Usuario:
Control de guiñada
Storyboard 
El control de guiñada es el mecanismo que permite al avión girar en torno a su eje vertical, inclinándolo hacia la derecha o hacia la izquierda. Este control se logra mediante la desviación del timón de dirección, ubicado en la parte trasera del avión, en la sección de la cola. Al mover el timón, se genera una fuerza lateral que crea un par de torsión (torque), provocando que el avión gire alrededor de un eje imaginario perpendicular al fuselaje, conocido como el eje de guiñada.
ID:(2115, 0)
Control de guiñada
Concepto
Para realizar giros en una aeronave, se utiliza el timón. Este genera una fuerza en el timón ($F_r$), que, combinada con una distancia centro de masa y timón ($d_r$), induce una fuerza en el timón ($F_r$). El timón se encuentra ubicado en la cola del avión para maximizar una la distancia centro de masa y timón ($d_r$) y lograr un mayor una fuerza en el timón ($F_r$).
El piloto controla este movimiento utilizando los pedales. La dirección del giro se determina mediante la dirección de los pedales.
ID:(15162, 0)
Aceleración angular de guiñada
Concepto
A travez de el timón se genera una fuerza que induce un torque generado por el timón ($T_r$). Este a su vez, dependiendo de la aceleración angular eje vertical ($\alpha_r$) genera una aceleración angular eje vertical ($\alpha_r$) que se muestra en la grafica.
La posibilidad de controlar el angulo de guiñada sirve para girar la aeronave con mayor precisión de lo que permiten los alerones. Ademas estos ultimos no son efectivos para ello a bajas velocidades o con vientos atravezados.
ID:(11077, 0)
Masa de las alas
Descripción
La masa de las alas ($m_w$) se puede aproximar como el volumen de un paralelepípedo recto multiplicado por la densidad de la aeronave:
El volumen, por lo tanto, se puede calcular a partir de la superficie que genera sustentación ($S_w$) y la altura del ala ($d$).
Por ello, la masa de las alas ($m_w$) se determina utilizando el densidad del cuerpo de la aeronave ($\rho_a$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), y la altura del ala ($d$), de la siguiente manera:
| $ m_w = \rho_a S_w d $ |
ID:(15989, 0)
Masa del cuerpo de la aeronave
Descripción
La masa del cuerpo de la aeronave ($m_p$) se puede aproximar como el volumen de un cilindro multiplicado por la densidad de la aeronave:
El volumen, por lo tanto, se puede calcular utilizando el perfil total del objeto ($S_p$) (el radio o diámetro) y el distancia a lo largo del ala ($l$) (la altura del cilindro).
Por lo tanto, la masa del cuerpo de la aeronave ($m_p$) se determina a partir de el densidad del cuerpo de la aeronave ($\rho_a$), el perfil total del objeto ($S_p$) y el distancia a lo largo del ala ($l$), de la siguiente manera:
| $ m_p = \rho_a S_p l $ |
ID:(15990, 0)
Momento de inercia para guiñado
Descripción
El momento de inercia eje vertical ($I_r$) puede aproximarse como la suma del momento de inercia de un cilindro que representa el fuselaje de la aeronave, rotando alrededor de un eje perpendicular a su eje longitudinal, y el momento de inercia de un paralelepípedo que representa las alas, rotando en torno a un eje perpendicular a ellas:
Si para la estimación de el momento de inercia eje vertical ($I_r$) se asume que el radio del cilindro del fuselaje es mucho menor que el distancia a lo largo del ala ($l$) y que el ancho del ala ($w$) es mucho menor que la envergadura de las alas ($L$), entonces el momento de inercia del cilindro depende principalmente de la masa del cuerpo de la aeronave ($m_p$) y el distancia a lo largo del ala ($l$), mientras que el del paralelepípedo depende de la masa de las alas ($m_w$) y la envergadura de las alas ($L$).
