Módulo 9 MECÁNICA DEL VUELO
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- Natalia Belmonte Padilla
- hace 9 años
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1 Módulo 9 MECÁNICA DEL VUELO
2 Primera parte: INTRODUCCIÓN
3 3 1.VISIÓN GENERAL:
4 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión X w ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión Z w en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a X w Y w completa el triedo a derechas Ángulo de asiento de la velocidad ɤ: Ángulo de asiento del avión θ: Sistema de ejes Cuerpo F b Ángulo de balance del avión ϕ: Ángulo de ataque α: Ángulo de resbalamiento β: 4
5 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión X w ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión Z w en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a X w Y w completa el triedo a derechas Ángulo de asiento de la velocidad ɤ: Sistema de ejes Cuerpo F b Ángulo existente entre el vector velocidad aerodinámica (eje x w ) y su proyección sobre el plano horizontal 5
6 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión X w ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión Z w en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a X w Y w completa el triedo a derechas Ángulo de asiento del avión θ: Sistema de ejes Cuerpo F b Ángulo existente entre el eje x b del avión y su proyección sobre el plano horizontal 6
7 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión X w ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión Z w en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a X w Y w completa el triedo a derechas Ángulo de balance del avión ϕ: Sistema de ejes Cuerpo F b Ángulo existente entre el eje y b yla intersección del plano y b z b con el plano horizontal 7
8 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión X w ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión Z w en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a X w Y w completa el triedo a derechas Ángulo de ataque α: Sistema de ejes Cuerpo F b Ángulo existente entre la proyección del vector velocidad aerodinámica (x w ) sobre el plano de simetría del avión y el eje x b 8
9 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión X w ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión Z w en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a X w Y w completa el triedo a derechas Ángulo de resbalamiento β: Sistema de ejes Cuerpo F b Ángulo existente entre el vector velocidad aerodinámica (x w ) y su proyección sobre el plano de simetría del avión 9
10 Segunda parte: ACTUACIONES DE LOS AVIONES CON MOTOR A REACCIÓN
11 1. ECUACIONES DEL MOVIMIENTO: V L T sin T W cos m r T cos T dv D W sin m dt c 2 Para vuelo recto (r c = ) horizontal(γ=0) no acelerado se tiene (T<<L y ε T <<1): 11 W T L D C L C D
12 2. VUELO HORIZONTAL RECTILÍNEO Y UNIFORME: 12 V.H.R.U: Empuje necesario
13 V.H.R.U: Vuelo en primer y segundo régimen 13 V.H.R.U: Efecto de la altitud de vuelo
14 Potencia disponible. (Motor a reacción) V.H.R.U: Potencia necesaria y potencia disponible 14
15 3. ACTUACIONES INTEGRALES: i L W W c c c E ln 1 L f D ej W W c R W c c g m f 15 f i ej W W c c S R D 2 T c f ej donde:
16 16 4. ASCENSO Y DESCENSO RECTILÍNEO UNIFORME:
17 5. VIRAJE EN UN PLANO HORIZONTAL: ϴ Lsin m Lcos W V r r c dv T D m dt 2 R g V n g n 1 V 2 Nota: ecuaciones expresadas en ejes intrínsecos al movimiento 17
18 6. PULL-UP EN UN PLANO VERTICAL: V Para : 0 2 n g n g V R 1) ( 1) ( V n n grandes n Para 1 : S W gc R g L 2 S W n C g L 2 18
19 7. DIAGRAMA V-n: Aviones acrobáticos: -4 n 9 Aviones pequeños: -2 n 3.8 Aviones de transporte muy grandes: -1 n 2.5 Diagrama de maniobras para un peso y altitud dados V S velocidad de entrada en pérdida V A velocidad de maniobra de proyecto V C velocidad de crucero de proyecto V D velocidad de picado de proyecto V S velocidad de flaps de proyecto 19
20 7.2 Efecto de la altitud y del peso : h=15000ft Sea Level W= N Sea Level h=10000ft W= N 20
21 21 8. CURVA POLAR PARA DISTINTOS Nº MACH:
22 8.1. Curvas de parámetros corregidos: Sustentación y resistencia aerodinámicas: 1 Interesará transformar las M ScL KM ScL curvas de empuje y resistencia para que aparezcan estos 0 M ScD KM ScD 2 parámetros corregidos L/δ y W/δ L a 2 1 D a 2 22
23 Actuaciones en ascenso:
24 Actuaciones en descenso:
25 8.4. Actuaciones integrales (efectos de compresibilidad): cl a0 ds M c c c dt c L D D ej 1 dw c W ej dw W 25
26 26 9. RESUMEN DE LA ACTUACIONES INTEGRALES CON MOTOR A REACCIÓN
27 Tercera parte: ACTUACIONES DE LOS AVIONES CON MOTOR ALTERNATIVO Y HÉLICE
28 1. POTENCIA DISPONIBLE: P C D ep P m h N consumo específico s.( J / s ) ó Kg h. HP 28
29 29 2. VUELO HORIZONTAL RECTILÍNEO Y UNIFORME
30 Vuelo en primer y segundo régimen:
31 31 3. ASCENSO RECTILÍNEO Y UNIFORME:
32 32 4. DESCENSO RECTILÍNEO Y UNIFORME:
33 5. ACTUACIONES INTEGRALES: Fórmulas de Breguet para motor alternativo +hélice R E h C ep C C L D W 0 ln W h CL 2 2 2S W1 W0 C C ep D 33
34 Cuarta parte: ACTUACIONES EN DESPEGUE Y ATERRIZAJE
35 1. ACTUACIONES EN DESPEGUE: F T D r( W L) Puede obtenerse una expresión aproximada de la distancia de despegue haciendo uso de las siguientes hipótesis: El empuje del motor se mantiene constante t Se considera un valor medio de [D+μ r (W-L)] Considerando como velocidad de despegue pg la velocidad de entrada en pérdida incrementada en un 20% 35 S LO W g SC T D ( W L) Lmáx r med
36 36 Variación de fuerzas durante el despegue:
37 1. ACTUACIONES EN ATERRIZAJE: F D ( W L) r med Puede obtenerse una expresión aproximada de la carrera de aterrizaje haciendo uso de las siguientes hipótesis: Se considera un valor medio de [D+μ r (W-L)] Considerando como velocidad de aterrizaje la velocidad de entrada en pérdida incrementada en un 30% S L W g SC D ( W Lmáx r L) med 37
38 38 Variación de fuerzas durante el aterrizaje:
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