Grado Estabilidad Direccional de un avión CASA 212-300

FUERZA AÉREA DE CHILE COMANDO DE PERSONAL DIVISIÓN DE EDUCACIÓN

ACADEMIA POLITÉCNICA AERONÁUTICA

ESTABILIDAD Y CONTROL TP N°4: Grados de Estabilidad

Estática Direccional

STE (I) Carlos Astete G. STE (I) Felipe Osorio M.

VII Año de Ingeniería Aeronáutica

2

INDICE

OBJETIVO ........................................................................................................ 3

CONDICIONES DE ESTABILIDAD ESTÁTICA DIRECCIONAL ..................... 3

CONTRIBUCIONES A LA ESTABILIDAD ....................................................... 5

A. Contribución del ala. ...................................................................................... 5

B. Contribución de la Potencia-Motor hélice ...................................................... 5

C. Contribución del Empenaje Vertical ............................................................... 8

D. Contribución del Fuselaje ............................................................................ 12

CUADRO RESUMEN ..................................................................................... 18

ANÁLISIS DE RESULTADOS ........................................................................ 19

BIBLIOGRAFÍA .............................................................................................. 22

ANEXO 1 ........................................................................................................ 23

3

OBJETIVO

Para el avión CASA 212-300, establecer el grado de estabilidad estática

direccional.

Por otra parte, para realizar el proceso de cálculo se tendrán las

siguientes consideraciones:

1. En la contribución de Potencia se tendrán en cuenta los efectos directos

e indirectos.

2. Peso al 90% del peso máximo de despegue.

3. Considerando que se analizarán 3 posiciones del CG.

Condición 1: 10% de Cuerda Media Aerodinámica (CMA)



CONDICIONES DE ESTABILIDAD ESTÁTICA DIRECCIONAL

El grado de EED del avión, dependerá del valor del coeficiente de

momento de guiñada en función de su ángulo de deslizamiento, y se

deduce que será estáticamente estable en el sentido direccional si, a partir

de una condición de equilibrio inicial, la aeronave genera un momento de

guiñada positivo cuando una perturbación tienda a originar un deslizamiento

también positivo. A su vez, se dice que una aeronave es estáticamente

inestable si en el mismo caso se genera un momento de guiñada negativa.

Entonces la condición de estabilidad estática direccional se puede escribir

Gráfico 1. Momento de Guiñada respecto a su CG v/s Ángulo de Guiñada

4

como:

𝑑𝐶𝑁𝐶𝐺

𝑑𝛽 > 0

Para establecer el Grado de Estabilidad Estática Direccional, se analizará

el grado de libertad de rotación alrededor del eje estructural “zc” (guiñada).

Este cálculo es ideal, ya que en la realidad el comportamiento direccional

que efectúa la aeronave se encuentra ligado a otros grados de libertad, en

particular al lateral. Para establecer los respectivos Grados de estabilidad

estática direccional, se calculará la contribución de cada uno de los

elementos del avión, como el fuselaje, el ala, la potencia, el empenaje

vertical y la contribución de la interferencia de la unión Ala-Fuselaje.

Mediante el principio de superposición, determinaremos la característica

final del avión. La superposición a una determinada distancia del CG, se

obtendrá mediante la siguiente ecuación:

(𝑑𝐶𝑁𝐶𝐺

𝑑𝛽)

𝐴 𝐶⁄

= (𝑑𝐶𝑁𝐶𝐺

𝑑𝛽)

𝑤

+ (𝑑𝐶𝑁𝐶𝐺

𝑑𝛽)

𝑓𝑢𝑠


𝑑𝛽)

𝑣


𝑑𝛽)

𝑃𝑜𝑡


𝑑𝛽)

𝑤−𝑓𝑢𝑠

CONDICIONES ESTABLECIDAS

Datos CASA 212-300

Velocidad crucero 300 Km/h – 83,33 m/s Peso máximo de despegue 7700 kg

Peso al 90% del MTOW 6930 kg

CMA del ala 2,278 m CL Crucero 0,44

𝑺𝒘 40 m2

𝑺𝒗 6,27 m2

Tabla 1. Datos CASA 212-300

5

CONTRIBUCIONES A LA ESTABILIDAD

A. Contribución del ala.

La contribución del ala a la Estabilidad Estática Direccional está

dada por la siguiente ecuación:


𝑑𝛽)

𝑤

=𝑘1

2(

𝐶𝐿2

𝑎𝑤tan ∆ − 𝐶𝐿𝛾)

