Características del avión.Peso máximo al despegue: 365,000 Kg Velocidad crucero: Mach 0,83 (907 km/h, 490 nudos) Clasificación del avión de acuerdo a al OACI. Se trata de un aeronave, aerodino, con motor, avión, avión terrestre. Clasificación por configuración. Configuración convencional Empenaje convencional Cuatrimotor Tren o Triciclo de nariz o Retráctil 3.1 Determinación de la velocidad de aterrizaje. La velocidad de aterrizaje puede ser determinada por la formula aproximada: Vat 3 Wat K S Wat Wdesp 0. 2 Tabla No. [Ton] 4 CONSTRUCCIÓN DE LAS GRÁFICAS .4982m / s 399. 2 Wcomb Wdesp . se determina con ayuda de la Tabla No. [%] TURBORREACTOR TURBOHÉLICE hasta 20 25 20 de 20 a 40 30 25 de 40 a 80 35 30 de 80 a 120 40 35 más de 120 45 40 .8Wcomb 365000 164250 233600kg Vat 3 Wcomb 233600kg 1 72.peso del combustible [kg.75m .]. 8CLmax B CL’ Dibujo 1A A 0L .4.1 Construcción de la Curva de Sustentación. ° 0 ‘ cr C L f ( ) Gráfica “Curva de Sustentación” . (Coeficiente de sustentación o levantamiento del ángulo de ataque CL en función ) C L f ( ) CL D CLmax E C 0. 8 CLmax CL ..perímetro del ala. y se determina por la fórmula: C L CL ( 0 L ) C Lmax .8432) 0.8432 2)57. (2) C L . (3) 2 (9. E – envergadura del ala...3 se determina con la fórmula: C L .. Dibujo .0857 (1..coeficiente de (segmento AC.5999 0. P . 68.4285 0.07565 9.Para valores de CL menores a 0.. P P P . depende linealmente de 1).perímetro relativo: 2 E .07565 El alargamiento efectivo del ala se calcula con la siguiente fórmula: .7713 0.alargamiento efectivo del ala.94 CL (º) -3 0 2 4 6 8 C L 2ARef ( P ARef 2)57.45 2 1.3 ARef .15310( (3)) CL 0 0. ( levantamiento máximo).25(2) P 63.25710 0. 79 1 9. sí <2. k se determina por la gráfica del dibujo No..alargamiento del ala.. (6) 1 cos(31.3847 (3) 16. etc..coeficiente que depende del ángulo de flechado ¼. los carenados del motor. en el ala. k .15º 0.se obtiene con la fórmula: cr cr cr =2°. del tren de aterrizaje. (4) ARef 10.915) 1 cos 1 2 4 .3° cr 3º CLmax C Lmax 0L C L 1.o7 1 34 .63)(.. Si . 2.coeficiente de levantamiento máximo: C L max Cl max perf k C L max (1.0857 ..es la suma de la superficies ocupadas por el fuselaje... k >2. Si=Sof+Scar El ángulo crítico cr . Sí la conicidad =1..1) 1.73 AR .3842 2 .ARef AR k S 1 i S .8432 399. se determina con el dib. Ce .coeficiente de levantamiento máximo del perfil.3m 30449244 1.4982m / s * 6. La conicidad se determina con la siguiente formula: Co Ce =4.coeficiente que depende de la conicidad. k .C Lmaxperf . en este dibujo el Número . 3.cuerda a la raíz.cuerda extremo NOTA: Se debe graficar con la siguiente relación de escala: 1cm en el eje “x”=1° . 1cm en el eje “y”=0.5 E 5 . Vat Cm H 0 Cm con ayuda del dibujo No.1 Construcción de la Curva de Resistencia CD (Coeficiente de resistencia en función del ángulo de ataque ) CD f ( ) Avión A340-600 3º 0º 2º 4º 6º 8º 10° 12º 14º 16º .68. donde Co . 4. siendo Re= H0 el coeficiente de viscosidad cinemática al 72. se determina para la cuerda media de Reynolds Re= nivel del mar. No. 04100 8 18.7689 1.2 0.33 1.06312 3 ∞ 0 0.55721 7 0.4285 0.08088 8 11.00617 5 0.23 1.01717 5 24.2571 0.9427 1.18573 91 0.01322 31 19.59490 4 0.03308 32 18.6544 1 0.43302 99 0.31254 65 0.68104 3 0.06610 04 0.38111 41 0.53188 12 2.01 0.01 0.18361 2 0.01208 32 0.104 1.1179 77 0.88859 99 0.35928 04 0.02988 8 0.4433 05 ∞ ∞ .5994 0.88868 3 1.9488 1 0.25199 07 4.8087 3 0.00222 31 0.05088 12 0.37 CL 0 0.5129 1.04099 07 0.96084 38 0.7713 0.02000 8 0.8769 CDi 0 CD 0 0.05949 09 ∞ CL CD 0.CL 0 0.04 0.30956 5 0.47 ∞ ∞ CL2 0 0.79757 26 0.21881 6 1.98974 1 CDP 0 0 0 0.