mec vuelo avion

Mecnica del Vuelo del AvinParte I: Actuaciones del Avin

Mecnica del Vuelo del Avin

Sergio Esteban RonceroFrancisco Gaviln Jimnez

Departamento de Ingeniera Aeroespacial y Mecnica de FluidosEscuela Superior de Ingeniera

Universidad de Sevilla

Introduccin a la Ingeniera Aeroespacial 1

Universidad de SevillaCurso 2011-2012

Contenido

Caractersticas globales del avin Polaro a Eficiencia aerodinmica

Actuaciones del avin Actuaciones del avin Actuaciones de punto

Vuelo simtrico en plano verticalp Vuelo simtrico en plano horizontal

Actuaciones integrales Alcance Autonoma


Caractersticas globales del Aving

En este tema se considera el avin completo. i i l Hiptesis generales: el avin es simtrico es un cuerpo rgido sometido a un conjunto de fuerzas externas.i i l d l i d l l Principales tareas de la Mecnica del Vuelo:

Estudio del movimiento como respuesta de las fuerzas externas Estudio de la estabilidad y el control de dicho movimiento.

i i l i d d l d i di i Es necesario caracterizar el avin desde el punto de vista aerodinmico. Hiptesis simplificativas: Polar Parablica

Efi i i A di i Eficiencia Aerodinmica


Aviones No Simtricos

Blohm & Voss BV 141 B-0

Scaled Composites Model 202 Boomerang p g

AD-1 (Ames-Dryden) 1


Polar Parablica - I La sustentacin y la resistencia que genera un avin estn directamente relacionadas. Polar del avin: funcin que relaciona el coeficiente de resistencia (CD) con el de

t t i (C )sustentacin (CL). La polar del avin es fundamental para estimar correctamente las actuaciones del avin. De forma general, el coeficiente de resistencia depende de:

De C De CL, El nmero de Reynolds Del nmero de Mach La configuracin del avin: no hay una sola polar sino varias segn el segmento en el que se

t l iencuentre el avin. Despegue Crucero Aterrizaje, etc.

i d l l bili d l di i d La construccin de la polar se construye contabilizando las distintas partes por separado y sumndolas luego con factores de correccin.

Una aproximacin que en muchos casos de inters proporciona buenos resultados es la polar parablica:polar parablica: CDo se denomina coeficiente de resistencia sin sustentacin, k, parmetro de resistencia inducida unitaria. La resistencia asociada al sumando kCL2 recibe el nombre de resistencia inducida por la

sustentacinsustentacin.

Polar parablica


Polar parablica

Polar Parablica - II Es necesario disponer de mtodos para calcular CDo y k , lo cual se estudiar en Clculo

de Avionesde Aviones. Puede decirse que la contribucin ms importante a CDo es la resistencia debida a la

friccin: Para considerar un avin completo, hay combinar adecuadamente los coeficientes

d d d lcorrespondientes a cada parte del mismo Ala Fuselaje Cola

f Existe una interferencia aerodinmica que hace que la resistencia global no sea la suma de las resistencias de cada elemento por separado.

Se introduce un factor de interferencia Valores tpicos de CDo estn entre 0.014 y 0.04

En cuanto a la resistencia inducida por la sustentacin (k): Contribuye de forma notable la resistencia producida por los torbellinos de punta de ala Tambin se tiene una contribucin debida a la variacin de la friccin al modificar el campo de

velocidades sobre el avinvelocidades sobre el avin Generalmente, k se puede expresar de la forma:

=AR Donde (o tambin denominado e) es un factor de eficiencia (Factor de Oswald) cuyos valores tpicos

estn entre 0.65 y 0.85

AR


Eficiencia Aerodinmica - I

0LdC

dE


Eficiencia Aerodinmica - II


Actuaciones del Avin

Actuaciones de punto: estudio del movimiento de su Actuaciones de punto: estudio del movimiento de su centro de masas a lo largo de su trayectoria: vuelo horizontal.

bid en subida. en descenso. en planeo. en planeo. en viraje. despegue y el aterrizaje.

l d d l d Actuaciones integrales: estudio del movimiento de su centro de masas entre los puntos inicial y final de su trayectoria para una carga de combustible dada:trayectoria para una carga de combustible dada: Alcance: distancia recorrida respecto a tierra. Autonoma: tiempo que la aeronave puede mantenerse en

lvuelo.


