8/13/2019 Polar 2

1/21

ROGELIO ESPINO PAZ

5AM3

CALCULO DE LA POLAR DEL AVION CESSNA CITATION MUSTANG

Parmetros del ALA Valor

Velocidad de crucero 630 km/hr

Altura de crucero 10 668 m

Conicidad () 0.446Envergadura ( b) 13.03m

Superficie alar (S) 19.51 m2

Alargamiento (AR) 8.7

Torcimiento geomtrico ( ) -2.528

Peso mximo de despegue 3921 kgCraz 2.09m

C punta .932 m

Perfil NACA23012

8/13/2019 Polar 2

2/21

Parmetros del empenaje Horizontal Valor

Velocidad de crucero 630 km/hr

Altura de crucero 10 668 m

Conicidad () 0.416Envergadura ( b) 5.3m

Superficie alar (S) 5.4 m2

Alargamiento (AR) 5.2

Torcimiento geomtrico ( ) 0Craz 1.465m

C punta .61m

Perfil NACA1408

Perfil EV(aprox.) NACA0006

Constantes y datos ALA EMENAJE HORIZONTAL

0

1( )a

.067 .2

E 1.05 1.08

ea .056 .112

f .998 .9995

J -.38 -395

U .985 .98

0L -.5393 -.5

LMAXC 1.145 .95

t X .95

8/13/2019 Polar 2

3/21

8/13/2019 Polar 2

4/21

CLEH' CDoEH CDi EH CDEH CDEH' CLTS/A CDEV CD'BARQUILLA CD'Montantes

-0.20004391 0.009 0.07294302 0.08194302 0.02114683 -0.38740311 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.18333939 0.0078 0.03152576 0.03932576 0.0101487 -0.31469859 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.15643261 0.0073 0.02295137 0.03025137 0.0078069 -0.23179181 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.12952583 0.0068 0.015735 0.022535 0.00581555 -0.14888503 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.10261905 0.0065 0.00987666 0.01637666 0.00422628 -0.06597825 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.07571226 0.0062 0.00537634 0.01157634 0.00298748 0.01692854 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.04880548 0.0055 0.00223404 0.00773404 0.0019959 0.09983532 0.0051 0.0017 0.00037417

-0.0218987 0.0051 0.00044977 0.00554977 0.00143222 0.1827421 0.0051 0.0017 0.00037417

0.00500808 0.005 2.3523E-05 0.00502352 0.00129641 0.26564888 0.0051 0.0017 0.00037417

0.03191486 0.0053 0.0009553 0.0062553 0.00161429 0.34855566 0.0051 0.0017 0.00037417

0.05882164 0.0055 0.0032451 0.0087451 0.00225683 0.43146244 0.0051 0.0017 0.00037417

0.08572842 0.0058 0.00689293 0.01269293 0.00327563 0.51436922 0.0051 0.0017 0.00037417

0.1126352 0.006 0.01189878 0.01789878 0.00461909 0.597276 0.0051 0.0017 0.00037417

0.13954198 0.0068 0.01826265 0.02506265 0.00646786 0.68018278 0.0051 0.0017 0.00037417

0.16644876 0.0073 0.02598455 0.03328455 0.00858966 0.79 0.0051 0.0017 0.00037417

0.19335554 0.0083 0.03506447 0.04336447 0.01119096 0.83111 0.0051 0.0017 0.00037417

0.22026232 0.0093 0.04550242 0.05480242 0.01414272 0.92890312 0.0051 0.0017 0.00037417

0.2471691 0.0115 0.05729839 0.06879839 0.01775463 1.0118099 0.0051 0.0017 0.00037417

0.27407588 0.0119 0.07045239 0.08235239 0.02125247 1.09471668 0.0051 0.0017 0.00037417

0.30098266 0.013 0.08496441 0.09796441 0.02528143 1.17762346 0.0051 0.0017 0.00037417

0.32788944 0.014 0.10083445 0.11483445 0.02963504 1.21 0.0051 0.0017 0.00037417

0.35479622 0.017 0.11806252 0.13506252 0.03485525 1.2311 0.0051 0.0017 0.00037417