Por lo tanto, el momento de inercia eje vertical ($I_r$) se calcula a partir de la masa del cuerpo de la aeronave ($m_p$), la masa de las alas ($m_w$), la envergadura de las alas ($L$), y el distancia a lo largo del ala ($l$), de la siguiente manera:
 $ I_r = \displaystyle\frac{1}{12}( m_p l ^2 + m_w L ^2)$ |
ID:(15993, 0)
Modelo
Top
Parámetros
Variables
Cálculos
a 
, luego, seleccione la variable: 
a 
Cálculos
Cálculos
Variable 
Dado Calcule 
Objetivo : Ecuación A utilizar 
Ecuaciones
$ C_L = c \alpha $
C_L = c * alpha
$ d_r = \displaystyle\frac{ l }{2}$
d_r = l /2
$ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_r C_L v ^2$
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2
$ \gamma_d =\displaystyle\frac{ d }{ L }$
gamma_d = d / L
$ I_r = \displaystyle\frac{1}{12}( m_p l ^2 + m_w L ^2)$
I_r = ( m_p * l ^2+ m_w * L ^2)/12
$ m_p = \rho_a S_p l $
m_p = rha_a * S_p * l
$ m_w = \rho_a S_w d $
m_w = rho_a * S_w * d
$ T_r = d_r F_L $
T_r = d_r * F_r
$ T_r = I_r \alpha_r $
T_r = I_r * alpha_r
ID:(15975, 0)
Fuerza que genera la guiñada
Ecuación
Con el timón se genera una fuerza en el timón ($F_r$) que induce via el brazo generado por la distancia centro de masa y timón ($d_r$) el respectivo el torque generado por el timón ($T_r$) según:
| $ T_r = d_r F_L $ |
| $ T_r = d_r F_r $ |
ID:(15165, 0)
Torque de guiñada
Ecuación
El torque generado por el timón ($T_r$) se genera la aceleración angular eje vertical ($\alpha_r$) dependiendo de el momento de inercia eje vertical ($I_r$) según:
| $ T_r = I_r \alpha_r $ |
ID:(15168, 0)
Fuerza de sustentación
Ecuación
Para crear una presión mayor debajo que encima del ala y generar sustentación, se emplea la Ley de Bernoulli, corrigiendo la falta de conservación de la densidad de energía mediante un coeficiente de sustentación ($C_L$). La presión sobre el ala, la fuerza de sustentación ($F_L$), se puede estimar utilizando la densidad ($\rho$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), el coeficiente de sustentación ($C_L$) y la velocidad respecto del medio ($v$) mediante la siguiente fórmula:
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_r C_L v ^2$ |
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
La fuerza de sustentación ($F_L$), junto con la envergadura de las alas ($L$), la densidad ($\rho$), el factor de velocidad superior del ala ($c_t$), el factor de velocidad inferior del ala ($c_b$), la largo superior del ala ($l_t$), la largo inferior del ala ($l_b$) y la velocidad respecto del medio ($v$), se encuentra en
| $ F_L = \rho L ( c_b l_b - c_t l_t ) v ^2$ |
Si consideramos la superficie que genera sustentación ($S_w$), definido por la envergadura de las alas ($L$), la largo superior del ala ($l_t$) y la largo inferior del ala ($l_b$),
| $ S_w = \displaystyle\frac{1}{2} L ( l_t + l_b )$ |
y para el coeficiente de sustentación ($C_L$), definido como
| $ C_L = 4\displaystyle\frac{ c_t l_t - c_b l_b }{ l_t + l_b }$ |
obtenemos
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
ID:(4417, 0)
Constante de sustentación
Ecuación
A partir de mediciones, se concluye que el coeficiente de sustentación ($C_L$) es proporcional al angulo de ataque del ala ($\alpha$) siendo la constante de proporcionalidad del coeficiente de sustentación ($c$):
| $ C_L = c \alpha $ |
Después de cierto ángulo, la curva disminuye hasta llegar a cero. Esto se debe a que sobre dicho ángulo crítico, los vórtices cubren completamente la superficie superior del ala, lo que resulta en la pérdida de sustentación. Este fenómeno se conoce como "stall" (entrada en pérdida).
ID:(4441, 0)
Momento de inercia para guiñado
Ecuación
El momento de inercia eje vertical ($I_r$) se calcula a partir de la masa del cuerpo de la aeronave ($m_p$), la masa de las alas ($m_w$), la envergadura de las alas ($L$) y el distancia a lo largo del ala ($l$), de la siguiente manera:
| $ I_r = \displaystyle\frac{1}{12}( m_p l ^2 + m_w L ^2)$ |
ID:(15988, 0)
Masa de las alas
Ecuación
La masa de las alas ($m_w$) se calcula a partir de el densidad del cuerpo de la aeronave ($\rho_a$), la superficie que genera sustentación ($S_w$) y la altura del ala ($d$), de la siguiente manera:
| $ m_w = \rho_a S_w d $ |
ID:(15984, 0)
Masa del cuerpo de la aeronave
Ecuación
La masa del cuerpo de la aeronave ($m_p$) se calcula a partir de el densidad del cuerpo de la aeronave ($\rho_a$), el perfil total del objeto ($S_p$) y el distancia a lo largo del ala ($l$), de la siguiente manera:
| $ m_p = \rho_a S_p l $ |
ID:(15985, 0)
Brazo del de la fuerza del timón
Ecuación
La distancia centro de masa y timón ($d_r$) se define como la mitad de el distancia a lo largo del ala ($l$), expresado de la siguiente manera:
| $ d_r = \displaystyle\frac{ l }{2}$ |
ID:(15996, 0)
Relación de espesor a envergadura
Ecuación
El relación de espesor a envergadura ($\gamma_d$) se define como la proporción entre la altura del ala ($d$) y la envergadura de las alas ($L$), expresada de la siguiente forma:
| $ \gamma_d =\displaystyle\frac{ d }{ L }$ |
ID:(15976, 0)