Estabilidad y Control Detallado Derivadas Estabilidad Lateral-Direccional Tema 14.3
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- Raquel Silva Olivera
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1 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 1 Estabilidad y Control Detallado Derivadas Estabilidad Lateral-Direccional Tema 14.3 Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos
2 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 2 Derivadas Sideslip Derivatives
3 Estimación Derivadas Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Contribución, Ala: flecha, diedro Vertical Canard/horizontal/V-tail Fuselaje Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Contribución Contribución Derivadas en 1/rad si no se indica lo contrario Si las derivadas no están en 1/rad hay que convertirlas Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 3
4 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 4 Estabilidad Direccional Criterio Estabilidad Direccional
5 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 5 Estabilidad Lateral Criterio Estabilidad Lateral
6 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 6 Lateral-Directional Contribución total ala vertical Método I fuselaje Wing contribution AR alargamiento ala Λ flecha ala aproximación 1/rad Ref: Smetana
7 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 7 Lateral-Directional fuselage contribution Método I Body Reference Area = fuselage volume / - wing-fuselage interference factor Ref: Smetana Fig A5 Fig B6
8 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 8 C L,f Ref: Smetana Fig A5 El CL del fuselaje se obtiene determinando el punto del fuselaje donde el flujo deja de ser potencial (x 0 ) el cual se determina en función de x 1 que es el punto del fuselaje donde la variación del fuselaje alcanza un mínimo en la variación de área, es decir cuando el fuselaje deja de aumentar Fig A6
9 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 9 Fig A5 Ref: Smetana (Fig 6)
10 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 10 Fig A6 Ref: Smetana (Fig 7)
11 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 11 Fig B6 Ref: Smetana (Fig 23) d = maximum body height at wing-body intersection = distance from body centerline to quarter-chord point of exposed wing root chord (positive for the quarter-chord point below the body centerline),
12 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 12 Lateral-Directional Método I = Ref: Pamadi Fig B5
13 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 13 Lateral-Directional Método Alternativo Cálculo completo (Smetana) Método I Ref: Smetana ala-fuselaje No diedro Contribución ala ala vertical ala-vertical Fig B15 Fig B14
14 Fig B14 Hay que convertir a. Como a tiene unidades, una vez que se multiplica por el diedro en grados: Γ y se corrige a radianes Γ Γ x 180 Ref: Smetana Smetana (Fig 26) Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 14
15 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 15 Fig B15 Corrección en función de la terminación de la punta del ala Ref: Smetana Smetana (Fig 25)
16 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 16 Lateral-Directional Alternative method Método I A theoretical study for unswept,elliptical wings with zero dihedral (NASA TR-1269) estrechamiento y AR Alargamiento ala Contribución vertical o Contribución ubicación ala Ref: Smetana
17 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 17 Contribución Ala - I ala horizontal V-tail Método II vertical canard Contribución canard,horizontal y V-tail muy pequeñas despreciable en 1ª aproximación Aproximación subsonic speeds Asegurarse que las unidades finales son 1/rad is the theoretical wing aspect ratio, is the average fuselage diameter at the wing root, is the wing span, is vertical distance between the fuselage centerline and wing root quarter chord point, positive if the wing is below the fuselage centerline. Ref: Pamadi 1/ 1/
18 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 18 Contribución Ala - II Ref: Pamadi Fig B9 Fig B13 Ref: Pamadi Fig B10 Fig B11 Fig B12
19 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 19 Fig B9 Seleccionar curvas que más se acerquen En función de estrechamiento ( ) y de la flecha Λ / Derivadas en 1/deg, por lo que hay que convertirlas Ref: Pamadi
20 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 20 Fig B9 Cont. I Ref: Pamadi
21 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 21 Fig B9 Cont. II Ref: Pamadi
22 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 22 Fig B9 Cont. III Ref: Pamadi
23 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 23 Fig B10 Ref: Pamadi
24 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 24 Fig B11 Ref: Pamadi
25 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 25 Fig B12 Derivadas en 1/deg, por lo que hay que convertirla Ref: Pamadi
