CLmaxcon el CLopt .<br />
El primero es un indicativo de cual es la velocidad mínima a la que puede volar el avión., mientras<br />
3<br />
1<br />
2
qu el segundo es el asociado al coeficiente de sustentación para mínimo empuje (máxima eficiencia<br />
aerodinámica). Para calcular la velocidad mínima de vuelo se utiliza la expresión de la sustentación,<br />
y se utiliza para calcular la velocidad mínima a la que se puede soportar el peso (W) del avión<br />
L = W = 1<br />
2 ρV 2 <br />
SCL → Vmin = Vs =<br />
2W<br />
ρSCLmax<br />
= 28.5 m/s<br />
donde se ve que la velocidad más pequeñas de las dos calculadas no es viable ya que es inferior a la<br />
velocidad mínima, por lo que solo V1 = 61.8 m/s es válida.<br />
Apartado 3<br />
El cálculo del ángulo mínimo de planeo y la velocidad de vuelo correspondiente si se produce una<br />
parada del motor corresponde a las ecuaciones de subida y descenso que vienen dadas por<br />
L = W cos γ<br />
T = D + W sin γ<br />
→ T = 0 → L = W cos γ<br />
D = −W sin γ<br />
por conveniencia asuminos que para descenso, gamma es positivo por debajo del plano horizontal<br />
por lo que tenemos<br />
L = W cos γ<br />
D = W sin γ<br />
para obtener el ángulo de planeo dividimos ambas expresion<br />
D<br />
L<br />
= CD<br />
CL<br />
= tan γ<br />
γ = arccos CD<br />
de donde se deduce que para volar con míonimo ángulo de ataque se tiene que volar con máxima<br />
eficiencia aerodinámica, es decir<br />
γ = arccos CD<br />
CL<br />
CL<br />
= arccos<br />
1<br />
Emax<br />
pero para ángulos pequeños (γ ≪ 1 en radianes) podemos asumir que tan γ ≈ γ por lo que<br />
γ =<br />
1<br />
Emax<br />
= 1<br />
= 0.0936 rads = 5.36◦<br />
10.68<br />
La velocidad de vuelo correspondiente al vuelo en planeo con mínimo ángulo se corresponde con<br />
la velocidad de vuelo óptima con CLopt<br />
Vγmin =<br />
<br />
2W<br />
ρSCLopt<br />
4<br />
= 40.63 m/s
1.2 Problema A.3<br />
Se considera un avión de peso W , superficie alar S y polar parabólica. Cuando está volando a<br />
una altura H = 10000m se le paran todos los motores y tiene que bajar planeando. Hay un<br />
aeropuerto situado a 150 km y el piloto intenta llegar a él descendiendo con el mínimo ángulo<br />
posible. Despreciando la variación de la densidad del aire ρ con la altura (por simplicidad, ya que<br />
no es una hipótesis muy realista), y la del peso W con el consumo de combustible, se pide:<br />
1. Determinar el mínimo ángulo de descenso.<br />
2. Analizar si el avión podrá alcanzar el citado aeropuerto.<br />
3. Calcular la velocidad de vuelo del avión durante el planeo.<br />
Datos: peso W = 660000N; superficie alar S = 120m2 ; coeficientes de la polar CD0 = 0.018,<br />
k = 0.04; densidad del aire ρ = 1.2kg/m3 .<br />
1.2.1 Resolución del Problema A.3<br />
Apartado 1<br />
El cálculo del ángulo mínimo de descenso si se produce una parada del motor corresponde a las<br />
ecuaciones de subida y descenso que vienen dadas por<br />
L = W cos γ<br />
D = W sin γ<br />
para obtener el ángulo de planeo dividimos ambas expresion<br />
D<br />
L<br />
= CD<br />
CL<br />
= tan γ<br />
γ = arccos CD<br />
de donde se deduce que para volar con míonimo ángulo de ataque se tiene que volar con máxima<br />
eficiencia aerodinámica, es decir<br />
γ = arccos CD<br />
CL<br />
CL<br />
= arccos<br />
1<br />
Emax<br />
pero para ángulos pequeños (γ ≪ 1 en radianes) podemos asumir que tan γ ≈ γ por lo que<br />
