%%HP: T(1)A(R)F(.);
DIR
  CAI
"Geometria del ala


estrech: =ct/cr
alarg  : A=b/Sw

A=b/Sw = b/CMG

c(y)=xbs(y)xba(y)
  CMG=Sw/b=2/b[0,b/2]c*dy

CMA=2/b*CMG*[0,b/2]c*dy
Xba(CMA)=
   2/Sw*[0,b/2]xba*c*dy
Y(CMA)=
   2/Sw*[0,b/2]y*c*dy

se deducen:
 CMG=cr* (1+)/2
 CMA=2/3*cr*(1++)/(1+)

si el ala tien dos secciones en planta
 CMA= (S1/Sw)*CMA1 + (S2/Sw)*CMA2


Alcance



R=K*ln(wi/wf)

turbofan:
     v   L
 Ktf= * 
     cj  d

 unidades de cj: 

  mg     9.8*3600  1
  =   
  N*s     10E6     h

turbohelice:
         p    L
  Kth=  *  
        cp     D


alerta:
       T*v
  Pm= 
       p


 unidades de cp: 

  g     9.8*1000  1
  =   
  J       10E9     km

  kg       9.8       1
   =    
 KW*h    1000*3600   m


2 Segmento

a 35 ft  V2=1.2 Vsto
tren up, conf despegue

Tto   Tto  W2  [ Cd      ]
 = * [  + 2 ]
Wto   T2   Wto [ Cl      ]

fallo motor

Tto   Ne    Tto1e  W2  [ Cd         ]
 =  * * [  + 2min ]
Wto   Ne1  T21e   Wto [ Cl         ]


Polar

Cd=Cdo+Cl/(*A*fi)
Cl/=2          incomp
Cl/=2/(1M)  comp

Cl= w/.5vSw = (W/Sw)/(/2*PM)

empuje para cruise:

Tcr    *vcr*Sw        [(W/Sw)/.5v]
 =  [Cdo+        ]
Wcr     2 *  Wcr          *A*fi


Alcance Specifico


Cl=[(1+/3)*Cdo* *A*fi]


Despegue


TtoSto=Wto/g * .5 v2
v2=1.2 Vs1
Vs1=[2Wto/SwClmaxto]
         
         Wto    Wto   1
Sto=Kto  ** 
         Tto    Sw  Clmaxto

Tto    Kto            Wto
=  * 
Wto  StoClmaxto      Sw



Aterrizaje

Sl(hasta touchdown)=3/5Sl
Va=V3=1.3Vso

        Wl        1
Sl= kl  * 
        Sw     Clmaxl


Subida



Tto   Ne    Tto1e  W2  [ Cd         ]
 =  * * [  + 2min ]
Wto   Ne1  T21e   Wto [ Cl         ]

como el de 2 segmento

vuelo accel:
 
 dh    (TD) v
   = 
 dt     w(1+ v dv )
             *
             g dh

lo ultimo viene tabulado segun el Mach
y si tropopausa o no


Pesos
           x=
                12
MPL=pax[ 77 + { 16 ] 
                20
+ bod[Volbod pax.x/eq]merc

bod=.85
160  eq   200
120  merc 160      

OEW=.2MTOW + Wengs+500  (Torenbeek)         
log OEW = A + B*log(MTOW)

TOWFW=OEW+PL
FW=TF+RF

MTOW>=OEW+PL+FW

si te dan RF=*LW

 TOW/LW =  TOW(1Ō)/OEW+PL


Fuselaje

pasillo 0.5 m
asiento: 0.5 apoyabrazos incluido
pitch:  .76  high density
        .86  tourist
        .92  bussines
       1.52  luxe

ancho (metros):

bfl= [0,5*(nseat+npasillos)]  + 0,1 ]
bf= 0,05 + 1.04*( [0,5*(nseat+npasillos)]  + 0,1 )

largo (metros):

 = pitch * (pax/paxfila)
lc = long cabina (sin cola,sin cabtrip)
lc = 1.25   peq
     1.3    med
     1.35   grande

lf = cabtrip + cola + lc

cola= 2,5 bf
cabtrip= 1,5 bf

lf/bf tiene que estar entre 8 y 12
  sirve para ver que distr. p.e. 2P3, 3P3

Rafagas


=ue/v

n=L/w =  [.5 V.Ue.(Cl/)]/(W/Sw)



Flaps


Cl=(Cl/)   f

=1ŕfsenf/pi
f=arccos (2cfc 1)

Clmax=Clmax*.92.cos(1/4)*Swf/Sw


Stab


    Sh lh
h =
    Sw  c 


Rudder

ATe= Tto/Neng
lv brazo par rudder (mom cola)
ye dist motor critico a eje
 resbalamiento
v  deflexion de stela

Pereira (2002)

"
END