0.381703 0.014 0.13664861 0.15064861 0.03887751 1.2461 0.0051 0.0017 0.00037417

0.40860978 0.0055 0.15659273 0.16209273 0.04183087 1.2505 0.0051 0.0017 0.00037417

0.43551656 0.0117 0.17789487 0.18959487 0.04892827 1.2589 0.0051 0.0017 0.00037417

0.46242334 0.0095 0.20055504 0.21005504 0.05420838 1.2467 0.0051 0.0017 0.00037417

8/13/2019 Polar 2

5/21

CD'TA CD'FUS 1.05CD'PAR CL' CD' CLTC/A CDTS/AyTA CDTC/AyTA CDTC/TA CDTC/A

0.04481495 0.0562 0.11359857 0.98103537 0.1330122 0.59363225 0.10123435 0.2790615 0.1460493 0.23424655

0.04481495 0.0526 0.10981857 0.98103537 0.1330122 0.66633678 0.08479326 0.26262041 0.12960821 0.21780546

0.04481495 0.05 0.10708857 0.98103537 0.1330122 0.74924356 0.07859146 0.25641861 0.12340641 0.21160366

0.04481495 0.048 0.10498857 0.98103537 0.1330122 0.83215034 0.0738031 0.25163024 0.11861804 0.2068153

0.04481495 0.0464 0.10330857 0.98103537 0.1330122 0.91505712 0.07026977 0.24809692 0.11508472 0.20328197

0.04481495 0.0446 0.10141857 0.98103537 0.1330122 0.9979639 0.06730989 0.24513703 0.11212483 0.20032209

0.04481495 0.0442 0.10099857 0.98103537 0.1330122 1.08087068 0.0663002 0.24412735 0.11111515 0.1993124

0.04481495 0.0438 0.10057857 0.98103537 0.1330122 1.16377746 0.06590137 0.24372852 0.11071632 0.19891357

0.04481495 0.0433 0.10005357 0.98103537 0.1330122 1.24668424 0.06595839 0.24378554 0.11077334 0.19897059

0.04481495 0.0445 0.10131357 0.98103537 0.1330122 1.32959102 0.06833707 0.24616422 0.11315202 0.201349270.04481495 0.0446 0.10141857 0.98103537 0.1330122 1.4124978 0.07001838 0.24784553 0.11483333 0.20303058

0.04481495 0.0455 0.10236357 0.98103537 0.1330122 1.49540458 0.07374892 0.25157607 0.11856387 0.20676112

0.04481495 0.048 0.10498857 0.98103537 0.1330122 1.57831136 0.0798171 0.25764424 0.12463204 0.2128293

0.04481495 0.051 0.10813857 0.98103537 0.1330122 1.66121815 0.08709854 0.26492569 0.13191349 0.22011074

0.04481495 0.0562 0.11359857 0.98103537 0.1330122 1.77103537 0.095 0.27522314 0.14221094 0.2304082

0.04481495 0.05268 0.10990257 0.98103537 0.1330122 1.81214537 0.09909992 0.27692706 0.14391486 0.23211212

0.04481495 0.062 0.11968857 0.98103537 0.1330122 1.90993849 0.11486927 0.29269642 0.15968422 0.24788147

0.04481495 0.07 0.12808857 0.98103537 0.1330122 1.99284527 0.13154574 0.30937289 0.17636069 0.26455794

0.04481495 0.0758 0.13417857 0.98103537 0.1330122 2.07575205 0.14563112 0.32345826 0.19044606 0.27864332

0.04481495 0.083 0.14173857 0.98103537 0.1330122 2.15865883 0.16275058 0.34057772 0.20756552 0.29576278

0.04481495 0.084 0.14278857 0.98103537 0.1330122 2.19103537 0.17391766 0.35174481 0.21873261 0.30692986

0.04481495 0.085 0.14383857 0.98103537 0.1330122 2.21213537 0.18718431 0.36501146 0.23199926 0.32019651

0.04481495 0.0861 0.14499357 0.98103537 0.1330122 2.22713537 0.19809099 0.37591813 0.24290593 0.33110319

0.04481495 0.08713 0.14607857 0.98103537 0.1330122 2.23153537 0.20809173 0.38591887 0.25290667 0.34110393

0.04481495 0.08818 0.14718107 0.98103537 0.1330122 2.23993537 0.22248699 0.40031414 0.26730194 0.35549919

