Determinación de Cargas Para El Panel de Material Compuesto
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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