Módulo 9 MECÁNICA DEL VUELO

Módulo 9 MECÁNICA DEL VUELO

Primera parte: INTRODUCCIÓN

3 1.VISIÓN GENERAL:

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

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

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

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

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

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

Segunda parte: ACTUACIONES DE LOS AVIONES CON MOTOR A REACCIÓN

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

2. VUELO HORIZONTAL RECTILÍNEO Y UNIFORME: 12 V.H.R.U: Empuje necesario

V.H.R.U: Vuelo en primer y segundo régimen 13 V.H.R.U: Efecto de la altitud de vuelo

Potencia disponible. (Motor a reacción) V.H.R.U: Potencia necesaria y potencia disponible 14

3. ACTUACIONES INTEGRALES: i L W W c c c E ln 1 L f D ej W W c R W c c 2 1 1 2 2 g m f 15 f i ej W W c c S R D 2 T c f ej donde:

16 4. ASCENSO Y DESCENSO RECTILÍNEO UNIFORME:

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 2 2 1 g n 1 V 2 Nota: ecuaciones expresadas en ejes intrínsecos al movimiento 17

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

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

7.2 Efecto de la altitud y del peso : h=15000ft Sea Level W=100.000N Sea Level h=10000ft W=130.000N 20

21 8. CURVA POLAR PARA DISTINTOS Nº MACH:

8.1. Curvas de parámetros corregidos: Sustentación y resistencia aerodinámicas: 1 Interesará transformar las 2 2 2 0 M ScL KM ScL curvas de empuje y resistencia 2 2 2 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 8.2. Actuaciones en ascenso:

24 8.3. Actuaciones en descenso:

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 9. RESUMEN DE LA ACTUACIONES INTEGRALES CON MOTOR A REACCIÓN

Tercera parte: ACTUACIONES DE LOS AVIONES CON MOTOR ALTERNATIVO Y HÉLICE

1. POTENCIA DISPONIBLE: P C D ep P m h N consumo específico s.( J / s ) ó Kg h. HP 28

29 2. VUELO HORIZONTAL RECTILÍNEO Y UNIFORME

30 2.1 Vuelo en primer y segundo régimen:

31 3. ASCENSO RECTILÍNEO Y UNIFORME:

32 4. DESCENSO RECTILÍNEO Y UNIFORME:

5. ACTUACIONES INTEGRALES: Fórmulas de Breguet para motor alternativo +hélice R E h C ep C C L D W 0 ln W 1 3 2 1 1 h CL 2 2 2S W1 W0 C C ep D 33

Cuarta parte: ACTUACIONES EN DESPEGUE Y ATERRIZAJE

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 2 1.44W g SC T D ( W L) Lmáx r med

36 Variación de fuerzas durante el despegue:

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 2 1.69W g SC D ( W Lmáx r L) med 37

38 Variación de fuerzas durante el aterrizaje: