cessna centro de gravedad

PC-AeroCalin Gologan

Load Assumptions - Data SheetKPD-2D UL Aircraft LA-KPD2D-000000 document.xls

Prepared: C. Gologan Page: 26.Sept.99

AVIÓN LA HOJA DE DATOS (AIRCRAFT DATASHEET)

xas leía

xls

Nullauftriebsachse (wing zero lift axis) les xis bs

alphaf lisalpha0f Cmo

Xcg deshiélate

alpha CG ZCG zsi

eps*alphaf - Abwind HLW (downwash at horiz. tail)

le - la profundidad de ala de fonda (mean aerodynamic chord)

XBFW XHFW alphaf=alpha+alpha0f X

General coordinate system xa la

yaq aileron

l/4 líneas

lia xia

Punto neutro (De manera neutra yiq yaf yia

b/2 xah lah

xl xlh

ln flap HR HLW

bh / 2 yif leh le

br li

lih xih

xi xr lr

k 4.29239232

como máximo el p 450 kg (Max weight) Observación: Todos los Abmessungen son registrados en el metromin. Peso de vuel 357 kg (Min. flying weight) Nota: (Todo the distance are given en meters)

Las células amarillas contienen valores calculados. (the yellow cells are calculated)




La ala (Wing)

Observación: La geometría de ala es definida en tres Referenzqurschnitte (The wing geometry is defined en three ref.sections)Tres Qureschnitte definen válvulas y un QR área (The three sections define a flap-y en aileron region)li = 1.35 Profundidad de ala dentro (root wing chord) la = 0.6 Profundidad de ala fuera (tip chord)lia 0.9 Profundidad de ala mitte (middle ref. sect. chord)xi = 1.38 X cantos delanteros dentro (X coordinate root leading edge) xa = 2 X cantos delanteros fuera (X coordinate tip leading edge)xia = 1.78 X cantos delanteros mitte (leading edge X coordinate for the middle ref. section)yia = 3.28 Y la profundidad de referencia de ala media (Y middle ref. section)zf = 0.7 Z el punto neutro la ala (Z coordinate wing de manera neutra point)phi = -1 El Flügelverwindung positivamente arriba (degr). (Wing torsion - "UP" positivos)Ala "V" el ángulo 2.5alphaof (°) 2 Ángulo entre la ala Nullauftriebsaxe y Rumpfaxe (angle between wing zero lift line y fusel. axis)

alphafo (°) 0 Ángulo entre Flügelsähne y Rumpfachse (angle between wing chord axis y fuselage)b = 9 Envergadura (span)bp = 0.83 La envergadura media de ala en la radiación de hélice (wing ayudaba span en propeller downstream)yif = 0.65 Y el estúpido dentro (Y coordinate flap root)yaf = 3 Y el estúpido fuera (Y coordinate flap tip)cif = 0.35 Profundidad de estúpido dentro (flap root chord)caf = 0.24 Profundidad de estúpido fuera (flap tip chord)yiq = 3 Y el alerón dentro (Y coordinate aileron root)yaq = 4.4 Y el alerón fuera (Y coordinate aileron tip)ciq = 0.24 Profundidad de alerón dentro (aileron root chord)caq = 0.15 Profundidad de alerón fuera (aileron tip c le=int (l (y) *l (y) *dy)/SCmo = -0.1 Momentbeiwert para Nullauftrieb (wing profile moment coefficient - at 0.25 chord)le = 1.064495114 Profundidad de ala de fonda (mean aerodynamic chord b * (li^2-li * (lila) + ^2/3 (lila))/Sxl = 1.62945494 X cantos delanteros la ala de fonda (X leading edge MAb/6 * (xa-xi) * (li+2*la)/S+xiXN = 1.895578719 X puntos neutros (X de manera neutra poinXN = xl+le / 4YN = 1.868892508 Y el punto neutro (Y de manera neutra poinYN = b^2 / 2 / S * (li/2-/3 (lila))S = 9.21 Superficie de ala (wing surface)lambda = 8.794788274 El Streckung (aspect ratio) lambda = b^2 / Sd (Aprox.)/d (alph 4.959225508 Subida de Auftriebsbeiwertkurve (lift coef. slope); después de Justamente, la teoría de líneas de transporte ampliadabqr = 1.4 Envergadura de alerón (aileron span)lqr = 0.195 Alerón la profundidad media (aileron mean geometric chord) 4.959225508Sqr = 0.273 Superficie de alerón (aileron surface)lqproc = 0.244753086 QR Profundidad / la profundidad de ala (aileron chord / wing chord)bf = 2.35 Envergadura de estúpido (flap span)cf = 0.295 Estúpido la profundidad media (flap mean geometric chord)Sf = 0.69325 Superficie de estúpido (flap - un lado (one side)Sff = 5.168208841 Superficie de ala en el área de estúpido (wing surface between flap root y flap tip)Sfpr = 0.499939024 Superficie de ala en la radiación de hélice (wing surface en propeller down stream)Sffpr = 0.44945122 Superficie de ala con el estúpido y en la radiación de hélice (wing surface with flaps y en propeller downstream)lfproc = 0.268274763 Profundidad de estúpido / profundidad de ala (flap mean chord / wing mean chord en flap region)G/S = 48.85993485 Max Flächenbelastung (como máximo wing loading)VSO = 65 km / h (design limit min. speed with flaps extended) Camax = 2.400457859 Max Auftriebsbeiwert (como máximo lift coefficient)alpha1 (°) = 0 alpha1 polares de perfil (angle of elevation - first point en the profile p Nota: the profile polar is given en 3 pointscw1 = 0.006 cw1 polares de perfil (drag coefficient - first point en the profile polar)alpha2 (°) = 5 alpha2 polares de perfil (angle of elevation - second point en the profile polar)cw2 = 0.01 cw2 polares de perfil (drag coefficient - second point en the profile polar)alpha3 (°) = 10 alpha3 polares de perfil (angle of elevation - third point en the profile polar)cw3 = 0.015 cw3 polares de perfil (drag coefficient - third point en the profile polar)delt = 1.2 Korekturfaktor - véase la observación (korrection factor - see note) *cwpar = 0.01 Widerstandsbeiwert el tronco + el chasis + la ala el puntal de pliegue +..... véase "Parazite Drag", "B75"

(parazite drag - fuselage + landing gear + wing strut +.... "Parazite Drag" see, "B75")* cw=cw0 + ca^2 / pi / lambda*delt y "delt" el Abweichung de eliptischen el Auftriebsverteilung contempla.Para la ala eliptischen delt=1 cw es de Gesamtwiderstandsbeiwert. cw0 es de Wiederstandsbeiwert para Nullauftrieb.(* cw=cw0 + ca^2 / pi / lambda*delt, where "delt" takes into account the deviation from the eliptical lift distribution For en eliptical wing delt=1. cw is the completamente aircraft drag y cw0 is the zero lift drag)Para aviones einmotorige con Einziehfahrwerk delt = en del 1.25 al 1.33. Para el chasis de fiesta delt = en del 1.33 al 1.54.(For single engine retractable gear delt = 1.25 to 1.33. For fixed gear delt = 1.33 to 1.54)




Empenaje de cola - HLW (Horizontalmente Tail - HT)

lih = 0.7 HLW profundidad dentro (root chord)lah = 0.4 HLW profundidad fuera (tip chord)xih = 5.62 X cantos delanteros dentro (X root leading edge)xah = 5.91 X cantos delanteros fuera (X tip leading edge)yih = 0.15 Y el remo dentro (Y elevator root)yah = 1.45 Y el remo fuera (Y elevator tip)zh = 1 Z HLW (Z de manera neutra point)bh = 2.6 Envergadura (span)bhb = 0.83 HLW La envergadura media en la radiación de hélice (HT ayudaba span en prop. downstream)Shs = 1.003023077 HLW La superficie en la radiación de hélice / la superficie HLW (HT surface en prop. downstream / HT completamente haz surf).alphah = 0 Empenaje de cola Einstellwinkel - el ángulo entre HLW y tronco (HT setting angle)eps = 0.371570343 Ala Abwindfaktor - véase el bosquejo arriba (Downwash HT factor due to the wing - see above sketch)Srh = 0.2 Superficie de empenaje de cola en el área de tronco (HT surface en the fuselage region)lr/lh = 0.3 Profundidad de remo / HLW la profundidad - lr / lh=1 para el empenaje de cola de péndulo (elevator mean chord / HT mean chord)leh = 0.563636364 Profundidad de fonda (HT mean aerodyn. chord)xlh = 5.751818182 X cantos delanteros la profundidad de fonda (X mean chord leading edge)XNH = 5.892727273 X puntos neutros (X de manera neutra point)YNH = 0.590909091 Y el punto neutro (Y de manera neutra point)SH = 1.43 HLW Superficie (HT surface)rh = 3.997148554 HLW Pobre - la distancia el punto neutro la ala - el punto neutro HLW (dist. de manera neutra points HT y wing)lambdah = 4.727272727 El Streckung (HT aspect ratio)d (Cah)/d (alpha) 4.068179432 Subida de Auftriebsbeiwertkurve - después de Justamente page 3.33, teoría de líneas de transporte ampliada (lift coeff. slope)VHLW = 0.583019424 Höhenleitwerksvolume (HT volume)bhr = 2.7 Envergadura de remo de alturas (elevator span)lhr = 0.165 Remo de alturas la profundidad media (elev. mean geom. chord)Shr = 0.4455 Superficie de remo de alturas (elevator surface)Sshr = 1.34 HLW Superficie con el remo (HT surface affected by elevator)Sshrp = 0.798215385 HLW Superficie con el remo y en la radiación de hélice (HT affected by propeller y rudder)cw0h = 0.008 Profilwiderstandsbeiwert en Nullauftrieb (zero lift drag)

Rayo de tornillosObservación: VHLW debía ser más que 0.4.(Nota: the HT volume should greater than 0.4).

ltiTrim y Fletner lta

yti = 0.4 Y Trim dentro (Y trim root)yta = 0.9 Y Trim fuera (trim tip) lt/lh = 0.1 Trimtiefe / la profundidad HLW (trim chord / HT chord - middle value) Trimeinheiten 2 1-un lado (one side); 2 - los ambos lados (both sides) Stpnflet = 0 Fletnereinheiten (no. of fletners): 0 - nadie (no); 1-un lado (one side); 2 - los ambos lados (both sides)ktrim 0 Fletnerkopplung=eta (Fletner) / eta el (remo de alturas) (Fletner coupling factor: fletner defl./elev. defl).Stp = 0.04 Trimfläche en el área de rayo de tornillos - un lado (trim surface affected by propeller - one side)Sfp = 0 Fletnerfläche en el área de rayo de tornillos (fletner surface affected by propeller - one side)lti = 0.607692308 véase el bosquejo (see sketch)lta = 0.492307692 véase el bosquejo (see sketch)Str = 0.0275 Trimfläche-un lado (trim surface - one side)Shtr = 0.275 HLW Superficie en Trimbereich - un lado (HT surface affected by the trim)

Empenaje de cola de lados - SLW (Vertical Tail - VT)

xis = 5.08 X cantos delanteros dentro (X root leading edge)xas = 6.2 X cantos delanteros fuera (X tip leading edge)zsi = 1 Z la base (Z root)lis = 1.34 Profundidad dentro (root chord)leía = 0.46 Profundidad fuera (tip chord)bs = 1 La envergadura (astilla)SSLW = 0.9 Superficie (surface)VSLW = 0.084605601 Seitenleitwerksvolume (0.05 - 0.08) (Vertical tail volume: should between 0.05 y 0.08)rs = 3.896087948 Seitenleitwerksarm (vertical tail pobre)lrs/ls = 0.35 Ruddertiefe / la profundidad SLW (ruder chord / VT chord)les = 0.971703704 Bezugsflübeltiefe (meaan aerodynamic chord)xls = 5.548740741 X cantos delanteros la profundidad de fonda (X leading edge mean aerodynamic chord)XNS = 5.791666667 X puntos neutros (X de manera neutra point)ZNS = 0.418518519 Z el punto neutro - relativamente a la raíz (Z de manera neutra point - relativo to the root)




d (CaS)/d (alpha) 2.203031396 Subida de Auftriebsbeiwertkurve (VT lift curve slope coeff). - calculated avcc. To Justamente page 3.33.lambdas = 1.666666667 El Streckung (aspect ratio)lsr = 0.315 Remo de lados medio la profundidad (VT mean geometric chord)Ssr = 0.315 Superficie de remo de lados (VT surface)Cw0s = 0.008 Profilwiderstandsbeiwert en Nullauftrieb (zero lift drag coefficient)

El tronco (Fuselage)

xr (m) = 0 X cabezas de troncolr (m) = 6.745 Longitud de tronco (fuselage length)ln (m) = 1.629 Distancia la cabeza de tronco - el canto delantero la ala sustitutiva (dist. nose to wing l.e. aerodyn. chord)br (m) = 1.26 Tronco como máximo el ancho (fuselage como máximo width)hr (m) = 1.12 Tronco como máximo la altura (fuselage como máximo height)dxn (%) = -8.51069442 El desplazamiento de punto neutro debido a la influencia de tronco (% relativamente a la profundidad de ala de fonda - es normalmente negativo)

De manera neutra point shifting due to the fuselage (% from aerodyn. chord - positivo aft)

Momentos de bisagra y fuerzas (colgarían moments y forces) (Schlichting y Truckenbrodt, Aerodynamik, Vol. 2, page 44 y 445)

Alerón (aileron)

colgaría momentscro = -0.05 El momento de bisagra-Beiwert para Nullauftrieb (zero lift colgaría moment coefficient)d (cr)/d (alpha) = -0.11747505 La subida con Anstellwinkel (colgaría moment derivate relativo to the incidence)d (cr)/d (eta) = -0.45340814 La subida con Ruderausschlag (colgaría moment coefficient relativo to the aileron deflection)gq 5 Factor de traducción el momento de bisagra (Mr) - fuerza de piloto (P) P=gf*Mr

(Gearing factor: Piloto force = gearing factor * colgaría moment) cr=cro+d (cr)/d (alpha) *i+d (cr)/d (eta) *eta Mr=q*sqr*bqr*cr - el momento de bisagra (colgaría moment) q=ro*V^2 / 2 - la presión de retención (dynamic pressure)

forcescko = 0 Válvulas Auftrieb-Beiwert para Nullauftrieb (rudder lift coefficient for zero lift)d (ck)/d (alpha) = 1.073465032 La subida con Anstellwinkel (colgaría moment derivate relativo to the incidence)d (ck)/d (eta) = 1.442687514 La subida con Ruderausschlag (colgaría moment coefficient relativo to the aileron deflection) ck=cko+d (ck)/d (alpha) *i+d (ck)/d (eta) *eta Ak=q*sqr*cr - Klappenauftrieb (Rudder lift) q=ro*V^2 / 2 - la presión de retención (dynamic pressure)

Estúpidocolgaría momentscro = -0.05 El momento de bisagra-Beiwert para Nullauftrieb (zero lift colgaría moment coefficient)d (cr)/d (alpha) = -0.14494001 La subida con Anstellwinkel (colgaría moment derivate relativo to the incidence)d (cr)/d (eta) = -0.43623313 La subida con Ruderausschlag (colgaría moment deflection derivate)gf 6.1 Factor de traducción el momento de bisagra (Mr) - fuerza de piloto (P) P=gf*Mr