0.04481495 0.08923 0.14828357 0.98103537 0.1330122 2.22773537 0.23429792 0.41212507 0.27911287 0.36731012

8/13/2019 Polar 2

6/21

GRAFICAS

1.-POLAR DEL AVION LIMPIO (ALETAS Y TREN DE ATERRIZAJE RETRAIDOS)

2.- POLAR DEL AVION SUCIO (ALETAS Y TREN DE ATERRIZAJE EXTENDIDOS)

-8-7

-6-5-4

-3-2-1012

34

567

89

1011 12 13

14 15 16 17

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2

2.2

2.4

0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45

CL

CD

POLAR 2

-8--7

--6--5

--4-3-2

-1012

34

5

678

910

11 1213 1415 16 17

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25

CL

CD

POLAR 1

8/13/2019 Polar 2

7/21

-8-7

-6-5

-4-3-2-10123

45

678

910

11121314151617

0

0.5

1

1.5

2

2.5

0 0.1 0.2 0.3 0.4

CL

CD

POLAR 4

POLAR 4

3.-POLAR DEL AVION SOLO CON TREN DE ATERRIZAJE EXTENDIDO

4.-POLAR DEL AVION SOLO CON ALETAS EXTENDIDAS

--8--7

--6--5

--4-3-2-1012

34

567

89

1011 12 13

1415 16 17

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3

CL

CD

POLAR 3

8/13/2019 Polar 2

8/21

PROCEDIMENTO

COLUMNA 1

Se coloc el ngulo de ataque del fuselaje desde -8 hasta 20, sin embargo debido a razones

producidas por el perfil del empenaje vertical , se ver que es necesario recortar hasta 9 debido a

que el empenaje entra en perdida no as el ala.

COLUMNA 2

Se suma al ngulo de ataque el ngulo de incidencia del ala que para este avin es de 4.115.

COLUMNA 3

Se calculara el coeficiente de levantamiento del ala para lo que se requiere la siguiente

informacin:

SEMIENVERGADURA ALA Cl=Clb+CLClaEstacin y (m) Cuerda (m) Lb La Clb Cla CL=1.145

0 0 2.09 -0.291 1.344 0.00172886 0.96286597 1.104210389

0.2 1.303 1.8599519 -0.204 1.261 0.02657042 1.01514067 1.188906482

0.4 2.606 1.6272361 -0.017 1.138 0.00253086 1.04713951 1.201505597

0.6 3.909 1.3945203 0.12 0.972 -0.02084617 1.04364856 1.174131429

0.8 5.212 1.1618045 0.18 0.748 -0.03753266 0.96400969 1.066258429

0.9 5.8635 1.0454466 0.179 0.579 -0.04147831 0.8292578 0.908021864

0.95 6.18925 0.98726765 0.146 0.446 -0.03582514 0.67641434 0.738669283

0.975 6.352125 0.95817818 0.1 0.328 -0.02528271 0.51255494 0.561592695

Grafica CL vs Estacin.

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

0 0.5 1 1.5

CL

Estacion

CLMAX del perfil

CL=1.145

8/13/2019 Polar 2

9/21

De la grfica anterior se obtiene el CLMAXdel ala.

CLMAX=1.145

Del libro theory of wing seccin Abbott se obtienen los valores de Cl del perfil que compone el

ala (NACA 23012), con los puntos se grafica Cl vs del perfil,se observa que para este caso el

Clmax del perfil es de 1.2, a partir de este valor inicia la zona de desplome, la cual nos servir para

calcular la zona de desplome de la grfica Cl vs del Ala.

Con la siguiente formula se calculara la pendiente del ala:

57.3*

1 *

eala

e

aa f

a

A

Se calcula el ngulo de 0 levantamiento:

0 0L ala L perfil J

0 1.5 ( .38* 2.528) .539

L ala

Pendiente de levantamiento del ala

ae 0.064A 8.7

Conicidad () 0.446

f 0.998

aala 0.056315

8/13/2019 Polar 2

10/21

PERFIL ALA

Angulo CL angulo CL

-8 -0.9003 -8 -0.2007

-7 -0.7836 -7 -0.1407

-6 -0.6669 -6 -0.0807

-5 -0.5502 -5 -0.0207-4 -0.4335 -4 0.0393

-3 -0.3168 -3 0.0993

-2 -0.2001 -2 0.1593

-1 -0.0834 -1 0.2193

0 0.0333 0 0.2793

1 0.15 1 0.3393

2 0.2667 2 0.3993

3 0.3834 3 0.4593

4 0.5001 4 0.5193

5 0.6168 5 0.57936 0.7335 6 0.6393

7 0.8502 7 0.6993

8 0.9669 8 0.7593

9 1.0836 9 0.8193

10 1.2003 10 0.8793

11 1.3 11 0.9393

12 1.39 12 0.9993

13 1.48 13 1.0593

14 1.55 14 1.1193

15 1.65 15 1.1793

16 1.7 16 1.1450

17 1.77 17 1.1250

18 1.8 18 1.1250

19 1.77 19 1.1250

20 1 20 1.1250

21 1.1250

22 1.1250

23 1.1250

24 1.1250

25 1.1250

8/13/2019 Polar 2

11/21

Grafica CL vs del perfil y del ala.

COLUMNA 4

Se debe obtener el coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma el ala, esto se

realiza con la graficas de CD vs Cl, localizada en el libro theory of wing seccin Abbott, con los

datos de cl del perfil a sus respectivos ngulos

COLUMNA 5

Calcular la resistencia al avance inducida:

2

* *

lADiA

CC

A e

PARAMETRO VALOR

lAC (columna 3)

A(alargamiento del ala) 8.7

e .985

Del libro theory of wingseccin Abbott, se obtiene el valor e.

-1.5

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

2

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

CL

Angulo de ataque

PERFIL

ALA

8/13/2019 Polar 2

12/21

COLUMNA 6

Esta columna se genera sumando la columna 4 y la columna 5.

COLUMNA 7

0.3.25

0.725

3*( )LA

CamKC

A l

Parmetro Valor

K(Constante empenaje T) 20

LAC Columna 3

(conicidad del ala) .446

A (Alargamiento del ala) 8.7

Cam (Cuerda aerodinmica media del ala) 1.58ml(distancia entre centros aerodinmicos ala y

EH)

5.6m

COLUMNA 8

Calcular el ngulo de ataque del empenaje horizontal:

EH A A EHi i

Parmetro Valor

A (angulo de ataque del ala) Columna 2

Ai (angulo de incidencia del ala) 4.115

EHi (Angulo de incidencia del EH) 0

(ngulo de la desviacin de la estela) Columna 7

8/13/2019 Polar 2

13/21

COLUMNA 9

Se calculara el coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal para lo que se requiere la

siguiente informacin:

DISTRIBUCION EMPENAJE cl=clb+CLCla

Estacin y (m) Cuerda (m) Lb La Clb Cla CL=.8 0.9 0.95

0 0 1.4659 -0.225 1.333 0.00000 0.92651 0.74121 0.833856 0.880182

0.2 0.53 1.2956 -0.159 1.26 0.00000 0.99084 0.79267 0.891752 0.941294

0.4 1.06 1.1254 -0.016 1.149 0.00000 1.04022 0.83218 0.936202 0.988213

0.6 1.59 0.9552 0.091 0.988 0.00000 1.05388 0.84311 0.948494 1.001188

0.8 2.12 0.7849 0.14 0.748 0.00000 0.97092 0.77674 0.873828 0.922375

0.9 2.385 0.6998 0.138 0.56 0.00000 0.81530 0.65224 0.733773 0.774538

0.95 2.5175 0.6573 0.11 0.415 0.00000 0.64332 0.51466 0.578989 0.611155

0.975 2.58375 0.6360 0.071 0.304 0.00000 0.48702 0.38962 0.438318 0.462669

1 2.65 0.6147 0 0 0.00000 0.00000 0.00000 0.000000 0.000000

Grafica CL vs Estacin.

De la grfica anterior se obtiene el CLMAXdel ala.

CLMAX=.95

Del libro theory of wing seccin Abbott se obtienen los valores de Cl del perfil que compone el

ala (NACA 23012), con los puntos se grafica Cl vs del perfil, se observa que para este caso el

Clmax del perfil es de 1.2, a partir de este valor inicia la zona de desplome, la cual nos servir para

calcular la zona de desplome de la grfica Cl vs del Ala.

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2

CL

Estacion

CLMAX DEL PERFIL

CL=.8

CL=.9

CL=.95

8/13/2019 Polar 2

14/21

Con la siguiente formula se calculara la pendiente del ala:

57.3*1

*

eala

e

aa fa

A

Se calcula el ngulo de 0 levantamiento:

0 0L ala L perfil J

0 0.5 ( .38 *0) 0.5

L ala

Con la pendiente se tabulan los puntos necesarios para graficar la grfica de sustentacin contra

ngulo de ataque:

Pendiente de levantamiento del ala

ae .185A 5.2

Conicidad () .416

f .9995

aala .11214

8/13/2019 Polar 2

15/21

PERFIL EHAngulo CL angulo CL

-8 -0.7502 -8 -0.84075

-7 -0.6408 -7 -0.72865

-6 -0.5314 -6 -0.61655

-5 -0.422 -5 -0.50445

-4 -0.3126 -4 -0.39235

-3 -0.2032 -3 -0.28025

-2 -0.0938 -2 -0.16815

-1 0.0156 -1 -0.05605

0 0.125 0 0.056051 0.2344 1 0.16815

2 0.3438 2 0.28025

3 0.4532 3 0.39235

4 0.5626 4 0.50445

5 0.672 5 0.61655

6 0.7814 6 0.72865

7 0.8908 7 0.84075

8 1.0002 8 0.95285

9 1.1 9 1.05

10 1.19 10 1.14

11 1.25 11 1.2

12 1.3 12 1.25

13 1.32 13 1.27

14 1.3 14 1.25

15 1.26 15 1.21

16 1.17 16 1.12

17 1.08 17 1.03

8/13/2019 Polar 2

16/21

Grafica CL vs del perfil y del EH.

Debido a que no tiene torcimiento y que la superficie del ala es pequea las graficas son muy

similares.

COLUMNA 10

Calcular coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal referido a la superficie alar.

' EH EH EH EHA

q SCL CL

q S

Parmetro Valor

EHqq

(cociente de la presin dinmica del EH entre la

presin dinmica del flujo libre)

.95 (Eficiencia del empenaje horizontal )

EH

A

S

S

2

2

5.4.2767

19.51

m

m

EHCL Columna 9

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

-10 -5 0 5 10 15 20

CL

Angulo de ataque

PERFIL DE EH

EH

8/13/2019 Polar 2

17/21

COLUMNA 11

Se debe obtener el coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma el EH, esto se

realiza con la graficas de CD vs Cl, localizada en el libro theory of wing seccin Abbott, con los

datos de cl del perfil a sus respectivos ngulos.

COLUMNA 12

Calcular la resistencia al avance inducida:

2

* *

LEHDiEH

CC

A e

PARAMETRO VALOR

LEHC (columna 9)

A (alargamiento del EH) 8.7

e .985

Del libro theory of wing seccin Abbott, se obtiene el valor e.

COLUMNA 13

Calcular el coeficiente de resistencia al avance del empenaje horizontal:

DEHC Columna11 + Columna 12

COLUMNA 14

Calcular coeficiente de arrastre del empenaje horizontal referido a la superficie alar.

' EH EH EH EHA

q SCD CD

q S

Parmetro Valor

EHq

q

(cociente de la presin dinmica del EH entre la

presin dinmica del flujo libre)

.95 (Eficiencia del empenaje horizontal )

EH

A

S

S

2

2

5.4.2767

19.51

m

m

EHCD Columna 13

8/13/2019 Polar 2

18/21

COLUMNA 15

Coeficiente de levantamiento total sin aletas extendidas avin limpio:

/TS ACL Columna 3 + columna 10

COLUMNA 16

Resistencia parsita del empenaje vertical, se obtiene con el valor de coeficiente de resistencia al

avance del perfil que lo conforma a 0 .

' .0051

D EVC

COLUNA 17

Para calcular las estas resistencias paracitas se realiza mediante el uso de la siguiente formula y

datos necesarios para buscar en la grfica que se localiza en Aerodynamics Aeronautics and Flight

Mechanics.