Actuaciones de Punto - I El problema de las actuaciones de punto de un avin:

estudio del movimiento de su centro de masas a lo largo de su trayectoria estudio del movimiento de su centro de masas a lo largo de su trayectoria movimiento que est regido por la 2a Ley de Newton.

Fuerza aerodinmicaFuerza aerodinmicaVelocidad del centro de masas respecto a un sistema inercial

Fuerza gravitatoria

En general la masa es una funcin del tiempo, como consecuencia del consumo de b tibl

Fuerza propulsivaMasa del avin

combustible.


Actuaciones de Punto - II

Fuerzas Aerodinmicas y Propulsivas Aceleraciones Gravitatorias


Sistemas de Coordenadas - I La mecnica de vuelo utiliza diferentes sistemas de coordenadas para definir la

posicin del avin:po d a Sistema inercial:

es un sistema fijo respecto a las estrellas fijas o con movimiento rectilneo uniforme respecto a ellas Sistema de ejes tierra: (OeXeYeZe):

el origen O es un punto cualquiera de la superficie terrestre el origen Oe es un punto cualquiera de la superficie terrestre. los ejes Xe e Ye estn en el plano horizontal, generalmente Xe hacia el Norte e Ye hacia el Este el eje Ze se define formando un triedro a derechas

positivo hacia el centro de la Tierra. Hiptesis de Tierra plana :p p

A alturas de vuelo pequeas comparadas con el radio de la Tierra Velocidades de vuelo pequeas comparadas con las velocidades de vuelo orbital (vel. rotacin tierra 455 m/s) Puede suponerse que el sistema de ejes tierra es inercial.


Sistemas de Coordenadas - I


Sistemas de Coordenadas - II Sistema de ejes horizonte local (OhXhYhZh):

el origen Oh es un punto cualquiera del plano de simetra del avin (generalmente el centro de masas) g h p q p (g ) los eje Xh, Yh y Zh son paralelos a los ejes tierra correspondientes.

Sistema de ejes viento (OwXwYwZw): el origen Ow es un punto cualquiera del plano de simetra del avin (generalmente el centro de masas) el eje Xw est dirigido en cada instante segn el vector velocidad aerodinmica del avin V y en su mismo j w g g y

sentido el eje Zw est situado en el plano de simetra del avin, perpendicular a Xw y orientado hacia abajo en la

actitud normal de vuelo del avin, el eje Yw completa el triedro.

Sistema de ejes velocidad (O X Y Z ): Sistema de ejes velocidad (OvXvYvZv): el origen Ov es un punto cualquiera del plano de simetra del avin (generalmente el centro de masas), el eje Xv est dirigido en cada instante segn el vector velocidad absoluta Vg y en su mismo sentido el eje Yv est situado en el plano horizontal, perpendicular a Xv y segn el ala derecha del avin el eje Z completa el triedro el eje Zv completa el triedro.

Sistema Ejes Viento


Sistemas de Coordenadas - II

Plano-LD


Sistemas de Coordenadas - III

Sistema de ejes cuerpo (O X Y Z ): Sistema de ejes cuerpo (ObXbYbZb): este sistema es fijo respecto del avin el origen Ob es el centro de masas del avin

el eje X est contenido en el plano de simetra y positivo hacia adelante el eje Xb est contenido en el plano de simetra y positivo hacia adelante, el eje Zb est contenido en el plano de simetra, perpendicular a Xb y positivo hacia abajo en la

actitud normal de vuelo, el eje Yb completa el triedro el eje Yb completa el triedro.


Actitud del Avin - I ngulos que definen la actitud de la aeronave:

ngulo de asiento : ngulo de asiento : el ngulo formado por el eje Xb y el plano horizontal.

ngulo de balance : el ngulo formado por el eje Yb y el plano horizontal.

ngulo de guiada : el ngulo formado por la proyeccin de Xb sobre el plano horizontal y la direccin de

referencia Xh


Actitud del Avin - IIngulo de guiada

ngulo de asiento


ngulo de balance

Actitud del Avin - III ngulos que definen la orientacin de la trayectoria del avin.

ngulo de asiento de la velocidad o de trayectoria : ngulo de asiento de la velocidad o de trayectoria : el ngulo formado por la velocidad Vg y el plano horizontal.

ngulo de guiada de la velocidad o de rumbo : el ngulo formado por la proyeccin de Vg sobre el plano horizontal y la direccin de referencia Xh.

ngulo de balance de la velocidad : ngulo de balance de la velocidad : el ngulo formado por el plano xwzw (plano LD) con el plano vertical que contiene a xw.


Actitud del Avin - III

Plano-LDPlano LD


Actitud del Avin - IV ngulo de ataque :

l l f l i d V b l l d i t d l i l j el ngulo que forma la proyeccin de V sobre el plano de simetra del avin con el eje xb. Angulo de resbalamiento :

el ngulo que forma el vector V con el plano de simetra del avin. Los ngulos y definen la orientacin del sistema de ejes cuerpo respecto al de ejes

viento definen la orientacin del viento incidente respecto del avin.


Actitud del Avin - V ngulo de ataque del empuje :

el ngulo que forma FT con el plano XwYw.

ngulo de resbalamiento del empuje : el ngulo que forma la proyeccin de FT sobre el plano XwYw con el eje Xw.

Los ngulos y definen la orientacin del empuje respecto de ejes viento X

Xb

Los ngulos y definen la orientacin del empuje respecto de ejes viento. Vg velocidad absoluta V Velocidad aerodinmica Vw velocidad del viento

Vw

Xw

w

Vg =V + Vw

X

FT V

Vw

FT Xw

Xb

V


Vuelo Simtrico - I Se dice que un avin est en vuelo simtrico si la velocidad aerodinmica V y la fuerza

propulsiva FT estn contenidos en el plano de simetra del avin. p p T p En tal caso se tienen las siguientes propiedades:

el plano XwZw (plano LD) coincide con el plano de simetra del avin: = es el ngulo formado por V y el eje Xb es el ngulo formado por FT y V los ejes Yw e Yb coinciden.

Considerando que el sistema de ejes tierra es inercial, cuando se supone que no hay viento se verifican las siguientes propiedades: V = V Vg = V , los ejes Xv y Xw coinciden.

Vg (velocidad absoluta)

X

FT

Xb


Vuelo Simtrico - I

Plano-LD

Vg (velocidad absoluta)

XXb

24Introduccin a la Ingeniera Aeroespacial

Vuelo Simtrico - II En este curso se analizan las actuaciones del avin bajo las siguientes

condiciones generales: aire en calma, vuelo simtrico, =0 : el empuje va segn la direccin de V.

En estas condiciones se verifica


Vuelo Simtrico en el Plano Vertical (V.S.P.V.) - I( )

En esta condicin de vuelo el centro de masas del avin siempre se mueve en el plano ti l S ti 0vertical. Se tiene = 0.

El plano de simetra del avin coincide con el plano vertical. Los ejes viento y los ejes velocidad coinciden.

Aceleracin tangencial

Las ecuaciones del movimiento, segn ejes velocidad son

Diferentes vuelos simtricos que estudiaremos: Vuelo rectilneo uniforme Aceleracin normal

Vuelo horizontal Subida y descenso Planeo

Viraje circular uniforme Viraje circular uniforme


Vuelo Simtrico P.V. - Vuelo rectilneo uniforme (V.R.U.)( )

Vuelo Rectilneo y Uniforme: Vuelo horizontal Subida y descenso Planeo

No existe la aceleracin centrpeta (=cte) No existe aceleracin tangencial (V=cte) No existe aceleracin tangencial (V cte)


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Vuelo horizontal - I

Vuelo horizontal: No existe la aceleracin centrpeta (=0), ni aceleracin tangencial.

El factor de carga se define como: En vuelo horizontal n=1


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Vuelo horizontal - II

La primera ecuacin: Define la relacin existente entre la velocidad de vuelo y el ngulo de ataque: Define la relacin existente entre la velocidad de vuelo y el ngulo de ataque: Para incrementar V es necesario disminuir

La segunda ecuacin: Proporciona el empuje necesario en funcin de la velocidad de vueloopo c o a e e puje ecesa o e u c de a e oc dad de ue o Tambin indica que para cada valor del empuje suministrado por el motor existen dos

posibles velocidades de vuelo: en la prctica la velocidad de vuelo es la ms grande de las dos.


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Vuelo horizontal - III

El empuje necesario para vuelo horizontal ser mnimo cuando la El empuje necesario para vuelo horizontal ser mnimo cuando la eficiencia aerodinmica sea mxima

La velocidad mnima de vuelo a cada altura viene dada por la velocidad de entrada de prdida V .de entrada de prdida Vs.

La velocidad mxima a cada altura se obtiene con la condicin de empuje suministrado mximo (a esa altura). El empuje varia con la altura y con la velocidad


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Vuelo horizontal - IV

Techo Terico:E l i ltit d l ibl l l h i t l til Es la mxima altitud para la que es posible el vuelo horizontal, rectilneo y uniforme, para un peso y una configuracin dados.

Viene determinado por la condicin de que el empuje mximo suministrado por el motor sea igual al empuje mnimo necesario para vuelo horizontal.por el motor sea igual al empuje mnimo necesario para vuelo horizontal.

El empuje del motor depende de la altitud de vuelo, es necesario conocer esta caracterstica del motor para calcular dicho techo terico

Se desarrollar en la asignatura de Sistemas de Propulsin.


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Subida y descenso - Iy

Subida y Descenso:La condicin de subida o descenso es constante0 La condicin de subida o descenso es =constante0

Factor de carga

El factor de carga n

Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Subida y descenso - IIy

Esta ecuacin proporciona:Una estimacin del empuje necesario para mantener a una altura dada una subida uniforme Una estimacin del empuje necesario para mantener, a una altura dada, una subida uniforme, definida por y V

indica el valor de para cada valor del empuje suministrado por el motor, a una velocidad dada: el ngulo de asiento de velocidad de un avin es controlado mediante el empuje de su grupo

motopropulsor.

l j iel empuje necesario para vuelo horizontal, a una altura dada

el empuje suministrado por elsuministrado por el grupo motopropulsor


Variacin del empuje con la velocidad

Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Subida y descenso - IIIy

La velocidad ascensional, Va, se define como la altura ganada por el avin (o perdida, si desciende) por unidad de tiempo:

altura

Se desprecia la variacin local de la densidad con la altura en todo el anlisis de la subida y descenso.


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Planeo - I

Planeo: El planeo es un caso particular de descenso, aqul en que el empuje suministrado en nulo.

Las ecuaciones del movimiento son

ngulo de planeo (descenso)

Estas expresiones indican que, para tener una condicin de planeo uniforme, la fuerza aerodinmica (total) debe ser vertical para equilibrar al peso.

Eficiencia aerodinmica


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Planeo - II

Si se considera el caso en el que d

Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Planeo - III


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Planeo - IV

La velocidad de descenso del planeador, Vd, esto es, la altura perdida por unidad de tiempo, viene d ddada por

La velocidad de descenso mnima se puede obtener derivando la ecuacin anterior respecto de V .

Esta ecuacin puede escribirse en la forma


Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Planeo - VVuelo en Planeo

Maximizar Alcance

Velocidad de Descenso

Minimizar Velocidad de Descenso

Aeronaves y Vehculos Espaciales 39P2.I

Vuelo Simtrico P.V. V.R.U. Planeo - VI

6000

8000

)

2000

4000

A

l

t

i

t

u

d

-

(

m

)

90 100 110 120 130 140 150 1600

Velocidad de Vuelo - V (m/s)

8000

4000

6000

A

l

t

i

t

u

d

-

(

m

)

dMAX t

dMAX x

4.2 4.3 4.4 4.5 4.6 4.7 4.8 4.9 50

2000

ngulo de Asiento - d (deg)

A

6000

8000

(

m

)

0

2000

4000

A

l

t

i

t

u

d

-

(

Aeronaves y Vehculos Espaciales 40

8.5 9 9.5 10 10.5 11 11.5 12 12.5 13 13.50

Velocidad de Descenso - Vd (m/s)

Vuelo Simtrico P.V. Viraje circular uniforme - Ij

El viraje circular uniforme presenta las siguientes caractersticas: V = constante No existe aceleracin lineal V = constante. No existe aceleracin lineal La velocidad angular (ngulo girado por el avin en el plano vertical por unidad de

tiempo)

Si es R el radio de curvatura del viraje, entonces la velocidad angular es

Las ecuaciones del movimiento son:

El ngulo de asiento de la velocidad () vara con la posicin del avin a lo largo de la trayectoria:

l ti l f vara con el tiempo, en la forma: El factor de carga viene ahora dado por


Vuelo Simtrico en el Plano Horizontal (V.S.P.H.)( )

En esta condicin de vuelo el centro de masas del avin siempre se mueve en el plano horizontalel plano horizontal. Se verifica = 0 (h = const).