En donde el símbolo “∆” corresponde al ángulo flecha del ala y el

símbolo “𝛾” al ángulo diedro del ala. Al analizar la ecuación anterior,

nos podemos dar cuenta que si la aeronave presenta un ángulo de

flecha y un ángulo de diedro nulo, la contribución del ala a la EED

puede considerarse nula o en el mejor de los casos despreciable. Por

lo que para el avión CASA 212-300, y según los datos entregados

para este avión en el TP N° 01 “Caracterización de la aeronave” (ver

anexo 1), sus ángulos de flecha y diedro son nulos. Entonces la

contribución del ala a la EED es:

Condición 1 Condición 2 Condición 3


𝑑𝛽) CONTRIBUCIÓN DEL ALA 0 0 0

Tabla 2. Contribución del Ala

B. Contribución de la Potencia-Motor hélice

La contribución de las hélices se analiza de manera muy similar

con respecto al caso de la EEL. La contribución de la potencia-motor

hélice se debe a que se genera una fuerza “FH” en la hélice, normal

a la fuerza de tracción, producto del deslizamiento, introduciendo así

6

al CG un momento de guiñada. Por lo que se define la ecuación de la

contribución de la potencia a la EED de la siguiente manera:


𝑑𝛽)

𝑃𝑜𝑡

= (𝐶𝑁𝛽) = −𝑚

𝑑𝐾𝑁

𝑑𝛽

𝑆𝑝

𝑆𝑤

𝑙𝐻

𝑏

El signo negativo se debe a que al ser hélices tractoras son

contribuyentes a la desestabilización, además “m” es el número de

hélices que posee el avión, para este caso serían 2 y 𝐾𝑁 es un

coeficiente adimensional de la fuerza normal a la tracción (“FH”) y su

derivada respecto al deslizamiento está dada por la siguiente

ecuación:

𝑑𝐾𝑁

𝑑𝛽=

16

𝜋3(2 −

𝐽

𝐶𝑃

𝑑𝐶𝑃

𝑑𝐽)

𝐶𝑃

𝐽

Tomando los valores del coeficiente de potencia desarrollado por

la hélice (Cp) y la relación de avance (J) obtenidos en TP N° 02.

𝐶𝑃 = 0,316 𝐽 = 1,502

Con estos datos es posible obtener el valor de dCp/dJ desde el

grafico N° 2 de eficiencia de hélice de 4 palas, en donde ambos

valores se intersecten en el gráfico, para luego obtener la pendiente

de la recta tangente a la curva:

7

𝑑𝐶𝑃

𝑑𝐽=

0 − 0,88

2,4 − 0= −0,366 𝑟𝑎𝑑−1

Entonces el valor del coeficiente adimensional KN derivado con

respecto al ángulo de guiñada nos da:

𝑑𝐾𝑁

𝑑𝛽= 0,406

Ahora es necesario conocer los valores de lH, definiéndola como la

distancia entre la hélice y el centro de gravedad, por lo que para cada

una de las condiciones requeridas de posición del CG, se tiene:

N° Condiciones 𝑙𝐻

1 10% Distancia de la hélice al CG (10% de CMA) 1,297 m



Tabla 3. Distancia de la hélice al CG para cada condición

Gráfico 2. dCp/dJ. Hélice de 4 palas

8

Y además, conociendo los valores de SP y Sw, señalados en el

anexo 1, es posible conocer los valores de la contribución de la

potencia para la estabilidad estática direccional, para cada una de las

condiciones requeridas de posición del CG.



𝑑𝛽)

𝑝𝑜𝑡

CONTRIBUCIÓN DIRECTA

POTENCIA -0,0085 -0,0100 -0,0182

Tabla 4 Contribución Directa de la Potencia

Cabe señalar que mientras más alejado este el CG de las hélices,

más desestabilizante será la contribución de la potencia, y como ya

se mencionó, unas hélices tractoras también contribuyen a la

desestabilización del avión.

C. Contribución del Empenaje Vertical

La contribución del empenaje vertical a la EED se obtiene según la

siguiente ecuación


𝑑𝛽)

𝑉

= 𝑎𝑉 (1 +𝑑𝜎𝐻

𝑑𝛽+

𝑑𝜎𝑤−𝑓

𝑑𝛽) 𝜂𝑣𝑉�̅�

Donde el término av es la pendiente de sustentación del empenaje

vertical, 𝑑𝜎𝐻/𝑑𝛽 es el efecto de la estela vorticosa de la hélice sobre

el ángulo de ataque del empenaje vertical, 𝑑𝜎𝑤−𝑓/𝑑𝛽 es el efecto de

la configuración ala-fuselaje, 𝜂𝑣 es la eficiencia del empenaje vertical

y 𝑉�̅� es el volumen de cola vertical.