'

BARQUILLA

D BARQUILLA DBARQUILLA ELEMENTOS

A

SC C N

S

COLUMNA 18

Para calcular la resistencia paracita de los montantes se utiliza la misma expresin de la columna

17 pero con los siguientes datos:

Montantes

S= 0.073

Fineza= 8

Cdmontantes 0.05

CD'Montantes 0.00037417

BARQUILLA

D(dimetro)= 0.7

S(superficie frontal)= 0.38fineza= 2.7

CDBarquilla

(obtenida de una grfica del

libro antes mencionado) 0.045

CD'Barquilla 0.00175295

8/13/2019 Polar 2

19/21

COLUMNA 19

TREN DE ATERRIZAJE NARIZ

Elemento #Elementos Observaciones Superficie cd Cd' (SA) ancho largo

1 1 cilindrico 0.0738 1.01 0.003820502 0.09 0.

2 2 Rectangular 0.01584 1.2 0.001948539 0.048 0.

3 1 Llanta 0.0912 0.8 0.003739621 0.19 0.

4 2 Rectangular 0.001444 1.2 0.000177632 0.038 0.0

total= 0.009686294

TREN DE ATERRIZAJE TRACERO

Elemento #Elementos Observaciones Superficie cd Cd' (SA) ancho largo

1 2 cilindrico 0.0504 1.1 0.005683239 0.144 0.35

2 2 cilindrico 0.0378 1.1 0.00426243 0.135 0.28

3 2 cilindrico 0.133 1.1 0.014997437 0.35 0.38

4 2 llanta 0.0912 0.8 0.007479241 0.19 0.48

5 4 cilindrico 0.012 1.1 0.002706304 0.1 0.12

total= 0.035128652

8/13/2019 Polar 2

20/21

COLUMNA 20.

El coeficiente de resistencia al avance del fuselaje se obtiene grficamente, estas graficas se

pueden encontrar en el libro Theory of Flight. Donde se muestran dos curvas de CL vs CD, para un

fuselaje de seccin circular y otra para un fuselaje de seccin cuadrada. En este caso se utiliz la

curva para seccin circular, debido a la forma que el fuselaje presenta.

COLUMNA 21

Se suman todos los coeficientes de resistencia paracitas y se multiplican por 1.05.

COLUMNA 22

Incremento en el valor del coeficiente de levantamiento referido a la superficie alar cuando se

extienden las aletas:

' 0.9( / ) .981035f ACL S S

Este mtodo y dems formulas se pueden encontrar de la pagina 98 y siguientes del libro

Aerodynamics Aeronautics and Flight Mechanics.McCormick.

COLUMNA 23

Incremento en el coeficiente de resistencia al avance referido a la superficie alar cuando se

extienden las aletas:

1.38 2

' 1.7( / ) ( / ) .133D f f AC c c S S sen

COLUMNA 24

Calcular coeficiente de levantamiento total con aletas extendidas.

/LTC AC Columna 15 + columna 22

COLUMNA 25

Calcular coeficiente de resistencia al avance total sin aletas y sin tren de aterrizaje. 7

/DTS AyTAC Columna 6 + Columna 14 + Columna 21 - columna 19

COLUMNA 26

Calcular coeficiente de resistencia al avance total con aletas y tren de aterrizaje extendidos.

/DTC AyTAC Columna 6 + Columna 14 + Columna 21 + columna 23

8/13/2019 Polar 2

21/21

COLUMNA 27

Calcular coeficiente de resistencia al avance total slo con tren de aterrizaje extendido.

/DTC TAC Columna 6 + Columna 14 + Columna 21

COLUMNA 28

Calcular coeficiente de resistencia al avance slo aletas extendidas.

/DTC AC Columna 6 + Columna 14 + Columna 21 + columna 23- columna 19

CONSTRUCCION DE CURVAS POLARES

1.- Polar del avin sucio(aletas y tren de aterrizaje retraidos).

Graficar columna 15 vs columna 25

2.-Polar del avin sucio (aletas y tren de aterrizaje extendidos).

Graficar columna 24 vs columna 26

3.-Polar del avin solo con tren de aterrizaje extendido.

Graficar columna 15 vs columna 27

4.- Polar del avin solo con aletas extendidas.

Graficar columna 15 vs columna 28