Módulo 9 ÁMECÁNICA DEL VUELO

Primera parte: INTRODUCCIÓNINTRODUCCIÓN

1.VISIÓN GENERAL:

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2. SISTEMAS DE REFERENCIA:Sistema de ejes Horizonte Local Fh Sistema de ejes Viento Fw

•Origen en el centro de masas del avión•X ligado en cada instante al vector velocidad•Xw ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión•Zw en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a Xw•Y completa el triedo a derechas•Yw completa el triedo a derechas

Ángulo de asiento de la velocidad ɤ:

Ángulo de asiento del avión θ:Sistema de ejes Cuerpo Fb

Ángulo de asiento del avión θ:

Ángulo de balance del avión ϕ:

Ángulo de ataque α:Ángulo de ataque α:

Ángulo de resbalamiento β:

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2. SISTEMAS DE REFERENCIA:Sistema de ejes Horizonte Local Fh Sistema de ejes Viento Fw

•Origen en el centro de masas del avión•X ligado en cada instante al vector velocidad•Xw ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión•Zw en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a Xw•Y completa el triedo a derechas•Yw completa el triedo a derechas

Ángulo de asiento de la velocidad ɤ:

Ángulo existente entre el vectorSistema de ejes Cuerpo Fb

Ángulo existente entre el vector velocidad aerodinámica (eje xw ) y su proyección sobre el plano horizontal

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2. SISTEMAS DE REFERENCIA:Sistema de ejes Horizonte Local Fh Sistema de ejes Viento Fw

•Origen en el centro de masas del avión•X ligado en cada instante al vector velocidad•Xw ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión•Zw en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a Xw•Y completa el triedo a derechas•Yw completa el triedo a derechas

Ángulo de asiento del avión θ:

Ángulo existente entre el eje x del aviónSistema de ejes Cuerpo Fb

Ángulo existente entre el eje xb del avión y su proyección sobre el plano horizontal

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2. SISTEMAS DE REFERENCIA:Sistema de ejes Horizonte Local Fh Sistema de ejes Viento Fw

•Origen en el centro de masas del avión•X ligado en cada instante al vector velocidad•Xw ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión•Zw en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a Xw•Y completa el triedo a derechas•Yw completa el triedo a derechas

Ángulo de balance del avión ϕ:

Ángulo existente entre el eje y y laSistema de ejes Cuerpo Fb

Ángulo existente entre el eje yb y la intersección del plano yb zb con el plano horizontal

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2. SISTEMAS DE REFERENCIA:Sistema de ejes Horizonte Local Fh Sistema de ejes Viento Fw

•Origen en el centro de masas del avión•X ligado en cada instante al vector velocidad•Xw ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión•Zw en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a Xw•Y completa el triedo a derechas•Yw completa el triedo a derechas

Ángulo de ataque α:

Ángulo existente entre la proyecciónSistema de ejes Cuerpo Fb

Ángulo existente entre la proyección del vector velocidad aerodinámica (xw) sobre el plano de simetría del avión y el eje xb

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2. SISTEMAS DE REFERENCIA:Sistema de ejes Horizonte Local Fh Sistema de ejes Viento Fw

•Origen en el centro de masas del avión•X ligado en cada instante al vector velocidad•Xw ligado en cada instante al vector velocidad aerodinámica del avión•Zw en el plano de simetría, orientado hacia abajo en la actitud normal del avión, perpendicular a Xw•Y completa el triedo a derechas•Yw completa el triedo a derechas

Ángulo de resbalamiento β:

Ángulo existente entre el vectorSistema de ejes Cuerpo Fb

Ángulo existente entre el vector velocidad aerodinámica (xw) y su proyección sobre el plano de simetría del avión

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S d Segunda parte:ACTUACIONES DE LOS AVIONES ACTUACIONES DE LOS AVIONES

CON MOTOR A REACCIÓN

1. ECUACIONES DEL MOVIMIENTO:

VWTL cossin2

dtdVmWDT

rmWTL

T

cT

sincos

cossin

dt

Para vuelo recto (rc=∞) horizontal(γ=0) no acelerado se tiene (T<<L y εT<<1):

LCLW

11D

L

CC

DL

TW

2. VUELO HORIZONTAL ÍRECTILÍNEO Y UNIFORME:

12 V.H.R.U: Empuje necesario

V.H.R.U: Vuelo en primer y segundo régimen

13V.H.R.U: Efecto de la altitud de vuelo

Potencia disponible. (Motor a reacción)