γ =<br />
1<br />
Emax<br />
donde la eficiencia aerodinámica máxima viene dada por máxima Emax viene dada por el valor<br />
máximo de CL<br />
<br />
<br />
. La relación aerodinámica a la que se produce la eficiencia máxima se puede<br />
obtener :<br />
CD<br />
<br />
max<br />
<br />
<br />
<br />
Emax = CL<br />
CD<br />
<br />
max<br />
→<br />
d<br />
CL<br />
CD<br />
dCL<br />
<br />
= CD0 + kC2 L − CL (2kCL)<br />
(CD0 + kC2 L )2<br />
= 0<br />
→ CD0 + kC 2 L − 2kC 2 L = 0<br />
→ CD0 = kC 2 L = CDi<br />
Lo que indica que para poder volar con Emax es necesario que el coeficiente de resistencia parasitaria,<br />
CD0sea igual a la resistencia inducida, CDi . A partir de la definición de la resistencia inducida se<br />
puede obtener la deficinición del CLopt<br />
5
CDi = kC2 L → CLopt<br />
<br />
CDi = k<br />
=<br />
CD0<br />
k<br />
por lo que la relación de la eficiencia máxima se puede escribir como:<br />
por lo que<br />
Apartado 2<br />
<br />
<br />
<br />
Emax = CL<br />
CD<br />
<br />
max<br />
γ =<br />
1<br />
Emax<br />
=<br />
CDi<br />
k<br />
CD 0 +CD i<br />
=<br />
CD i<br />
k<br />
2CD0<br />
1<br />
=<br />
2 kCD0<br />
= 2 kCD0 = 0.05366 rads = 3.07 ◦<br />
Para anlizar si el avión será capaz de alcanzar el aeropuerto que se encuentra a 150 km basta con<br />
analizar trigonométricamente el problema teniendo en cuenta el ángulo de planeo mínimo calculado<br />
en el apartado anterior tal como se indica en la figura 1.1<br />
Figure 1.1: Maniobra de acercamiento sin motor.<br />
x =<br />
H<br />
tan γmin<br />
= 10 km<br />
= 186.4 km<br />
0.05366<br />
por lo que el avión será capaz de recorreo 186.4km , y como el aeropuerto está a 150km si que<br />
llegará.<br />
Apartado 3<br />
Para calcular la velocidad de vuelo del avión durante el planeo utilizamos<br />
6
L = L 1<br />
V =<br />
2 ρV 2 SCLopt → L = W cos γmin<br />
<br />
2W cos γmin<br />
ρV 2 = 116.8 m/s<br />
SCLopt<br />
7
1.3 Problema A.4<br />
Se considera una avioneta acrobática efectuando un ”looping” (vuelo simétrico, sin balance, con<br />
el centro de masas describiendo una circunferencia de radio R en un plano vertical, con velocidad<br />
constante V ), con la atmósfera en calma, a un nivel de vuelo dado. Se supone que la polar es<br />
parabólica de coeficientes constantes y que las variaciones de densidad durante el ”looping” son<br />
despreciables. Se pide:<br />
1. Calcular el factor de carga, n, y el coeficiente de sustentación, CL, en un punto genérico del<br />
”looping”.<br />
2. Determinar el factor de carga máximo y el punto de la trayectoria en el que se produce.<br />
3. Si sólo existiesen limitaciones aerodinámicas, calcular la velocidad mínima Vmin a la que es<br />
posible realizar el ”looping” de radio R.<br />
4. Hacer aplicación numérica al caso definido por los datos siguientes:<br />
Datos: masa, m = 950 kg; superficie alar, S = 14.7 m2 ; coeficiente de sustentación máximo (sin<br />
deflectar flaps), CLmax = 1.3; coeficientes de la polar (en configuración de crucero), CD0 = 0.03,<br />
k = 0.073; densidad del aire, ρ = 1.1 kg/m3 ; velocidad de vuelo V = 70m/s; radio del ”looping”,<br />
R = 166.5m.<br />
1.3.1 Resolución del Problema A.3<br />
Figura 1.2 representa una avioneta acrobática efectuando un ”looping”<br />
Apartado 1<br />
Figure 1.2: Avioneta acrobática efectuando un ”looping”.<br />