Para la eficiencia del empenaje vertical se considera que:

9

𝜂𝑣 = 𝜂0 + 𝐾𝑇

En donde el valor es el mismo al de la eficiencia del empenaje

horizontal, por lo que de acuerdo a lo calculado en TP 02 “Grado de

estabilidad estática longitudinal”:

𝜂𝑣 = 1,306

Y para el “volumen de cola vertical”:

𝑉�̅� =𝑆𝑣

𝑆𝑤

𝑙𝑣

𝑏

Donde lv es la distancia del centro aerodinámico del empenaje

vertical al centro de gravedad, el cual se expresa en la siguiente

tabla:

Tabla 5. Distancia al Centro Aerodinámico del Empenaje vertical

Además se deben conocer las características aerodinámicas de la

aeronave, que permitan resolver la contribución del empenaje

vertical. Una de ellas es la pendiente de sustentación “ 𝑎𝑣 ” del

empenaje vertical, que está en función del alargamiento efectivo,

“𝐴𝑒𝑣”:

𝐴𝑒𝑣 = 1,55𝑏𝑣

2

𝑆𝑣

Condiciones 𝒍𝒗 �̅�𝒗

1 CG a 10% de la CMA 7,144 m 0,059

2 CG a 35% de la CMA 6,571 m 0,054

3 CG a 90% de la CMA 5,312 m 0,044

10

Y según los datos entregados en el anexo 1:

𝐴𝑒𝑣 = 2,841

Este valor permite conocer 𝑎𝑣, que se encuentra medida en 𝑟𝑎𝑑−1.

𝑎𝑣 = 𝑎0 ( 𝐴𝑒𝑣

𝐸𝐴𝑒𝑣 + 2)

Donde 𝑎0 es la pendiente de sustentación del perfil del empenaje y

E es la relación entre el semiperímetro y la envergadura del

empenaje vertical. Entonces, obteniendo los valores de 𝑎0 𝑦 𝐸 del

anexo 1:

𝑎𝑣 = 2,67 𝑟𝑎𝑑−1

a) Efecto indirecto de la potencia

De manera análoga al caso de la estabilidad estática

longitudinal, el efecto de la estela vorticosa de la hélice afecta al

empenaje, en este caso sobre el ángulo de ataque del empenaje

vertical, el cual se puede estimar a partir de los siguientes

términos:

𝑑𝜎𝐻

𝑑𝛽=

𝑑𝐾𝑁

𝑑𝛽+ 𝐾𝑇

4 + 𝐾𝑇

Donde:

𝑑𝐾𝑁

𝑑𝛽=

16

𝜋3 (2 −

𝐽

𝐶𝑝 𝑑𝐶𝑝

𝑑𝐽)

𝐶𝑝

𝐽

11

Donde 𝐾𝑇 y 𝑑𝐾𝑁

𝑑𝛽 son conocidos (anexo 1), entonces:

𝑑𝜎𝐻

𝑑𝛽= 0,169

b) Efecto de la Configuración Ala-Fuselaje

Finalmente el efecto de la configuración ala-fuselaje se puede

obtener de los valores representativos obtenidos en ensayos en

el túnel de viento (tabla 6):

Tabla 6. Valores representativos contribución ala-fuselaje

Figura 1. Variación de la Velocidad debido al Fuselaje

12

En el caso de la aeronave CASA 212-300 es posible evidenciar

una configuración de ala alta, donde la velocidad de flujo incrementa

en la parte inferior del fuselaje mientras que en la parte superior no

se ve afectada como se puede apreciar en la figura 1.