V.H.R.U: Potencia necesaria y potencia disponible

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potencia disponible

3. ACTUACIONES INTEGRALES:

iL

WW

cc

cE

ln1

L

fDej

WWcR

Wcc

2

1122 gmf

15

fiej

WWccS

RD

2 T

c fej donde:

4. ASCENSO Y DESCENSO ÍRECTILÍNEO UNIFORME:

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5. VIRAJE EN UN PLANO HORIZONTAL:

rVmL sin

2

dVmDT

WLrc

cos

ϴ

dtmDT

ngVR

12

2

Vng 12

Nota: ecuaciones expresadas en ejes intrínsecos al movimiento

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6. PULL-UP EN UN PLANO VERTICAL:

VPara :0

2

ngngVR

)1()1(

V

nngrandesnPara 1:

SW

gCR

g

L

2

SW

nCg L

2

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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

• VS ≡ velocidad de entrada en pérdida

• VA ≡ velocidad de maniobra de proyectog ppeso y altitud dados • VC ≡ velocidad de crucero de proyecto

• VD ≡ velocidad de picado de proyecto

• VS ≡ velocidad de flaps de proyecto

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S p p y

7.2 Efecto de la altitud y del peso :h=15000ft Sea Level

W=100.000N

h=10000ftSea Level

W=130.000N

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8. CURVA POLAR PARA DISTINTOS Nº MACH:

21

8.1. Curvas de parámetros corregidos:

Sustentación y resistencia aerodinámicas:

SKMSML 2221 Interesará transformar las

DD

LL

ScKMScMaD

ScKMScMaL

2220

2220

212

curvas de empuje y resistenciapara que aparezcan estos

á t id L/δ2 parámetros corregidos L/δ yW/δ

22

8.2. Actuaciones 8.2. Actuaciones en ascenso:

23

8.3. Actuaciones 8.3. Actuaciones en descenso:

24

8.4. Actuaciones integrales( f d ibilid d)(efectos de compresibilidad):

dWacMds L 0

dWcdt

WccMds

L

ejD

1

Wccdt

ejD

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9 RESUMEN DE LA ACTUACIONES 9. RESUMEN DE LA ACTUACIONES INTEGRALES CON MOTOR A REACCIÓN

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Tercera parte: Tercera parte: ACTUACIONES DE LOS AVIONES

CON MOTOR ALTERNATIVO Y ÉHÉLICE

1. POTENCIA DISPONIBLE:

HPhKgó

JNespecíficoconsumoC

PP

ep

hmD

)/(

HPhsJsp .)/.(

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2. VUELO HORIZONTAL ÍRECTILÍNEO Y UNIFORME

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2.1 Vuelo en primer y segundo régimen:p y g g

30

3. ASCENSO RECTILÍNEO Y UNIFORME:

31

4. DESCENSO RECTILÍNEO Y UNIFORME:

32

5. ACTUACIONES INTEGRALES:

Fórmulas de Breguet para Fórmulas de Breguet para motor alternativo +hélice

0l WCR Lh

2

12

123

1

0

2

ln

WWSCE

WW

CC

CR

Lh

D

L

ep

h

2

02

12 WWSCC

EDep

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Cuarta parte: ACTUACIONES ENACTUACIONES EN

DESPEGUE Y ATERRIZAJEDESPEGUE Y ATERRIZAJE

1. ACTUACIONES EN DESPEGUE:

)( LWDTF r

Puede obtenerse una expresión aproximada de la distancia de despegue haciendo uso de las siguientes hipótesis:

El j d l t ti t t• El empuje del motor se mantiene constante• Se considera un valor medio de [D+μr(W-L)] • Considerando como velocidad de despegue la velocidad de entrada en pérdida p g pincrementada en un 20%

WS 44.1 2

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medrLmáxLO LWDTSCg

S)(

Variación de fuerzas durante el despegue:

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1. ACTUACIONES EN ATERRIZAJE:

medr LWDF )(

Puede obtenerse una expresión aproximada de la carrera de aterrizaje haciendo uso de las siguientes hipótesis:

S id l di d [D+ (W L)] • Se considera un valor medio de [D+μr(W-L)] • Considerando como velocidad de aterrizaje la velocidad de entrada en pérdida incrementada en un 30%

medrLmáxL LWDSCg

WS)(

69.1 2

37

Variación de fuerzas durante el aterrizaje:f j

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