Para el análisis del problema es necesario el emplear las ecuaciones del viraje circular uniforme<br />
que son las asociadas a realizar un ”looping” (vuelo simétrico, sin balance, con el centro de masas<br />
describiendo una circunferencia de radio R en un plano vertical, con velocidad constante V ) vienen<br />
dadas por<br />
8
T − D − W sin γ = 0<br />
L − W cos γ = W V<br />
g<br />
2<br />
R<br />
para un viraje uniforme con el centro de masas describiendo una circumferencia de radio R implica<br />
que la velocidad angular es constante, ω = ˙γ = const donde la velocidad angular viene dada por<br />
ω = V<br />
. el factor de carga viene dado por el ratio entre la sustentación y la resistencia, por lo que<br />
R<br />
si seleccionamos la segunda de las ecuaciones<br />
y la dividimos por W nos resulta en<br />
empleando la definición<br />
L = W cos γ+ W<br />
g<br />
L<br />
W<br />
V 2<br />
R<br />
= n = cos γ+ V 2<br />
γ = V<br />
R t<br />
tenemos que podemos representar el factor de carga en un punto genérico del ”looping” como<br />
Rg<br />
<br />
V<br />
n = cos<br />
R t<br />
<br />
+ V 2<br />
Rg<br />
Para poder expresar el coeficiente de sustentación CLen un punto genérico del ”looping” se emplea<br />
la deficición de sustentación tal que<br />
L = 1<br />
2 ρV 2 SCL → n = L<br />
W = cos V<br />
R t 2<br />
V + Rg → ρV 2 <br />
SCL V<br />
= cos<br />
2W<br />
R t<br />
<br />
+ V 2<br />
Rg<br />
CL = 2W<br />
ρV 2 S cos V<br />
R t + 2W<br />
ρRgS<br />
con lo que tenemos las relaciones del factor de carga, n, y el coeficiente de sustentación, CL, en un<br />
punto genérico del ”looping”<br />
Apartado 2<br />
Para determinar el factor de carga máximo y el punto de la trayectoria en el que se produce<br />
analizamos la relación que nos define el factor de carga en función del ángulo γ en cada uno de los<br />
4 puntos definidos en la figura 1.2<br />
n = cos γ +<br />
se observa que dado que la velocidad V y el radio de giro R son constantes, el valor máximo del<br />
factor de carga se dará cuando el término cos γ sea máximo<br />
• en el punto a → cos γ = cos (0) = 1<br />
• en el punto b → cos γ = cos (90 ◦ ) = 0<br />
• en el punto c → cos γ = cos (180 ◦ ) = −1<br />
• en el punto d → cos γ = cos (270 ◦ ) = 0<br />
por lo que el factor de carga máximo se encuentra en la parte inferior del ”looping” (a), y su valor<br />
máximo es<br />
nmax = 1 +<br />
9<br />
V 2<br />
Rg<br />
V 2<br />
Rg
Apartado 3<br />
Para calcular la velocidad mínima Vmin a la que es posible realizar el ”looping” de radio R, teniendo<br />
en cuenta que sólo existiesen limitaciones aerodinámicas, es decir no hay limitaciones estructurales<br />
del avión, es necesario determinar el CLmaxdel avión partiendo de la formula genérica del coeficiente<br />
de sustentaciópn obtenida en el primer apartado<br />
CL = 2W<br />
ρV 2S cos<br />
<br />
V<br />
R t<br />
<br />
+ 2W<br />
ρRgS<br />
2W<br />
=<br />
ρV 2 2W<br />
cos (γ) +<br />
S ρRgS<br />
donde se puede observar que el valor máximo de sustentació ocurre al igual que para el factor de<br />
carga, en el punto inferior del ”looping”, para el que γ = 0 y t = 0, por lo que<br />
CLmax = 2W<br />
ρV 2 2W<br />
+<br />
S ρRgS<br />
de donde se puede obtener una relación para la Vmin<br />
V 2 min<br />
=<br />
1<br />
ρSCLmax<br />
2W<br />
1<br />
−<br />
gR<br />
la cual determina la velocidad de entrada en perdida para un factor de carga máximo<br />
Apartado 3<br />
Para calcular la velocidad mínima Vmin a la que es posible realizar el ”looping” de radio R, teniendo<br />
en cuenta que sólo existiesen limitaciones aerodinámicas, es decir no hay limitaciones estructurales<br />
del avión, es necesario determinar el CLmaxdel avión partiendo de la formula genérica del coeficiente<br />
de sustentaciópn obtenida en el primer apartado<br />
Apartado 4<br />
CL = 2W<br />
ρV 2S cos<br />
<br />
V<br />
R t<br />
<br />
+ 2W<br />
ρRgS<br />
2W<br />
=<br />
ρV 2 2W<br />
cos (γ) +<br />
S ρRgS<br />
Para hacer una aplicación numérica al caso definido por los datos siguientes se utilizan las ecuaciones<br />
resultantes de las diferentes secciones previas<br />
<br />
V<br />
n = cos<br />
R t<br />
<br />
CL = 2W<br />
ρV 2 S cos<br />
10<br />
+ V 2<br />
Rg<br />
<br />
V<br />
R t<br />
<br />
+ 2W<br />
ρRgS
1.4 Problema A.5<br />
Se considera un avión realizando un viraje horizontal uniforme con resbalamiento. Se pide:<br />
1. Plantear las ecuaciones correspondientes, siendo φ el ángulo de balance y β el de resbalamiento.<br />
2. Haciendo β = 0 obtener las ecuaciones del viraje sin resbalamiento (”viraje coordinado”).<br />
3. Haciendo φ = 0 obtener las ecuaciones del viraje sin balance (”viraje plano”).<br />
4. Calcular y comparar los radios de giro en los casos 2 y 3, para una misma velocidad de vuelo<br />
V , suponiendo φ = β ≪ 1.<br />
1.4.1 Resolución del Problema A.5<br />
Figuras1.3 y 1.4 un avión realizando un viraje horizontal uniforme con resbalamiento.<br />
Apartado 1<br />
Figure 1.3: Avioneta acrobática efectuando un ”looping”.<br />
Las ecuaciones del movimiento para el viraje horizontal uniforme vienen dadas por<br />
las cuales se escriben como<br />
Fxv = 0<br />
2 V<br />
Fyv = m<br />
<br />
R<br />
Fzv = 0<br />
11
Apartado 2<br />
Figure 1.4: Avioneta acrobática efectuando un ”looping”.<br />
T cos β = D<br />
L sin µ + T sin β = W<br />
L cos µ =<br />
g<br />
W<br />
Para el caso de β = 0, es decir en el que no existe resbalamiento, y el sistema de referencia del<br />
avión apunta en la misma dirección que el vector velocidad las ecuaciones del movimiento para el<br />
”viraje coordinado” se rescriben como:<br />
T = D<br />
L sin µ = W<br />
L cos µ =<br />
g<br />
W<br />
donde se observa que la componente L sin µ es la encargada de curbar y mantener la trayectoria<br />
Apartado 3<br />
Para el caso de φ = 0, es decir en el que el avión se mantiene nivelado con el plano horizontal, las<br />
ecuaciones del movimiento para el ”viraje plano” se rescriben como:<br />
T cos β = D<br />
T sin β = W<br />
L =<br />
g<br />
W<br />
donde se observa que es la componente de T sin β la encargada de curvar la trayectoria<br />
12<br />
V 2<br />
R<br />
V 2<br />
R<br />
V 2<br />
R
Apartado 4<br />
Para calcular y comparar los radios de giro en los casos 2 y 3, para una misma velocidad de vuelo<br />
V , y suponiendo φ = β ≪ 1, es necesario comparar las ecuaciones de ambos caso, las cuales se<br />
reproducen<br />
T = D<br />
L sin µ = W V<br />
g<br />
2<br />
Rµ<br />
L cos µ = W<br />
⇐⇒<br />
T cos β = D<br />
T sin β = W V<br />
g<br />
2<br />
Rβ<br />
L = W<br />
donde Rµrepresenta el radio de giro para β = 0, y Rβrepresenta el radio de giro para µ = 0. Para<br />
poder comparar expresamos los diferentes radios en función de el resto de variables seleccionando<br />
