Tp2 aeronautica

1) El radio de entrada de un tubo Venturi es de 3cm. Si la velocidad a la salida es de 20m/s, calcular la velocidad de entrada al tubo si la sección se reduce un 40%.

S 1= π. (0,03m)²=0,002826m²

S2 = 60%.0,002816m² = 0,0016956m²

                    100%

Uso ecuación de la continuidad:

V 1 · S1 = V 2 · S2

V1= =  0,0016956m².20m/s =  

                    0,002826m²

V1= 12m/s

2) Un perfil alar se desplaza a una velocidad de 352km/h a nivel del mar. Hallar la presión en el intradós y en el extradós del ala.

V 0 = 352km/h

V e = 410km/h

V i = 320km/h

P 0 = 10330kg. /m2

P= 0 ,125 k .s²/m4

Uso teorema de Bernoulli:

Extradós:

Po+ ½ρVo² = Pe + ½ρVe²        

Po+ ½ρVo² - ½ρVe² = Pe

10330kg/m² + 597.53kg/m² - 810,6kg/m² = Pe

Pe= 10116,9 kg/m²

Intrados:

Po + ½ρVo² = Pi + ½ρVi²

Po+ ½ρVo² - ½ρVi² = Pi

10330kg/m² +597.53kg/m² - 493,4kg/m² = Pi

Pi= 10443,7kg/m²

3) Dado un perfil con V 1 (extradós)= 500km/h, P1 = 0,95855kg/cm 2 , y P2 (intradós)= 1,0015kg/cm². De superficie S=2,5m² y volando a nivel del mar. Hallar D (resistencia), V2 y V0 (corriente libre).

Calculo de V 0 :

P 0 + ρV 0 ² = P1 + ½ρV 1 ²

½ρV0 ² = P1 + ½ρV 1 ² - P0

½ρV0 ² = 9585,5kg/m² + 1205,6kg/m² - 10330kg/m²

½ρV0 ² = 461,1kg/m²

V0=[pic 1]

V0=85,9 m/S

Calculo de V 2

P 2 + ρV 2 ² = P 1 + ½ρV 1 ²

½ρV 2 ² = 9585,5kg/m² + 1205,6kg/m² - 10015kg/m²

½ρV 2 ² = 776kg/m 2

V2=[pic 2]

V2=111,5 m/s

D= Cd.S.q

D= ½ρVo².Cd.S

D= ½.0,125kg.s²/m4.(95,9m/s)².(0,075+0,01).2,5m²

D= 98kgf

4) Perfil alar volando a nivel del mar, datos:

Corriente libre: Vo= 350km/h; = 97,2m/s

Extradós: Pe= 0,9385kg/cm 2 = 9385kg/m2

Intradós: Vi= 410km/h=113,9m/s ; Pi = 1,0433kg/cm 2 =10433kg/m 2

Cd= 0,0953 , S= 2m2

Hallar V 1 y D:

Pe + ρVe² = Pi + ½ρVi²

9385kg/m2+. Ve²=10433kg/m2+. (97,2m/s)²[pic 3][pic 4]

Ve=[pic 5]

Ve=161,91m/s        

D= ½.ρ.V0².Cd.S

D=1/20,0953.2m²[pic 6]

D=113,01kg

5) Calcular la velocidad a la que vuela un avión a nivel del mar, en condiciones de atmósfera estándar, si la P T = 1,25kg/cm 2 (12500kg/m2 ). Considere nulos los efectos de compresibilidad del aire.

PT = Pe + P d

PT = Pe + ½ρV²

v=[pic 7]

v=[pic 8]

V=186,33m/s

6) Si un avión vuela a 3000msnm en atmósfera estándar, hallar la velocidad del mismo y en n° de match si PT = 15000kg/m2 . Considérese nulos los efectos de compresibilidad.

Resolución según Teorema de Bernoulli

PT = P e + P d

PT = P e + ½ρV²

=V[pic 9]

=V[pic 10]

Para conseguir el valor de Pe debo interpolar:

3000m = 9677ft

9000ft_______21,39”Hg

9677ft_______x

10000ft______20,58”Hg

1000ft______0,81”Hg

677ft_______x= 0,54”Hg

20,58”Hg+0,54”Hg = Pe

Pe = 21,12”Hg =7293kg/m 2

Lo mismo, pero utilizando densidad relativa para conseguir el valor de ρ :

9000ft_______.762

9677ft_______x

10000ft______.738

1000ft______0,024

677ft_______x=0,016

(0.738 + 0,016) · 0, 125 =[pic 11][pic 12]

         [pic 13]

V=[pic 14]

V= 392,60m/s

Cálculo de número de Mach

M = V/C

Para averiguar C debo interpolar:

9000ft_______640.7kn

9677ft_______x

10000ft______638.3kn

1000ft______2,4kn

677ft_______x= 1,6kn

640,7kn+1,6kn= C

C= 642,3kn = 330,42m/s

M=[pic 15]

M=1,1

7) Calcular la sustentación y resistencia para un avión que vuela a Match 0,6 y tiene ala de forma rectangular, cuerda de 210cm y envergadura de 2570cm. Siendo C L = 0,4; Cd i = 0,08; Cd p = 0,075

Número de mach [C], atmósfera estándar según anexo 1, se supone a nivel del mar, C=340m/s

V = 340m/s · 0, 6

V = 204m/s

L=Cl.S.q

L=0,4. 53,97. 1/2. 0,125.([pic 16][pic 17][pic 18]

L= 56150,3 kgf

D = q·Cd. S

D=1/2.(Cdi+Cdp).S[pic 19]

D=. 1/2. 0,125.(0,008+0,075).53,97m2[pic 20]

D= 11765,7 kgf

8) Determinar resistencia de una aeronave que vuela a 540km/h (150m/s) a nivel del mar si su número de Reynolds es 500000 y la superficie alar es de 89m 2 . Cd i = 0,09; Cd forma= 0,08. Emplear el gráfico de la página 10 del apunte (anexo 3) para hallar resistencia de fricción.

Cd= Cdp + Cdi                   Cdp= Cd forma + Cd fricción

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