El plano xvyv coincide con el plano horizontal y el eje zv es vertical. En general, el ngulo de balance () no ser nulo. Las ecuaciones del movimiento segn ejes velocidad son:


Vuelo Simtrico P.H. Viraje Circular Uniforme - Ij

Para curvar la trayectoria en un plano horizontal es necesario generar una fuerza normal a la misma y contenida en dicho planola misma y contenida en dicho plano. La forma comnmente empleada consiste en dar un ngulo de balance sin resbalamiento

la componente de la sustentacin en el plano horizontal curva la trayectoria

l l f l l Por ser el vuelo uniforme no existe aceleracin tangencial La velocidad angular

Se adopta el siguiente criterio de signos: Se adopta el siguiente criterio de signos:

Si es R el radio de curvatura del viraje, entonces la velocidad angular es = V/R. - ngulo de balance de la sustentacin


Vuelo Simtrico P.H. Viraje Circular Uniforme - IIj


Vuelo Simtrico P.H. Viraje Circular Uniforme - IIIj

El factor de carga y el ngulo de balance de la velocidad estn pues relacionados, de forma que si uno aumenta el otro tambin lo hace.

Proporciona el empuje necesario para mantener a una altura dada un viraje uniforme Proporciona el empuje necesario para mantener, a una altura dada, un viraje uniforme, definido por V y n.

Define el radio de curvatura del viraje, dados y V .

R


Vuelo Simtrico P.H. Viraje Circular Uniforme - IVj

Las ecuaciones que definen R y tambin pueden escribirse de la forma siguiente

para que el radio de curvatura sea lo menor posible, o la velocidad angular sea lo mayor posible, interesa que el factor de carga sea lo mayor posible y que la velocidad de vuelo sea lo menor posible.

Comparando las ecuaciones del viraje horizontal con las del vuelo horizontal rectilneo se deducep j para las mismas condiciones de vuelo y para la misma configuracin,

n y T son mayores en viraje, el ngulo de ataque tambin es mayor en viraje.

Vuelo horizontal rectilneo uniforme Viraje horizontalVuelo horizontal rectilneo uniforme j

Introduccin a la Ingeniera Aeroespacial 46P4.I

Actuaciones Integrales - Ig

El problema de las actuaciones integrales de un avin es el estudio del movimiento del p gavin entre los puntos inicial y final de su trayectoria, para una carga de combustible dada: es decir, la trayectoria del avin es analizada de forma global. , y g

La trayectoria viene definida por la siguiente relacin cinemtica con respecto a un sistema inercial

Velocidad total (ground speed)

Se van a considerar dos actuaciones integrales concretas, en vuelo simtrico, horizontal rectilneo y con el aire en calma (V V ):

Velocidad total (ground speed)

horizontal, rectilneo y con el aire en calma (Vg = V ): Alcance: distancia recorrida respecto a tierra. Autonoma: tiempo que la aeronave se mantiene en vuelo.

d l l Las ecuaciones del movimiento son L = W y D = T, ecuaciones en las que se desprecian las fuerzas de inercia debidas a las variaciones de V con el tiempo (en caso de haberlas)


Actuaciones Integrales - IIg El peso del avin en un instante dado puede escribirse de la siguiente forma:

WS es el peso fijo (estructura, tripulacin, etc.) WF (t) es el peso de combustible en dicho instante WF (t) es el peso de combustible en dicho instante.

El peso total disminuye con el tiempo debido al consumo de combustible. El parmetro que define el consumo del motor es el consumo especfico (cE):

Para un turbojet, se define como: peso de combustible consumido por unidad de tiempo y por unidad de empuje

suministrado.

Para aviones propulsados por hlice con motor alternativo: peso de combustible consumido por unidad de tiempo y por unidad de potencia generada.


Actuaciones Integrales - IIIg Las ecuaciones que describen la variacin de la distancia recorrida y del peso del avin con el tiempo

son:

Variacin de la distanciarecorrida y del peso

Se toma el peso del avin como variable independiente

Integral entre peso inicial y final

con el tiempo variable independiente

Alcance

Autonoma

La definicin de eficiencia aerodinmica se tiene cuenta. cuanto menor sea cE y cuanto mayor sea la eficiencia aerodinmica, mayores sern el alcance y la autonoma.