De acuerdo a lo anterior, el valor para este efecto es:

𝑑𝜎𝑤−𝑓

𝑑𝛽= −0,310

Con esto se han obtenidos los datos necesarios para

reemplazarlos en la ecuación de la contribución del empenaje

vertical, quedando el siguiente cuadro resumen:



𝑑𝛽)

𝑣

CONTRIBUCIÓN EMPENAJE

Vertical 0,177 0,163 0,131

Tabla 7. Contribución Empenaje Vertical

D. Contribución del Fuselaje

La contribución a la EED de cuerpos fuselados no sustentadores

como fuselaje principal, estanques de combustible externos, nacelas

de motor, etc., son generalmente desestabilizadores. Sin embargo,

su predicción con métodos de carácter general es más compleja e

incierta, debido a que los perfiles laterales de fuselajes, estanques de

combustible, etc., son irregulares y variables entre un avión y otro. A

continuación se muestran dos métodos analíticos que se adecuan

para una etapa preliminar de diseño:

13

A-A

Figura 3. Radio de borde del Fuselaje.

a) Método Eláskar-Bisgood


𝑑𝛽)

𝑓𝑢𝑠

= (𝐶𝑁𝛽)

𝑓𝑢𝑠= − [

0,38√𝜃 + 0,57𝐵𝜃

1 + 0,37(𝑟ℎ

)]

𝑆𝐿

𝑆𝑤

𝐿

𝑏

Con:

𝜃 =ℎ2

𝑆𝐿

𝐵 = (𝑆𝐿𝐷𝐿𝐷

𝑆𝐿𝐿)

12

En la siguiente figura se muestran las dimensiones

anteriormente expuestas en las ecuaciones donde se presentan

gráficamente:

El cálculo de las distancias y áreas anteriormente señaladas

serán expuestas en la siguiente tabla:

Figura 2. Alturas a L/4 y distancias respecto al CG desde la nariz del avión. Además se señalan las áreas a considerar.

14

Reemplazando los valores en la ecuación del método Eláskar-

Bisgood, la contribución del fuselaje mediante este método al

grado de estabilidad Direccional queda:



𝑑𝛽)

𝑓𝑢𝑠

CONTRIBUCIÓN FUSELAJE Método Eláskar-Bisgood

-0,08201 -0,08419 -0,08901

Datos Aeronave CASA 212-300

Largo fuselaje (𝑳𝒇) (m) 13,09

Distancia Nariz a B.A. (m) 6,13

Altura fuselaje (h) (m) 2,3

Radio de la nariz (r) (m) 0,7

Superficie alar (𝑺𝒘) (𝒎𝟐) 40

Envergadura (b) (m) 19

Superficie Lateral (𝑺𝑳) (𝒎𝟐) 22,18

Datos respecto a CG

CG 10 % CG 35% CG 90%

𝑳𝑫 (𝒎) 6,3578 6,9273 8,1802

𝑺𝑳𝑫 (𝒎𝟐) 7,07 8,12 10,63

B 0,384 0,430 0,535

𝜽

0,228 0,228 0,228

Tabla 8. Datos Aeronave CASA 212-300.

Tabla 9. Datos Aeronave CASA 212-300

respecto a CG.

Tabla 10. Contribución del Fuselaje Método Eláskar-Bisgood

15

b) Método Perkins-Hage

La aproximación de este método también es semi empírica y

su ecuación es:


𝑑𝛽)

𝑓𝑢𝑠

= (𝐶𝑁𝛽)

𝑓𝑢𝑠= −𝐾 (

ℎ1

ℎ2)

12

(𝑤2

𝑤1)

13

𝑆𝐿

𝑆𝑤

𝐿

𝑏

Con el factor K igual a:

𝐾 = 0,96 𝐾𝛽

El factor 𝐾𝛽 se obtiene del siguiente gráfico:

Gráfico 3. d/L v/s KB

16

De acuerdo a este gráfico y con los valores de la siguiente

tabla, se puede obtener el valor de 𝐾𝛽 :

Una vez obtenidos estos valores, es posible reemplazarlos en

la ecuación del método Perkins-Hage para la contribución del

Fuselaje al Grado de Estabilidad Direccional, donde se presenta

lo siguiente:

Datos Aeronave CASA 212-300

Largo fuselaje (𝑳𝒇) (m) 13,09

𝑳𝒇

𝒉⁄

5,691

Altura fuselaje 𝒉𝟏 (m) 2,19

Altura fuselaje 𝒉𝟐 (m) 2,14

Espesor fuselaje 𝒘𝟏 (m) 2,3

Espesor fuselaje 𝒘𝟐 (m) 2,3

Superficie alar 𝑺𝒘 (𝒎𝟐) 40

Superficie Lateral 𝑺𝑳 (𝒎𝟐) 22,18

Envergadura b (m) 19

Datos respecto a CG

CG 10 % CG 35% CG 90%

𝒅 ó 𝑳𝑫 6,3578 6,9273 8,1802

𝒅𝑳𝒇

⁄ 0,4856 0,5292 0,6249

𝑲𝜷 0,182 0,190 0,227

𝑲 0,17472 0,1824 0,21792



𝑑𝛽)

𝑓𝑢𝑠

CONTRIBUCIÓN FUSELAJE Método Perkins-Hage

-0,06752 -0,07049 -0,084217



Tabla 13. Contribución del Fuselaje método Perkins-Hage

17

Se estableció que el método Eláskar-Bisgood es más exacto

debido a que considera más datos geométricos y específicos

sobre el fuselaje, por lo que se considerará este método para la

contribución del Fuselaje al Grado de Estabilidad Direccional.