las ecuaciones en Fyv<br />
Rµ = W<br />
g<br />
V 2<br />
L sin µ ⇐⇒ Rβ = W<br />
g<br />
V 2<br />
T sin β<br />
donde de la primer ecuación para µ = 0 podemos derivar una expresión del empuje en función del<br />
ángulo de resbalamiento<br />
T = D<br />
cos β → Rβ = W V<br />
g<br />
2<br />
D tan β<br />
si dividimos ambos radios nos resulta en la siguiente relación<br />
Rβ<br />
Rµ<br />
=<br />
W V<br />
g<br />
2<br />
D tan β<br />
W V<br />
g<br />
2<br />
L sin µ<br />
si tomamos la hipóteis de φ = β ≪ 1 entonces tenemos que<br />
Rβ<br />
Rµ<br />
= L sin µ<br />
= L sin µ<br />
L<br />
≈<br />
D tan β D<br />
D tan β<br />
y como L ≫ D entonces Rβ ≫ Rµ, por lo que en general los radios de giro en viraje plano son<br />
muy grandes en comparación con los del viraje coordinado, que es como generalmente se realizan<br />
las maniobras.<br />
13
1.5 Problema A.6<br />
Se pretende estimar la distancia recorrida en el suelo, y el tiempo empleado, en la maniobra de<br />
despegue de un avión, con la atmósfera en calma, para lo que se consideran las siguientes hipótesis<br />
simplificativas:<br />
• la fase de rodadura se realiza con todas las ruedas en el suelo,<br />
• la línea de acción del empuje es horizontal y pasa por el centro de masas del avión,<br />
• el empuje suministrado por los motores no depende de la velocidad.<br />
Se pide:<br />
1. Indicar esquemáticamente en la figura las fuerzas y momentos que actúan sobre el avión.<br />
2. Plantear las ecuaciones del movimiento.<br />
3. Calcular la velocidad de rotación del avión VR<br />
4. Despreciando las fuerzas de rozamiento y la resistencia aerodinámica, plantear la ecuación<br />
que permite calcular la velocidad del avión V (t).<br />
5. Obtener, a partir de la ecuación anterior, la distancia recorrida en el suelo y el tiempo empleado<br />
en función de la velocidad.<br />
6. Aplicar el apartado anterior al caso de un avión Boeing 747, de masa M = 3 × 10 5 kg, de<br />
empuje máximo T = 6 × 10 5 N y con velocidad de despegue VLOF = 100m/s.<br />
Dato: aceleración de la gravedad, g = 10m/s 2 .<br />
1.5.1 Resolución del Problema A.6<br />
Figura1.5 representa un avión en fase de rodadura.<br />
Apartado 1<br />
La figura 1.6 representan las fuerzas y momentos que actúan sobre el avión, donde hay que destacar<br />
que µr es el coeficiente de rozamineto de las ruedas con el suelo.<br />
donde MAes el momento aerodinámico generado por el ala del avión.<br />
Apartado 2<br />
Las ecuaciones del movimiento vienen dadas por<br />
<br />
Fxv → W dV<br />
g dt = T − D − µr (N1 + N2)<br />
<br />
Fyv → L − W + (N1 + N2) = 0<br />
Fzv → MA + N1x1 − N2x2 − µr (N1 + N2) zp = 0<br />
de la segunda ecuacion podemos observar que<br />
N1 + N2 = − (L − W )<br />
14
esta relación la podemos emplear en la primera ecuación para convertirla en<br />
W<br />
g<br />
dV<br />
dt = T − D + µr (L − W )<br />
utilizando las relaciones para la sustentación y la resistencia tenemos que<br />
W<br />
g<br />
dV<br />
dt = T − µrW − 1<br />
2 ρV 2 S (CD − µrCL)<br />
utilizando el modelo de polar parabólica CD = CD0 + CDi = CD0 + kC2 L , y asumiendo que durante<br />
esta fase de despegue el ángulo de ataque α = θ = const, que el CL = const y que el CD = const<br />
por lo que la ecuación de la dinámica viene dada por<br />
Apartado 3<br />
W<br />
g<br />
dV<br />
dt = T − µrW − 1<br />