Para calcular las integrales es necesario especificar un programa de vuelo (ley de pilotaje), en el que se defina la variacin de las variables V E y c con Wse defina la variacin de las variables V , E y cE con W.

Un ejemplo sencillo consiste en: considerar cE constante volar a Angulo de ataque constante


volar a Angulo de ataque constante en tal caso hay que variar el empuje durante el vuelo.

Actuaciones Integrales Autonoma - Ig

Autonoma en vuelo con ngulo de ataque constante: La condicin de vuelo = const equivale a CL = const CL = const equivale a tiene CD = const E = const E = const. Se supone adems cE = const.

La autonoma viene dada porPeso combustiblePeso combustible

Interesa que cE sea pequeo, E grande y WF/WS grande; no influye

Peso total

no influye. El ngulo de ataque que maximiza la autonoma es el que maximiza la eficiencia

aerodinmica, esto es, el que corresponde a CLopt


Actuaciones Integrales Alcance - Ig

Alcance en vuelo con ngulo de ataque constante:L di i d l t i l C t La condicin de vuelo = const equivale a CL = const

CL = const equivale a tiene CD = const E = const.

S d t Se supone adems cE = const. Para el alcance es necesario relacionar V y W tal que

Interesa que cE sea pequeo, E grande y WS/S y WF/WS grandes Maximizar.

El ngulo de ataque que maximiza el alcance es menor que el que maximiza la


El ngulo de ataque que maximiza el alcance es menor que el que maximiza la autonoma

Influencia del Viento en las Actuaciones - I

Cuando la velocidad del viento sea apreciable debe tenerse en cuenta, verificndose entonces

Vg - Velocidad absoluta del avin (respecto a la tierra)g V - Velocidad aerodinmica del avin (respecto del aire) Vw - Velocidad del viento (velocidad del aires respecto a la tierra)

La velocidad que aparece en la 2a Ley de Newton y en la ecuacin cinemtica de la q p y ytrayectoria es velocidad absoluta, mientras que la que aparece en las expresiones de las fuerzas aerodinmicas (sustentacin y resistencia) es velocidad aerodinmica.

Fuerza aerodinmica

Velocidad del centro de masas respecto a un sistema inercialrespecto a un sistema inercial

Fuerza gravitatoria

Fuerza propulsivaMasa del avin


Influencia del Viento en las Actuaciones - II

Vuelo horizontal, rectilneo y uniforme en presencia de un viento Vuelo horizontal, rectilneo y uniforme en presencia de un viento horizontal y uniforme: Se supone que el viento est contenido en un plano horizontal y que su

direccin y su mdulo son constantesdireccin y su mdulo son constantes. Las ecuaciones desarrolladas anteriormente para el vuelo rectilneo uniforme son

vlidas, aunque el movimiento del avin respecto a tierra no coincide con el movimiento respecto al airemovimiento respecto al aire

El morro del avin apunta hacia una direccin distinta de la trayectoria respecto de tierra.


Influencia del Viento en las Actuaciones - III

Vuelo en planeo, rectilneo y uniforme, en presencia de una Vuelo en planeo, rectilneo y uniforme, en presencia de una ascendencia uniforme. Se supone que el viento es vertical y que su mdulo es constante.

Las ecuaciones desarrolladas anteriormente para el vuelo en planeo son vlidas Las ecuaciones desarrolladas anteriormente para el vuelo en planeo son vlidas. El planeador siempre descender respecto al aire, aunque, si la ascendencia es lo

suficientemente intensa, podr subir respecto de tierra.


Influencia del Viento en las Actuaciones - IV

Alcance y autonoma en vuelo horizontal, rectilneo y uniforme, con viento de cara o de l h i t l ifcola, horizontal y uniforme.

La expresin del alcance desarrollada anteriormente debe modificarse en el caso de que haya un viento horizontal uniforme de cara (en la direccin del vuelo pero en sentido contrario) o de cola (en la misma direccin y en el mismo sentido del vuelo), en la siguiente manera( y ), g

el signo + corresponde al viento de cola el signo al viento de cara.