(gearing factor)

forcescko = 0d (ck)/d (alpha) = 1.13384697d (ck)/d (eta) = 1.397755945

Remo de alturas (elevator)colgaría momentsd (cr)/d (alpha) = -0.1806075 La subida con Anstellwinkel (colgaría moment derivate relativo to the incidence)d (cr)/d (eta) = -0.41321245 La subida con Ruderausschlag (colgaría moment deflection derivate)gh 2 Factor de traducción el momento de bisagra (Mr) - fuerza de piloto (P) P=gh*Mr

(gearing factor)

forcesd (ck)/d (alpha) = 1.213821709d (ck)/d (eta) = 1.337153773

Trim

d (cr))/d (alpha) = 0 La subida con Anstellwinkel - relativamente a HR Achse (colgaría moment derivate relativo to the inc).




d (cr)/d (eta) = -0.68 La subida con Ruderausschlag - relativamente a HR Achse (colgaría moment defl. deriv).(Nota: the derivates are relativo to the elevator colgaría axis, not the trim colgaría axis)

El remo de lados (Rudder)colgaría momentsd (cr)/d (alpha) = -0.23361187 La subida con Anstellwinkel (colgaría moment incidence derivate)d (cr)/d (eta) = -0.37728954 La subida con Ruderausschlag (colgaría moment deflection derivate)gs 10.3 Factor de traducción el momento de bisagra (Mr) - fuerza de piloto (P) P=gf*Mr

gearing factor

forcesd (ck)/d (alpha) = 1.337847734d (ck)/d (eta) = 1.241642789

Chasis (landing gear)

XBFW = 0.78 X chasis de proa (X nose gear)ZBFW = 0 Z el chasis de proa (Z nose gear - ground contact line)XHFW = 2.48 X chasis principales (X main gear)ZHFW = 0 Z el chasis principal (Z main gear - ground contact line)

El motor (Engine)

Max el resultado 59.6 (kW) (como máximo power)

Hélice

Diámetro = 1.73 (m) (diameter)niumax = 0.7 Rendimiento de hélice (propeller efficiency)Número de revolu 2551.693797 (RPM)Zprop = 1.241 Z la héliceXprop = 0 X hélicesCabo (°) = 0 Propellereinstellwinkel (angle between propeller axis y fuselage axis - positivo "up")nprop = 2 Número de hojas (no.of blades)T0 (N) 1600 Empujón en V=0 (trust at V=0)sigma 0.010127 Constante (constant coeff). T=T0-sigma*V^2 V (km / h)

Ausschläge máximos (°) (como máximo deflections)(diagrama see Schlichting, Vol. 2, paje 441) Geom. Defl.QR hacia abajo 12.5 como máximo aileron "down" defl. 15QR arriba 15 como máximo aileron " up2 defl. -25Alerones de aterri 25 como máximo flap defl. 40HR hacia abajo 16 como máximo elevator "down" defl. 15HR arriba -18 como máximo elevator "up" defl. -25Remo de lados 16 como máximo rudder defl. 30Trim hacia abajo 17 como máximo trim "down" defl. 20Trim arriba -17 como máximo trim "up" defl. -20

eta geom (°) eta effect (°)10 1013 1217 13.320 1430 17

10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 3002468

1012141618

Effective deflections

Geom - degr.

Eff

ec

t. -

de

gr.




Max Weight N 950 kg Max Weight U 850 kg

Max Weight A 780 kg




deshiélatelambda = 6 1 0.5

Subida de Auftriebsbeiwertkurve (lift coef. slope); después de Justamente, la teoría de líneas de transporte ampliada 1+delt 1.175 1.06 1.047222222lambda = 10

1+delt 1.23 1.075 1.057777778

en el lugar "lqr" 1.054597358

sin parte de tronco de la ala

en el lugar "cf"




HLW La superficie en la radiación de hélice / la superficie HLW (HT surface en prop. downstream / HT completamente haz surf).

