Como calcular o Coeficiente de Elevação para o A320?

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Como calcular o Coeficiente de Elevação para o A320?

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Estou tentando descobrir o coeficiente de sustentação de um A320.

O que estou fazendo é o seguinte: durante o cruzeiro, o levantamento é igual ao peso da aeronave ($ mg $), então usei a mesa de cruzeiro retirada da FCOM para obter a velocidade, a área da asa é conhecido ($ 122,6 m ^ 2 $) e eu calculei usando uma ferramenta on-line a densidade do ar em FL290 (29.000 pés). / p>

O resultado é que o coeficiente de elevação é de $ 0,03029 $. É correto para as suposições dadas acima?

Em seguida, se eu quiser relacionar o $ C_L $ com o Ângulo de Ataque, qual é a fórmula e o procedimento?

airbus-a320 lift angle-of-attack performance-calculation

por Afe 04.05.2015 / 01:43

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Encontrei um número diferente para $ C_L $, verifique seu cálculo:

$ C_L = \ frac {2 m g} {\ rho V ^ 2 S} $

substituto: $ m = 50000 \ textrm {kg} \\ g = 9.81 \ textrm {m} / \ textrm {s} ^ 2 \\ V = 462 \ textrm {KTAS} = 237.67 \ textrm {m / s} \\ S = 122,6 \ textrm {m} ^ 2 \\ \ rho = 0,475 \ textrm {kg} / \ textrm {m} ^ 3 $

Isso vai dar: $ C_L = 0,298 $

Note que este coeficiente de sustentação é para o total de aeronaves. Inclui o elevador da asa, o elevador da fuselagem e também o elevador negativo do estabilizador vertical. Há também um pequeno componente vertical de impulso que é negligenciado.

Agora que temos uma estimativa do coeficiente de sustentação, podemos estimar o ângulo de ataque. Normalmente, o coeficiente de sustentação varia linearmente com o ângulo de ataque:

$ C_L = \ frac {\ textrm {d} C_L} {\ textrm {d} \ alpha} \ cdot (\ alpha- \ alpha_0) $

$ \ alpha_0 $ é o ângulo de ataque de levantamento zero, o ângulo de ataque em que a asa não gera nenhum aumento. Para aerofólios simétricos, $ \ alpha_0 = 0 $, para aerofólios compartimentados $ \ alpha_0 < 0 $.

Eu não sei qual é esse ângulo para o A320, será difícil de obter. Vamos supor que, por enquanto, seja -1,2 graus.

Para asas longas e infinitas em fluxo incompressível, a inclinação de elevação $ \ frac {\ textrm {d} C_L} {\ textrm {d} \ alpha} $ é $ 2 \ pi $.

$ (\ alpha- \ alpha_0) = \ frac {C_L} {2 \ pi} = 0.0474 \ textrm {rad} \ aproximadamente 2.72 ^ \ circ $

Isso resultaria em um ângulo de ataque de $ \ alpha \ approx 1.52 ^ \ circ $

Como a asa do Airbus A320 não é infinitamente longa, mas tem um alcance de cerca de 30 metros (excluindo a fuselagem), precisamos corrigir isso. A razão pela qual precisamos corrigir a finitude da asa é que a circulação fará com que o ângulo de ataque local da asa seja menor que o ângulo livre de ataque. O ângulo efetivo de ataque $ \ alpha_ {eff} = \ alpha - \ alpha _i $

O ângulo de ataque induzido $ \ alpha_i $ é dado por:

$ \ alpha_i = \ frac {C_L} {\ pi AR} = \ frac {C_LS} {\ pi b ^ 2} $

substituto: $ S = 122,6 \ textrm {m} ^ 2 \\ b = 30 \ textrm {m} $

dá $ \ alpha_i = 0.0129 \ textrm {rad} \ approx 0.74 ^ \ circ $

Adicionar isso ao nosso ângulo anterior de ataque resulta em:

$ 1,52 + 0,74 = 2,26 ^ \ circ $

Isso pode não ser muito preciso, já que

a) o ângulo de ataque de levantamento zero pode ser muito diferente,

b) a inclinação do elevador pode ser mais plana devido aos efeitos de compressibilidade