26 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 26 Fig B13 Seleccionar curvas que más se acerquen En función de estrechamiento ( ) y de la flecha Λ / Derivadas en 1/deg, por lo que hay que convertirlas Ref: Pamadi
27 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 27 Fig B13 Cont. I Ref: Pamadi
28 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 28 Fig B13 Cont. II Ref: Pamadi
29 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 29 Fig B13 Cont. III Ref: Pamadi
30 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 30 Fig B14
31 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 31 Fig B15
32 Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 32
33 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 33 Contribución Vertical Método I Ref: Pamadi = Fig B5
34 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 34 Contribución Vertical Ref: Pamadi
35 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 35 Fig B5 Ref: Pamadi b v vertical tail span measured up to the fuselage centerline r 1 es average radius of the fuselage sections underneath the vertical tail
36 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 36 Contribución Canard Horizontal - Vtail Método I Contribución horizontal & V-tail (misma ecuación, utilizar proyección horizontal V-tail) Contribución canard Contribución de estabilizador horizontal al efecto de diedro Contribución del canard al efecto de diedro Ref: Roskam emplear ecuaciones para contribución ala superficie estabilizador horizontal superficie canard superficie alar envergadura horizontal envergadura canard envergadura ala
37 Contribución Ala (diedro) Contribución diedro Asumir aproximación Diedro en radianes increase in section drag coefficient (2D) per unit increase in angle of attack desestabilizante Strip Theory ignorando los efectos de la resistencia inducida, el error aumenta a medida que AR se incrementa dihedral angle Γ is in radians Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 37
38 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 38 Lateral-Directional Concept of strip theory (Pamadi)
39 Contribución Ala (flecha) Método I 1) the sweep-back has a stabilizing effect on static directional stability and 2) the stabilizing effect increases with angle of attack 1 resolver X root chord tip chord wing span Λ leading edge sweept Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 39
40 Lateral-Directional Strip theory analysis of win sweep effect (Pamadi) Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 40
41 Contribución Vertical - I Contribución vertical Método I = xcg Xac,t Fig B5 Se puede obtener mediante estudio aerodinámica Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 41
42 Contribución Vertical - II Fig B5 Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 42
43 Contribución Vertical - III Pendiente de sustentación se puede obtener Fig A19 También mediante métodos teóricos Método válido para cualquier superficie aerodinámica Fig A20 Se ha de utilizar el effective Aspect Ratio, Ref: Pamadi Fig A21 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 43
44 Contribución Vertical - IV Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 44
45 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 45 Contribución Vertical - V Fig A19 Ref: Pamadi
46 Contribución Vertical - VI Fig A20 Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 46
47 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 47 Contribución Vertical - VII Fig A21 Ref: Pamadi
48 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 48 Contribución Vertical - VIII Método II Ref: DARCorp
49 Contribución Fuselaje - I Contribución Fuselaje Método I Fig B3 Fuselaje (góndola) profundidad y anchura D f W f Método II Hay que convertir a 1/rad Fig B4 Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 49
50 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 50 Fig B3 1) Identificar 2) Para un determinar más próximo, 3) Para un determinar más próximo, 4) Para un determinar 5) Para un, determinar, más próximo Ref: Pamadi
51 Fig B3 Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 51
52 Fig B4 Num Reynolds del fuselaje Ref: Pamadi Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 52
53 Contribución Fuselaje - II Método III B6 Ref: Smetana Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 53
54 Fig B6 d es la distancia desde el morro al Xcg Ref: Smetana (Fig 27) Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 54
55 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 55 Lateral-Directional For a propeller-driven airplane: The airplane thrust sideforce-coefficient-due-to-sideslip-derivative is given by: Para aviones jet Para aviones con hélice Aproximación 0 Muy compleja estimación Aproximación 0
56 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 56 Propulsive Derivatives For propeller driven airplanes: The first intermediate calculation parameter is given by Geometría de la hélice The propeller blade radius diameter of prop
57 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 57 Propulsive Derivatives For propeller driven airplanes: The second intermediate calculation parameter is obtained from Figure in Airplane Design Part VI and is a function of the number of propeller blades and the nominal propeller blade angle at 75% radius. Fig A17
58 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 58
59 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 59 Lateral-Directional For a propeller-driven airplane: The airplane thrust yawing-moment-coefficient-due-to-sideslip-derivative is given by Para aviones jet Aproximación 0 Para aviones con hélice Muy compleja estimación Aproximación 0
60 Lateral-Directional For a propeller-driven airplane: The moment arm of the propeller normal force to the airplane center of gravity is given Para aviones jet Aproximación 0 Para aviones con hélice Muy compleja estimación Aproximación 0 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 60
61 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 61 Propulsive Derivatives For propeller driven airplanes: The first intermediate calculation parameter is given by Geometría de la hélice The propeller blade radius diameter of prop
62 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 62 Propulsive Derivatives For propeller driven airplanes: The second intermediate calculation parameter is obtained from Figure in Airplane Design Part VI and is a function of the number of propeller blades and the nominal propeller blade angle at 75% radius. Fig A17
63 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 63
64 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 64 Lateral-Directional Asumir que
65 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 65 Derivadas Roll Rate Derivatives
66 Estimación Derivadas Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Horizontal/Canard/V-tail Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 66
67 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 67 Lateral-Directional Método I Sólo considera la contribución del ala Ref: Pamadi Datos experimentales
68 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, Lateral-Directional Método I Ref: Pamadi
69 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 69 Lateral-Directional Método I Ref: Pamadi Datos experimentales
70 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 70 Lateral-Directional Método I Ref: Pamadi
71 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 71 Lateral-Directional Método II Considera la contribución del ala y del vertical Método II Ref: DarCorp The airplane sideforce-coefficient-due-to-roll-rate derivative is primarily influenced by the vertical tail
72 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 72 Lateral-Directional The roll damping derivative of the wing without dihedral and at zero lift is found from: Método II Ref: DarCorp The roll damping parameter at zero lift is found from Figure in Airplane Design Part VI and is a function of the wing aspect ratio, the Prandtl-Glauert transformation factor, the sectional lift curve slope obtained through the Prandtl-Glauert transformation factor, the wing quarter chord sweep angle, and the taper ratio: wing aspect ratio. Prandtl-Glauert transformation factor. ratio of the incompressible sectional lift curve slope of the wing to 2 Λ / wing quarter chord sweep angle. wing taper ratio. The Prandtl-Glauert transformation factor is defined as Figs A33 ratio of incompressible sectional lift curve slope with 2 Aproximación 1
73 Fig A33 Método II Ref: DarCorp Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 73
74 Fig A33 Método II Ref: DarCorp Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 74
75 Fig A33 Método II Ref: DarCorp Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 75
76 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 76 Lateral-Directional Contribución total ala horizontal V-tail Ref: Pamadi canard vertical Contribución canard,horizontal y V-tail muy pequeñas despreciable en 1ª aproximación wing contribution Strip theory Aproximación 2 Strip theory ignores the induced drag effects and the mutual interference between adjacent wing sections aproximación no válida para AR pequeños
77 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 77 Contribución Ala - I Aproximación para AR normales Ref: Pamadi is the vertical distance between the center of gravity and the wing root chord, positive for center of gravity above the root chord. Datos experimentales Fig A22
78 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 78 Fig A22 Ref: Pamadi
79 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 79 Contribución Ala - II Aproximación para AR normales Ref: Pamadi & Roskam is the wing drag-due-to-lift roll damping parameter. Fig. C13 - is the wing lift coefficient without any flap effects. Δ - is the lift coefficient due to flap deflection. - is the wing zero-lift drag coefficient. - is the flap profile and interference drag coefficient.