2 ρV 2 S CD0 + kC 2 <br />
L − µrCL<br />
Para calcular la velocidad de rotación, VR, es necesario el identificar que la rotación del avión se<br />
produce justo en el instante en el que las fuerzas normales en el tren de aterrizaje del morro del<br />
avión dejam de actuar, es decir N1 = 0. Por velocidad de rotación se considera la velocidad a la que<br />
el avión es capaz de pivotar sobre el tren de aterizaje posterior devido a las fuerzas aerodinámicas<br />
generadas por el avión en su fase de despegue. A partir de las ecuaciones generales del movimiento<br />
previamente derivadas, aplocamos N1 = 0 resultando en:<br />
<br />
Fxv → W dV<br />
= T − D − µrN2<br />
g dt<br />
<br />
Fyv → L − W + N2 = 0<br />
Fzv → MA − N2x2 − µrzpN2 = 0<br />
por lo que empleando las dos últimas ecuaciones tenemos que<br />
N2 = W − L → MA + (L − W ) (x2 + µrzp) = 0<br />
donde el momento aeordinámico y la sustentación vienen dados por<br />
MA = 1<br />
2 ρV 2 ScCMy<br />
L = 1<br />
2 ρV 2 SCL<br />
por lo que la ecuación de los momentos puede rescribirse como<br />
1<br />
2 ρV 2 ScCMy + 1<br />
2 ρV 2 SCL − W (x2 + µrzp)<br />
si sumimos que CMy(θ, δe) = const, es decir que tanto el ángulo de ataque (recordar que α =<br />
θen configuración de despegue justo antes a la rotación), y que el timón de profundidad (δe) se<br />
mantiene constante durante la maniobra de despegue, entonces podemos obterner una relación<br />
para la velocidad de rotación VR<br />
V 2 R<br />
=<br />
W (x2 + µrzp)<br />
1<br />
2ρS cCMy + CL (x2 + µrzp) <br />
15
Apartado 4<br />
Despreciando las fuerzas de rozamiento y la resistencia aerodinámica, las ecuaciones del movimiento<br />
derivadas en la sección previa se reducen a<br />
W<br />
g<br />
dV<br />
dt = T − D − µr (N1 + N2) → T ≫ D + µr (N1 + N2) → dV<br />
dt<br />
≈ T g<br />
W<br />
= const<br />
lo que implica que el avión se mueve aceleración constante, movimiento uniformemente acelerado,<br />
y esta es la ecuación diferencial que permite calcular la velocidad del avión en todo momento de la<br />
maniobra<br />
Apartado 5<br />
Para obtener, a partir de la ecuación anterior, la distancia recorrida en el suelo y el tiempo empleado<br />
en función de la velocidad partimos de la ecuación diferencial y la manipulamos para opbtener la<br />
distancia recorrida y el tiempo empleado<br />
dV = T g<br />
W<br />
<br />
dt →<br />
por lo que obtenemos la relación del tiempo empleado como<br />
dV = T g<br />
T<br />
dt → V = g t<br />
W W<br />
t = W<br />
T<br />
1<br />
g V<br />
para obtener la relación de la distancia recorrida empleamosla relación<br />
V =<br />
por lo que en forma integral tenemos<br />
dx = T<br />
tdt<br />
M<br />
<br />
→<br />
Apartado 6<br />
dx<br />
dt<br />
T T<br />
= g t =<br />
W M t<br />
dx = T<br />
M<br />
1 T<br />
tdt → x =<br />
2<br />
M t2<br />
Para aplicar el apartado anterior al caso de un avión Boeing 747, de masa M = 3×10 5 kg, de empuje<br />
máximo T = 6 × 10 5 N y con velocidad de despegue VLOF = 100m/s, utilizamos las ecuaciones<br />
previamente obtenidas<br />
t = W<br />
T<br />
x =<br />
1<br />
g<br />
V =<br />
M<br />
T V = 3 × 105 kg<br />
6 × 105 100 m/s = 50 s<br />
N<br />
1 T<br />
2 M t2 = 1 6 × 10<br />
2<br />
5 N<br />
3 × 105 kg 502 = 2500 m<br />
16
Figure 1.5: Avioneta acrobática efectuando un ”looping”.<br />
17
Figure 1.6: Avioneta acrobática efectuando un ”looping”.<br />
18