También es necesario considerar, aunque afecte ligeramente

al Grado de EED de manera estabilizante, la contribución

combinada del Ala-Fuselaje. Esto se debe a que existe un grado

de interferencia en el flujo de aire en la zona de unión Ala-

Fuselaje, generalmente, ligeramente estabilizante. No se dispone

de un método analítico que permita establecer este efecto con

exactitud para cada aeronave, es por esto que se incluyen a

continuación valores de referencia que sirven para una primera

estimación:

De acuerdo a la configuración del Ala del CASA 212-300,

posee una Ala Alta, por lo que se estima que la contribución al

Grado de EED debido a la interferencia Ala-Fuselaje en:

∆(𝐶𝑁𝛽)𝑤−𝑓𝑢𝑠 = 0,0115 [

1

𝑟𝑎𝑑]

18

CUADRO RESUMEN



𝑑𝛽)

𝑤

CONTRIBUCIÓN DEL ALA

[1/rad] 0 0 0


𝑑𝛽)

𝑓𝑢𝑠

CONTRIBUCIÓN DEL FUSELAJE [1/rad]

-0,08201 -0,08419 -0,08901


𝑑𝛽)

𝑃𝑜𝑡

CONTRIBUCIÓN DE LA

POTENCIA [1/rad]

-0,0085 -0,0100 -0,0182

(𝐶𝑁𝐶𝐺

𝑑𝛽)

𝑣

CONTRIBUCIÓN EMPENAJE

VERTICAL [1/rad] 0,177 0,163 0,131


𝑑𝛽)

𝑤−𝑓𝑢𝑠

CONTRIBUCIÓN COMBINADA

ALA-FUSELAJE [1/rad] 0,0115 0,0115 0,0115


𝑑𝛽)

𝐴/𝐶

GRADO DE ESTABILIDAD

DIRECCIONAL DE LA AERONAVE CASA 212-300 [1/rad]

0,09799 0,08031 0,03529

Tabla 14. Contribuciones al Grado de Estabilidad Estática Direccional

19

ANÁLISIS DE RESULTADOS

Contribución ala:

Para el caso del avión CASA 212 serie 300, la contribución de sus alas

por si solas, no aportan al grado de Estabilidad Estática Direccional.

Cuando decimos que no aportan, nos referimos también que tampoco

aporta de manera negativa, esto se debe a que al no presentar un ángulo

de flecha y tampoco un ángulo de diedro, el aporte al grado de EED es

inexistente o despreciable.

Contribución Potencia:

Si bien se menciona en la bibliografía que la contribución de la potencia

directa debido a las hélices es generalmente escasa o desestabilizante en

el caso de hélices tractoras, había que demostrarlo, y al ver los resultados

obtenidos podemos confirmar lo que nos dice la teoría, ya que obtuvimos

resultados muy poco significativos y además desestabilizantes, aún

considerando que el avión CASA 212-300 posee dos motores. Además es

posible observar que al variar la posición del CG, la contribución de la

Potencia al Grado de EED se volverá más desestabilizante a medida que el

CG se retrasa.

Contribución empenaje vertical:

Para la contribución del empenaje vertical a la EED, y al igual que para la

EEL, se consideran varios factores como los efectos indirectos de la

potencia, más específicamente, la estela vorticosa que generan las hélices,

las cuales afectan y están consideradas en el cálculo de esta contribución.

También nos podemos dar cuenta que el efecto de la configuración ala-

fuselaje afecta de manera negativa a la estabilidad que genera el empenaje

vertical, ya que la configuración del ala de la aeronave CASA 212-300 es de

20

ala alta trapezoidal. Mencionar además que el retraso del CG implica una

pequeña reducción al aporte de la contribución de la estabilidad, pero en la

suma y resta de cada efecto, se obtiene una contribución positiva a la EED

por parte del empenaje vertical. El empenaje vertical es la superficie de la

aeronave que garantiza la EED. Este análisis concuerda también con lo que

la teoría nos dice, es por esto que el empenaje cumple una función

primordial en este tipo de aeronaves (existen diversos aviones alas delta

que no poseen empenaje), ya que como pudimos ver en trabajos anteriores,

el empenaje para la estabilidad estática longitudinal es el mayor

contribuyente a la estabilidad de la aeronave.

