¿Cómo calcular el coeficiente de sustentación para el A320?

Estoy tratando de averiguar el coeficiente de sustentación de un A320.

Lo que estoy haciendo es lo siguiente: durante el crucero, la sustentación es igual al peso de la aeronave ( metro gramo ) por lo que utilicé la tabla de crucero tomada del FCOM para obtener la velocidad, se conoce el área del ala ( 122.6 metro 2 ) y calculé usando una herramienta en línea la densidad del aire en FL290 (29,000 pies).

El resultado es que el coeficiente de sustentación es 0.03029 . ¿Es correcto para los supuestos dados anteriormente?

A continuación, si quiero relacionar el C L con el Ángulo de Ataque, ¿cuál es la fórmula y el procedimiento?

Bueno... Dudo que cualquier avión actual pueda volar con solo 0.03 de C L , ¿multiplicaste la masa por la gravedad?
50000 kg es el "peso", así que ya multiplicado por g, esa no es la masa.
Bueno, la primera pista para saber que se usará la gravedad es que el "peso" se mide en Kg en lugar de N. El segundo es tener un peso tan bajo C L , teniendo en realidad menor C L que los valores "C_D$" habituales. Otro mensaje de advertencia es que si 50000 es el "peso" real, la masa será de 5000 kg, lo que significa que para un A320, siendo un avión de más de 100 pasajeros de alrededor de 75 kg (en masa) con una masa total de 7500Kg tenemos una masa negativa de la estructura de -2500Kg para alcanzar el valor de masa 50000/9,8 En ese sentido, creo que es más probable que "peso" sea en realidad "masa" que otra opción
Es lo mismo que cuando digo por ejemplo: "Mi peso es de 60Kg". Esto significa que mi masa es 60/9,8.
Mi punto es que, aunque se dice "peso", en realidad significa "masa". Teniendo un C L de ust 0.03 no es físico. Un avión de 100 pasajeros con un peso actual de 50kN no es posible....
El peso en vacío operativo para un A320 es de 42600 kg, como se puede ver aquí: en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A320_family#Specifications
Ese es el punto, aunque dice que operar peso vacío es en realidad operar masa vacía

Respuestas (1)

Encontré un número diferente para C L , por favor verifique su cálculo:

C L = 2 metro gramo ρ V 2 S

sustituto: metro = 50000  kg gramo = 9.81  metro / s 2 V = 462  KTAS = 237.67  milisegundo S = 122.6  metro 2 ρ = 0.475  kg / metro 3

Esto dará: C L = 0.298

Tenga en cuenta que este coeficiente de sustentación es para el avión total. Incluye la sustentación del ala, la sustentación del fuselaje y también la sustentación negativa del estabilizador vertical. También hay una pequeña componente vertical de empuje que se desprecia.

Ahora que tenemos una estimación del coeficiente de sustentación, podemos estimar el ángulo de ataque. Normalmente se supone que el coeficiente de sustentación varía linealmente con el ángulo de ataque:

C L = d C L d α ⋅ ( α − α 0 )

α 0 es el ángulo de ataque de sustentación cero, el ángulo de ataque en el que el ala no genera ninguna sustentación. Para superficies aerodinámicas simétricas, α 0 = 0 , para superficies aerodinámicas con cámaras α 0 < 0 .

No sé cuál es ese ángulo para el A320, será difícil de obtener. Supongamos que por ahora es -1,2 grados.

Para alas infinitamente largas en flujo incompresible, la pendiente de sustentación d C L d α es 2 π .

( α − α 0 ) = C L 2 π = 0.0474  radical ≈ 2.72 ∘

Esto daría como resultado un ángulo de ataque de α ≈ 1.52 ∘

Debido a que el ala del Airbus A320 no es infinitamente larga, pero tiene una envergadura de unos 30 metros (excluyendo el fuselaje), debemos corregir eso. La razón por la que necesitamos corregir la finitud del ala es que la circulación hará que el ángulo de ataque local del ala sea más bajo que el ángulo de ataque de la corriente libre. El ángulo de ataque efectivo α mi F F = α − α i

El ángulo de ataque inducido α i es dado por:

α i = C L π A R = C L S π b 2

sustituto: S = 122.6  metro 2 b = 30  metro

da α i = 0.0129  radical ≈ 0.74 ∘

Agregar esto a nuestro ángulo de ataque anterior da como resultado:

1.52 + 0.74 = 2.26 ∘

Esto puede no ser muy preciso ya que

a) el ángulo de ataque de sustentación cero puede ser muy diferente,

b) la pendiente de elevación puede ser más plana debido a los efectos de compresibilidad

Las dos densidades utilizadas son ligeramente diferentes. Creo que esto podría explicar la diferencia del 1,6%.
@MikeFoxtrot, la diferencia es casi del 90% o del 883% según el CL que tome como denominador ...
se tomó la libertad de corregir un error tipográfico de coma y punto decimal
@Federico gracias!
@DeltaLima Acabo de detectar que los puntos decimales estaban apagados, de hecho: P La herramienta en línea da una densidad de 0.47545 en comparación con 0.475 que usa.
@DeltaLima α 0 < 0 ??? ¿Cómo estimó el ángulo de elevación 0?
@DeltaLima nota también que 2 π es la pendiente ideal sin efectos de compresibilidad y también, referida a la superficie "ideal". Creo que es una buena estimación, pero si alguien lee esto y quiere realizar una estimación más detallada, verifique dos veces la definición de área de superficie. ¿Está incluido el winglet? ¿Está incluido el área dentro del fuselaje que conecta ambos lados del ala? Eso podría cambiar el número (no es una pregunta simple...)
@TrebiaProyecto. No entiendo tu primer comentario, ¿esperabas α 0 > 0 ? 2 π es la pendiente del ala infinita que no tiene alerones ni fuselaje. Hay tantas maneras
@DeltaLima arg... olvida mi comentario sobre "\ alpha_0". Cometí un error al confundir "\ alpha_0" y el alfa de arrastre mínimo. Para la eficiencia del ala, los valores reales normales son alrededor de 3-4. Mi pregunta también es cómo estimas el valor "\ alpha_0"
@TrebiaProyecto. El valor α 0 fue una conjetura educada. ¿A qué "valores reales normales" te refieres? ¿Quieres decir el a yo pag h a durante el vuelo de crucero suele estar en el 3 - 4 ∘ ¿alcance? Tenga en cuenta que el OEM es de 42 600 kg y el MTOM es de 78 000 kg, por lo que el avión en esta pregunta es muy liviano con 50 000 kg. Eso podría explicar el ángulo de ataque bajo.
@DeltaLima Me refiero a que la eficiencia del ala o la pendiente del ala es de alrededor de 3-4 en lugar de 6,28. Sí, parece un avión descargado.
@TrebiaProyecto. Ah, ya veo. Efectivamente, la pendiente de elevación es 4,94 en mi cálculo. Porque d C L d α mi F F = 2 π y d α mi F F d α = b 2 b 2 ⋅ 2 S .
De acuerdo con A320 FCOM, el tramo (b) = 34,6 m, no 30 m, ¿hay alguna diferencia en las dimensiones?
@MikeGolf La diferencia es de aprox. 4 metros de diámetro de fuselaje.
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