El alcance aumenta con el viento de cola. La autonoma no se ve influenciada por el viento La autonoma no se ve influenciada por el viento. Un avin volando contra un viento de 100 Km/h a una velocidad (aerodinmica) de 100 Km/h

no se movera del sitio, pero se mantendra en vuelo el mismo tiempo que se mantendra si no hubiese viento


Despegue y Aterrizaje - Ip g y j Hiptesis para despegue y aterrizaje:

Aviones con tren triciclo, que son los habituales hoy en da. Se supone que el aire est en calma, ya que las normas de aeronavegabilidad exigen, por

seguridad, que las distancias de despegue y aterrizaje se determinen sin viento sobre las pistasd d l l d d l si se despega o aterriza de cara al viento, esto es, con velocidades menores respecto a tierra, las

distancias sern menores.

Despegue:La maniobra de despegue va desde la suelta de frenos en cabecera de pista hasta que el avin La maniobra de despegue va desde la suelta de frenos en cabecera de pista hasta que el avin alcanza una velocidad y altura definidas en las normas de aeronavegabilidad.

Esta maniobra se efecta con empuje mximo en los motores, flaps en posicin de despegue y tren de aterrizaje extendido.tren de aterrizaje extendido.

Se compone de varias fases:


Despegue y Aterrizaje - IIp g y j A) Rodadura en el suelo (0 V VLOF ):

desde la suelta de frenos hasta que el avin alcanza la velocidad de despegue, VLOF , y deja de estar en contacto con la pista.

A1) Rodadura con todas las ruedas en el suelo (0 V VR): hasta que se alcanza la velocidad de rotacin, VR, velocidad a la que se levanta el morro del avin. VR se calcula con la condicin de que la reaccin normal en el tren de morro sea cero;.

A2) Rodadura con el tren principal en el suelo (VR V VLOF ): el avin se desplaza con el tren de morro levantado hasta alcanzar la velocidad de despegue el avin se desplaza con el tren de morro levantado, hasta alcanzar la velocidad de despegue.

VLOF se calcula con la condicin de que la reaccin normal en el tren principal sea cero. Habitualmente VLOF es de un 10 a un 20% mayor que la velocidad de prdida para la configuracin

de despegue (Vs).


Despegue y Aterrizaje - IIIp g y j

B) Recorrido en el aire (VLOF V V2): B) Recorrido en el aire (VLOF V V2): desde que el avin se va al aire hasta alcanzar una altura h=10.7 m (35 ft) y una

velocidad V2 > 1.2Vs.

B1) Tramo de transicin curvilneo (V VLOF ): desde que el avin deja de estar en contacto con la pista hasta que alcanza el ngulo de subida

deseado.deseado Este tramo puede considerarse como un arco de circunferencia, con V constante.

B2) Subida rectilnea acelerada (VLOF V V2): el avin se acelera en una subida rectilnea hasta alcanzar la velocidad V2 a la altura h.


Despegue y Aterrizaje - IVp g y j Aterrizaje:

La maniobra de aterrizaje puede considerarse como un despegue invertido. Esta maniobra se efecta con empuje muy pequeo (empuje residual), nulo o

incluso negativo (reversa)incluso negativo (reversa) Interesa tener una resistencia lo ms alta posible, por lo que se sacan spoilers, paracadas,

etc., se aplican frenos al tren de aterrizaje, los flaps estn en posicin de aterrizaje y el tren p j , p p j y

extendido


Despegue y Aterrizaje - Vp g y j A) Recorrido en el aire (VA V VTD):

desde que el avin alcanza una velocidad VA y una altura h determinadas por las normas, hastadesde que el avin alcanza una velocidad VA y una altura h determinadas por las normas, hasta que entra en contacto con el suelo.

A1) Aproximacin final: trayectoria rectilnea, que se inicia con velocidad VA 1.3 Vs, Vs, : velocidad de prdida en la configuracin de aterrizaje, desde una altura h=15.2 m (50 ft).

A2) Redondeo: trayectoria que puede suponerse un arco de circunferencia.

l d l d l i d l l id d V 1 15 V el desplome del avin se produce a la velocidad VTD 1.15 Vs.

B) Rodadura en el suelo (VTD V 0): desde que el avin toca el suelo hasta que se para.

B1) R d d l t d l t d ( l l d d ) B1) Rodadura con el tren de morro levantado (anloga al caso de despegue). B2) Rodadura con todas las ruedas en el suelo (anloga al caso de despegue).


Bibliografag [And00] J.D. Anderson. Introduction to flight. McGraw Hill, 2000. [Riv07] Damin Rivas. Aeronaves y Vehculos Espaciales, Febrero de

2007.


mec vuelo avion

Documents