Determinación de cargas para el panel de material compuesto.

Tomando como referencia la aerodinámica y el hecho de que la sustentación es igual a una masa (para nuestro objeto de estudio una carga); primero se realizó una distribución de levantamiento del ala entera mediante una hoja de cálculo en Excel, donde ocupamos los siguientes datos y fórmulas:

variable significado Valor asignadoL levantamiento 3554873.386 Nρ *Densidad 0.301595 Kg/m3

S Superficie alar (semi ala) 78.95 m2

V2 Velocidad (crucero) 268.055 m/sCL (prom) Coeficiente de levantamiento 1.0231CD (prom) Coeficiente de arrastre 0.250031Cr Cuerda raíz 6.3986 mCt Cuerda punta 3.199 mλ Conicidad 0.5 CAM Cuerda aerodinámica media 1.16667

*(anexo 1 y 2) La densidad fue calculada mediante el producto de la densidad a nivel del mar y la densidad presentada a una altura de 40000ft , dicha altura es la altura máxima de vuelo crucero del avión. Quedando de la siguiente manera: (1.2225 Kg/m3)(0.2462)=0.30009795 Kg/m3

Distribución de levantamiento:

Cuerda de raíz = 21+ λ

C prom

Cuerda de punta = λ∗Cr

Conicidad que por generalidad se asigna el valor de 0.5= λ

CAM= ( 23Cr) λ

2+λ+1λ+1

Resultados:

Cr= 6.3986

Ct=3.199

Densidad = 0.301595 Kg/m3

*Superficie alar: 78.95 m2

*Semi envergadura: 16.45 m

*Altitud: 12192m

*Velocidad crucero máxima: 268.055 m/s

*Datos tomados de la página de Boeing Anexo 1

Teniendo estos datos procedemos a hacer una distribución de levantamiento y de acuerdo a los datos correspondientes al Cl para obtener un Cl promedio de 1.0231

En base a la fórmula de levantamiento

L=12ρSV 2Cl si sustituimos los datos obtenidos queda de la siguiente forma:

L=12(0.301595 Kg

m3)(78.95m2)(268.055 m

s)2

(1.0231)

y así obtenemos una carga de 1750419.655 Newton

Dado que nuestro panel representa una pequeña porción del ala real, el área de nuestro panel es: 0.2387m2

Con respecto al área de la semi ala tenemos que nuestro panel representa un 0.30234% Y por lo tanto soporta una carga de 5292.218785 N. Además se toma la consideración que el peso real que las vigas y estructuras internas

cargan es de un 60 a 70% del toda Hacemos una relación de lo que cargará nuestro apilado respecto a la resta del 70% que

las vigas soportan; tenemos que nuestro apilado finalmente soporta una carga de 1587.665636 N

Ahora para expresarlo en términos de momentos ejercidos sobre nuestro panel tenemos a multiplicar la carga (trabajada como fuerza puntual) por la distancia del centro del panel hacia las orillas con respecto a los ejes X y Y; como resultado que lo que cargará nuestro panel en términos de momentos son los siguientes:

Para el eje y= (1587.665636 N)(0.35m)=555.6829726Nm

Para el eje x= (1587.665636 N)(0.1705m)=270.6969909 Nm

Además también se considera una fuerza producida por el arrastre, la cual se calcula de la siguiente forma:

Fd=12ρv2C D A

Al sustituir queda de la siguiente forma:

Fd=12 (0.301595Kg /m3 Kgm3 )(268.055 ms )

2

(0.250031)(0.2387m2)

Fd=646.6782337 Nm

Anexo 1

Tabla ISA

Anexo 2 Datos del avión