80 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 80 Fig. C13 Ref: Pamadi & Roskam drag-due-to-lift roll damping parameter En función de Λ /
81 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 81 Contribución Vertical Tail contribution Ref: Pamadi ángulo de ataque de trimado asumir que el estudio se realiza para 0 is the vertical distance between the aerodynamic center of the vertical tail and the center of gravity measured perpendicular to the fuselage centerline, is the corresponding horizontal distance measured parallel to the fuselage centerline
82 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 82 Contribución (Canard/Horizontal/V-tail) Método I Contribución horizontal & V-tail y canard (misma ecuación, utilizar proyección horizontal V-tail).. superficie lifting surface superficie alar. envergadura lifting surface envergadura ala Canard Horizontal V-tail El subíndice l.s. se substituye por el de la superficie que se esté evaluando El valor de es el que se obtiene para cada una de las distintas superficies.. aerodinámicas utilizando las mismas ecuaciones para el cálculo de la contribución del ala Ref: Roskam emplear ecuaciones para contribución ala
83 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 83 Contribución Horizontal Contribución horizontal.. Método I Δ - is the horizontal tail lift coefficient. - is the horizontal tail lift coefficient. - is the horizontal tail zero-lift drag coefficient. Ref: Roskam
84 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 84 Contribución V-tail Contribución V-tail.. Método I Δ - is the V-Tail drag-due-to-lift roll damping parameter. - is the V-Tail lift coefficient. - is the V-Tail zero-lift drag coefficient. Ref: Roskam
85 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 85 Contribución Canard Contribución Canard.. Método I Δ - is the canard drag-due-to-lift roll damping parameter. - is the canard lift coefficient. - is the canard zero-lift drag coefficient. Ref: Roskam
86 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 86 Lateral-Directional Contribución total ala Ref: Pamadi wing contribution vertical Strip theory Aproximación Strip theory ignores the induced drag effects and the mutual interference between adjacent wing sections aproximación no válida para AR pequeños
87 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 87 Contribución Ala - I wing contribution Aproximación más precisa (velocidades subsónicas) Ref: Pamadi Coeficiente de Oswald (dept. aerodinámica) Pendiente de sustentación del ala expuesta En 1ª aproximación del ala
88 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 88 Contribución Ala - II wing contribution Ref: Pamadi Aproximación más precisa (velocidades subsónicas)
89 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 89 Contribución Ala - III wing contribution Ref: Pamadi SM (márgen estático)
90 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 90 Contribución Vertical Vertical contribution Ref: Pamadi ángulo de ataque de trimado asumir que el estudio se realiza para 0 is the vertical distance between the aerodynamic center of the vertical tail and the center of gravity measured perpendicular to the fuselage centerline, is the corresponding horizontal distance measured parallel to the fuselage centerline
91 Derivadas Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 91
92 Estimación Derivadas Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Horizontal/Canard/V-tail Contribución Ala: flecha, diedro Vertical Fuselaje Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 92
93 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 93 Lateral-Directional Total contribution ala Ref: Pamadi/Roskam vertical wing contribution: The wing contribution is normally negligible, as indicated by TN-1669 tail contribution Aproximación alas rectangulares y flecha zero =
94 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 94 Contribución Ala Total contribution ala Ref: Pamadi/Roskam Wing contribution vertical Aproximación Strip theory ignores the induced drag effects and the mutual interference between adjacent wing sections aproximación no válida para AR pequeños
95 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 95 Contribución Ala Wing contribution ala Wing twist Ref: DarCorp diedro flap
96 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 96 Contribución Ala The slope of the rolling-moment-due-to-roll-rate at zero-lift Ref: Pamadi Fig A23
97 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 97 Fig A23 Ref: Pamadi
