Pedro Bravo

1. INTRODUCCION

2. DESARROLLO DE PROBLEMA

2.1. Problema a resolver
El problema que el grupo de trabajo decidió resolver fue el caso VII propuesto en la plataforma virtual así descrito.
CASO VII
- Altitud máxima de vuelo 11 km.
- Peso al despegue de 3000 kg.
- Velocidad de crucero de 600 Km/h.
- Aeronave de combate.
- Ala taperada.
El primer paso para el grupo fue convertir todasestas unidades a otras que se usaran en todos los cálculos para que fueran las mismas. Después de realizado esto se tuvo.
CASO VII
- Altitud máxima de vuelo 11 km → 11000 m
- Peso al despegue de 3000 kg → 98400 N
- Velocidad de crucero de 600 Km/h → 166.666 m/s
- Aeronave de combate.
- Ala taperada.

En este punto también se buscaron datos correspondientes a la altitud y velocidad que luegose usarán como lo son los siguientes.
ρ = 0.36480 kg/m3
T = 216.78 K
ā = 295.1308 m/s
M = 0.5647
Con estos datos se concluye que es un vuelo subsónico, así que no se tendrán en cuenta compresiones del aire ni barrera del sonido.
2.2. Dimensiones del ala
El grupo de trabajo decidió usar un ala taperada con un AR (radio de aspecto), de 2.5 siendo la cuerda de raíz (Croot), en el modeloescalado de 16 cm, la cuerda de punta (Ctip), 8 cm y la envergadura (b), de 30 cm. Para mantener el AR se utilizó la ecuación que depende tanto la cuerda como la envergadura. Alas con este AR fueron muy usadas en la segunda guerra mundial para aviones de combate ya que el Reynolds en la punta de ala es claramente menor al de la raíz.
AR=b(Ctip+Croot)2
Remplazando los valores propuestos se observa quela ecuación cumple la igualdad.
Teniendo en cuenta estos datos y proporciones se procedió a obtener una superficie alar que con los datos que se tienen pueda levantar el peso del avión. Para esto se usó la ecuación de lift.
L=12* ρ*s*v2*CL
En este punto se remplazó el L por el peso del avión y el CL por un valor posible para casi cualquier perfil a un ángulo de ataque de crucero con el fin depoder despejar una superficie alar que fuera capaz de levantar el peso fácilmente. La ecuación quedó.
29400 N=12*(0.3648 kg/m3)*s*166.666ms2*0.1
Se despeja s y se obtiene
s=2*29400 N(0.3648 kg/m3)*166.666ms2*0.1=59.414 m2
Teniendo este valor y las proporciones del modelo a escala es posible remplazarlo en la ecuación de superficie para encontrar la cuerda de raíz.s=bcroot+ctip2=1.875crootcroot+croot22
Se remplaza s y se despeja Croot y manteniendo dimensiones se obtiene que para el avión real
b = 12.1875 m
Croot = 6.5 m
Ctip = 3.25 m
Cprom = 4.875 m
Ya teniendo estos datos se puede obtener la relación de achatamiento que se define como
λ=ctipcroot=12
También se puede obtener el coeficiente de eficiencia de Oswald que para este tipo de alas es
e=1.781-0.045AR0.68-0.64=0.99062.3. Selección de perfil
A la hora de seleccionar el perfil el grupo tomó como criterio de búsqueda un perfil con una relación Cl/Cd que tendiera a ser recta para que de tal manera al efectuar maniobras de cabeceo bruscas, como es un avión de combate, el perfil no variara mucho la resistencia. El perfil que el grupo encontró y seleccionó como apropiado para su problema fue el perfil NACA 2408. Lasgráficas preliminares fueron observadas en la página del AID (Airfoil Information Database).
2.4. Coeficientes y gráficas
Todos los coeficientes dependen del número de Reynolds que a su vez depende de la longitud de la cuerda promedio, velocidad y densidad del aire.
Re=ρ*v*xμ
ρ = densidad
v = velocidad
x = Cuerda media (la misma Cprom)
μ = Viscosidad dinámica (1.789x105 kg/ms)
Remplazandolos datos ya obtenidos se obtiene que Re = 16567848.76

Teniendo el número de Reynolds para este caso podemos hallar el espesor de capa límite y el coeficiente de fricción con las siguientes ecuaciones respectivamente.
δ=0.37CpromRe0.2=0.0649117 m
Cf=0.074Re0.2=2.66304*10-3
2.4.1. SUSTENTACIÓN Y ARRASTRE
Para la obtención de datos se utilizó el programa de licencia libre JavaFoil en donde...