informe 6_v1 (coello,miño)

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1 Facultad de Ingeniería UNIVERSIDAD NACIONAL DE LA PLATA AERODINÁMICA GENERAL I ANTEPROYECTO AERODINÁMICO DE AERONAVES INFORME 6: “Determinación del peso y balanceo del avión” INTEGRANTES: Coello Luis (61533/3) Miño Marco (60378/6) 2015

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Page 1: Informe 6_v1 (Coello,Miño)

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Facultad de Ingeniería UNIVERSIDAD NACIONAL DE LA PLATA

AERODINÁMICA GENERAL I

ANTEPROYECTO AERODINÁMICO DE AERONAVES

INFORME 6:

“Determinación del peso y balanceo del avión”

INTEGRANTES:

Coello Luis (61533/3) Miño Marco (60378/6)

2015

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1. INTRODUCCIÓN Se conoce como peso, carga y balanceo al conjunto de técnicas teóricas y prácticas que permiten determinar el estado de equilibrio de un avión. Por consiguiente, lo que se pretende para este informe es estimar los pesos principales del avión, para luego determinar las posiciones longitudinales posibles del centro de gravedad (C.G.) para todas las configuraciones de vuelo. 2. DESPLAZAMIENTO DEL CENTRO DE GRAVEDAD El centro de gravedad puede desplazarse a lo largo de cada uno de los ejes del avión. Debido a que las dimensiones del avión son tales que la altura y el ancho del fuselaje son pequeños en relación con la longitud, el desplazamiento del C.G. con respecto a los ejes vertical y lateral, por influencia de la distribución de los pesos, es despreciable. El desplazamiento del C.G. a lo largo del eje longitudinal es el más importante y crítico por lo que la distribución del peso en el avión se considera únicamente a lo largo de este eje; además, el desplazamiento en este eje más allá de los límites fijados por el fabricante, reduce el rendimiento de toda la aeronave y la seguridad de la operación. 3. POSICIÓN DEL CENTRO DE GRAVEDAD La posición del C.G. se acostumbra a expresarla por medio de la distancia existente desde el punto en que este está situado hasta la línea de referencia (DATUM), o también en función del por ciento de la cuerda aerodinámica media, medida a partir del borde de ataque de la misma. Comúnmente se refiere a la cuerda geométrica media (CMGC: Mean Geometric Chord) aproximadamente igual a la cuerda aerodinámica media (CMAC: Mean Aerodynamic Chord).

Figura 1: Definiciones fundamentales de una planta alar trapezoidal

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Tabla 1: Datos y medidas iniciales.

Figura 2: Ubicación de la MAC.

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Debido al consumo de combustible durante el vuelo, el C.G. del avión tiende a moverse, para el efecto se han fijado ciertas posiciones límites dentro de las cuales puede desplazarse sin causar cambios importantes en las características de vuelo del avión. Esto es posible por la ayuda que prestan el estabilizador horizontal y el timón de profundidad para proporcionar el efecto estabilizador requerido. Dichas posiciones límites reciben el nombre de límite delantero y límite trasero. El límite delantero ha sido calculado y comprobado experimentalmente por el fabricante tomando en cuenta las características de aterrizaje y el límite trasero considerando la maniobra más crítica. 4. DETERMINACIÓN DEL CENTRO DE GRAVEDAD Como primer paso para la determinación del centro de gravedad, se utilizó el método propuesto por “Airframe Structural Design – M. N-C, Niu – 1989”, el mismo que propone una estimación metodológica para valorar los pesos basados en el MTOW, como se muestra en la tabla 2:

Tabla 2: Pesos basados en el MTOW de las aeronaves.

Considerando el peso de la aeronave MTOW = 1443 Kg ≈ 3 kips, se tomó los componentes principales para el balanceo de la aeronave como se muestra a continuación:

Tabla 3: Pesos de los componentes principales de la aeronave.

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Figura 4: Ubicación de los pesos a lo largo del eje longitudinal.

A continuación se presentan las posiciones de cada componente respecto a la DATUM (LeMAC), y se calculan las posiciones del centro de gravedad teniendo en consideración las condiciones más críticas. Para el cálculo del límite delantero del CG, se tomó en cuenta las características de aterrizaje. En este caso se considera que viaja a bordo un piloto con tanques a un 25% de su capacidad total.

Tabla 4: Límite delantero, tomando en cuenta las características de aterrizaje.

En el caso del cálculo del límite trasero del CG, se tuvo en cuenta la maniobra más crítica de despegue, con dos pilotos a bordo y los tanques de combustible al máximo de su capacidad.

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Tabla 5: Límite trasero considerando la maniobra más crítica.

Finalmente los límites delantero como trasero adimensionalizados con la cuerda aerodinámica media de la aeronave son:

0.22 ≤ XCG ≤ 0.36 5. BIBLIOGRAFÍA

� Airframe Structural Design – M. N-C, Niu – 1989 � Aircraft Design A Conceptual Approach, Daniel P. Raymer � Airplane Aerodynamics and Performance – J.Roskam and Chuan-Tau Edward Lan � http://www.grob-aircraft.com