Contribución Fuselaje:

Se puede establecer que la contribución del Fuselaje al Grado de

Estabilidad Estática Direccional para el avión CASA 212-300 es

desestabilizante. También es posible notar, que según los cálculos

realizados en el presente trabajo, mientras más atrasado se encuentre la

posición del CG (en este caso 90% de la CMA), mayor será su contribución

desestabilizante al Grado de EED.

Se puede concluir entonces que la aeronave CASA 212-300, posee una

estabilidad estática direccional positiva, en todas sus condiciones, inclusive

en una ficticia como lo es la ubicación del centro de gravedad al 90 % de la

cuerda media aerodinámica. En términos de la estabilidad de la aeronave,

ya sea longitudinal y direccional, podemos decir que el avión CASA 212-300

es estable en dos de las tres condiciones (posición del CG al 10% y 35% de

la CMA), pero no para una condición extrema como la posición del CG al

90% de la CMA, ya que se comporta estable direccionalmente pero

inestable longitudinalmente. Cabe mencionar que la situación que sea

inestable longitudinalmente es más crítica a que sea inestable

direccionalmente. En la siguiente tabla se puede apreciar una comparación

entre ambas estabilidades estáticas:

21

Condición

1 Condición

2 Condición

3

(𝑑𝐶𝑀𝐶𝐺

𝑑𝐶𝐿)

𝐴/𝐶

GRADO DE ESTABILIDAD LONGITUDINAL DE LA AERONAVE

CASA 212-300 -0,342 -0,011 0,625


𝑑𝛽)

𝐴/𝐶

GRADO DE ESTABILIDAD

DIRECCIONAL DE LA AERONAVE CASA 212-300 [1/rad]

0,09799 0,08031 0,03529

22

BIBLIOGRAFÍA

- Astete, C. Osorio, F. (2016) “TP N°2 Grado de estabilidad estática

longitudinal de la aeronave CASA 212-300”.

- Astica, P. (2006). “Apuntes de Estabilidad y Control”, Unidad 3, Capítulo

1.

23

ANEXO 1

Datos Ala

CL Coeficiente de Sustentación Crucero 0,44

AR Alargamiento del ala 9,025

e Factor de Oswald del ala 0,781

aw Pendiente de sustentación 3D del ala 4,813 rad-1

zw Distancia Vertical entre CA del ala y el CG 1,2 m

c Cuerda media aerodinámica del ala 2,278 m

Sw Superficie Alar 40 m2

b Envergadura alar 19 m

Λ Ahusamiento ala 0,6

Γ Ángulo de Diedro 0 rad

Δ Ángulo de flecha 0 rad

Datos empenaje horizontal

AR Alargamiento del empenaje horizontal 8,4

ah Pendiente de sustentación 3D del empenaje

horizontal

4,497 rad-1

zh Distancia Vertical entre CA del ala y el CG 1,2 m

c Cuerda media aerodinámica 1,583 m

Volumen de cola 0,938

Sh Superficie empenaje horizontal 12,57 m2

bh Envergadura empenaje horizontal 8,4 m

Λ Ahusamiento empenaje horizontal 0,567

Datos empenaje vertical

Sv Superficie empenaje vertical 6,27 m2

bv Envergadura empenaje vertical 3,39 m

ao Pendiente de Sustentación del perfil del empenaje 5,730 rad-1

E Relación entre semiperímetro y la envergadura del

empenaje

1,44

24

ηv Eficiencia empenaje vertical 1,306

Λ Ahusamiento empenaje vertical 0,451

CMA Cuerda media aerodinámica del empenaje vertical 1,938 m

KT Coeficiente adimensional 0,326

dKn/dβ 0,406

Datos Potencia-Motor hélice

SP Superficie Disco de Hélice 6,11 m2

X1 Distancia entre Hélice y CA del ala 2,075 m

Cp Coeficiente de Potencia de la Hélice 0,316

J Razón de Avance 1,502

dCp/dJ Coeficiente de Potencia respecto a razón de avance -0,366 rad-1

dβ/dα Upwash del ala 3,6

dεp/dα Downwash de la hélice 0,650

m Número de palas de la hélice 2

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