98 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 98 Contribución Ala Ref: DarCorp The increment in the rolling-moment-coefficient-due-to-yaw-rate due to wing twist is determined from Figure in Airplane Design Part VI and is a function of wing aspect ratio and wing taper ratio Fig A34 The effect of symmetric flap deflection on the rolling-moment-coefficient-due-to-yaw-rate derivative is obtained from Figure in Airplane Design Partt VI and is a function of wing aspect ratio, wing taper ratio, inboard and outboard flap locations in terms of wing half span, and wing span: Fig A35
99 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 99 Fig A34 Ref: DarCorp
100 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 100 Fig A35 Ref: DarCorp
101 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 101 Contribución Vertical Tail contribution ángulo de ataque de trimado asumir que el estudio se realiza para 0 is the vertical distance between the aerodynamic center of the vertical tail and the center of gravity measured perpendicular to the fuselage centerline, is the corresponding horizontal distance measured parallel to the fuselage centerline
102 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 102 Contribución Ala Total contribution ala Ref: Pamadi/Roskam Wing contribution vertical Aproximación Strip theory ignores the induced drag effects and the mutual interference between adjacent wing sections aproximación no válida para AR pequeños
103 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 103 Contribución Ala - II Wing contribution Fig A24 Ref: Pamadi/Roskam Fig A24 Fig A25 es función del SM
104 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 104 Fig A24 SM (Margen estático) = 0.0 función del SM (Margen estático) SM (Margen estático) = 0.2 SM (Margen estático) = 0.4 Ref: Pamadi
105 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 105
106 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 106 Fig A25 - I SM (Margen estático) = 0 Ref: Pamadi
107 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 107 Fig A25 - I SM (Margen estático) = 0.2 Ref: Pamadi
108 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 108 Fig A25 - I SM (Margen estático) = 0.4 Ref: Pamadi
109 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 109 Contribución Vertical Tail contribution Ref: Pamadi/Roskam per radia ángulo de ataque de trimado asumir que el estudio se realiza para 0 is the vertical distance between the aerodynamic center of the vertical tail and the center of gravity measured perpendicular to the fuselage centerline, is the corresponding horizontal distance measured parallel to the fuselage centerline
110 Derivadas, Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 110
111 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 111 Estimación Derivadas Contribución Vertical Contribución Vertical Contribución Vertical
112 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 112 Contribución Vertical Tail contribution. ángulo de ataque de trimado asumir que el estudio se realiza para 0 is the vertical distance between the aerodynamic center of the vertical tail and the center of gravity measured perpendicular to the fuselage centerline, is the corresponding horizontal distance measured parallel to the fuselage centerline Fig A26 Fig A27 Ref: Pamadi Fig A28
113 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 113 Fig A26 A Alargamiento vertical Λ flecha vertical Ref: Pamadi
114 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 114 Fig A27 Ref: Pamadi
115 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 115 Fig A28 Ref: Pamadi
116 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 116 Contribución Vertical ángulo de ataque de trimado asumir que el estudio se realiza para 0 is the vertical distance between the aerodynamic center of the vertical tail and the center of gravity measured perpendicular to the fuselage centerline, is the corresponding horizontal distance measured parallel to the fuselage centerline
117 Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, 117 Lateral-directional acceleration derivatives Fig A26 Fig A27 Fig A28
118 Bibliografia Performance, Stability, Dynamics, and Control of Airplanes, Bandu N. Pamadi, AIAA Education Series. Riding and Handling Qualities of Light Aircraft A Review and Analysis, Frederick O. Smetana, Delbert C. Summey, and W. Donnald Johnson, Report No. NASA CR-1975, March Airplane Aerodynamics and Performance, Dr. Jan Roskam and Dr. Chuan-Tau Edward Lan, DARcorporation, Flight Vehicle Performance and Aerodynamic Control, Frederick O. Smetana, AIAA Educaction Series, Dynamics of Flight: Stability and Control, Bernard Etkin and LloyidDuff Reid, John Wiley and Sons, Inc Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 118
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