Profundidad de remo / HLW la profundidad - lr / lh=1 para el empenaje de cola de péndulo (elevator mean chord / HT mean chord)

deshiélatelambda = 6 1 0.5

Subida de Auftriebsbeiwertkurve - después de Justamente page 3.33, teoría de líneas de transporte ampliada (lift coeff. slope) 1+delt 1.175 1.06 1.076428571 1.023955224lambda = 10

1+delt 1.23 1.075 1.097142857 1.02641791

1.069837662 1.053988095




El desplazamiento de punto neutro debido a la influencia de tronco (% relativamente a la profundidad de ala de fonda - es normalmente negativo)


Load assumptions - Weight BalanceLA-KPD2D-000000

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Masas y situación de centro de gravedad (Weights y equilibrio)

Númer Nombre Masa (kg) x (m) y (m) z (m)1 Tronco 1 55.3 2.5 0 1.252 Tronco 2 10.1 3.674 0 1.253 Reserved 04 Tronco 3 5 5.724 0 1.255 Chasis de proa 8 1.25 0 0.86 Chasis principal Li. 8 2.65 0.8875 0.77 Chasis principal Re. 8 2.65 -0.8875 0.78 Empenaje de cola de lados 2 6.124 0 1.829 Remo de lados 2 6.574 0 1.82

10 Empenaje de cola 5 5.7 0 1.411 Remo de alturas 3.7 6.111 0 1.412 Ala li 25.8 2.262 -2.2 0.9613 Ala re 25.8 2.262 2.2 0.9614 Hélice + hilandero 6 -0.07 0 1.2415 Engine 71 0.338 0 1.1516 Auspuffanlage 2 0.4 0 0.917 Sistemas de motor 6.5 0.608 0 1.1518 Sistema de salvamento 13 2.5 0 1.2519 Cisterna de carburante li 1.7 1.8 -0.7 0.8420 Cisterna de carburante re 1.7 1.8 0.7 0.8421 Spaltabdeckungen 0.7 3 0 0.8422 Reserved23 Curvas de borde li 1.5 2.2 -4.6 1.1824 Curvas de borde re 1.5 2.2 4.6 1.1825 Instr. Consola media 2 1.9 0 126 Calefacción 0.5 0.4 0 0.927 Vigilancia de motor 3 1.15 0.25 1.428 Utensilios de anuncio de vuelo 5 1.15 -0.25 1.42930 Restelektrik 6 3 0 1.2531 Pila por delante / detrás 5.5 0.7 0.3 0.8832 Funk-Nav. 3 2.15 0 1.4433 Antennen 1.2 3.1 0 1.534 Asiento por delante li 3 1.85 -0.3 1.2535 Asiento por delante re 3 2.15 0.3 1.2536 Reserved37 Cinturones de seguridad 2.5 2.15 0 1.3338 Reserved39 Disfraz interior 0 0 0 040 Alfombra 0 0 0 041 Material aislante 1 0.85 0 1.1542 Reserved43 Peso de resto 0 0 0 044 Reserved45 Reserved46 Carburante li 5 1.85 -0.7 0.8447 Carburante re 5 1.85 0.7 0.8448 Piloto 70 1.85 -0.3 1.3349 Paracaídas / cojín de Pilotes 0 0 0 050 CoPilot 70 2.15 0.3 1.3351 Paracaídas / cojín de CoPilotes 0 0 0 052 Reserved53 Reserved54 Reserved 0 2.4 0 1.02

El peso bruto (kg) = 450(Completamente weight)La ala (Wing) le (m) 1.064495114 Xcg (m) = 1.971551778 Iyy (kg*m^2) 621.5080599xle (m) 1.62945494 Ycg (m) = 0.002555556 Ixx (kg*m^2) 362.7542269




Zcg (m) = 1.188622222 Izz (kg*m^2) 951.8029552CG (%) = 32.13700401 Ixz (kg*m^2) 24.2760171




Iyy Ixx Izz Ixz0 69.125 15.65126896 138.25 0.208689065 15.44330221 1.7936542590 12.625 29.31118153 37.1074 0.038115001 29.27319845 1.0553741350 0 0 0 0 0 00 6.25 70.42317446 28.62 0.018868812 70.40437096 1.1515846660 6.4 5.373313597 10 1.2082701 4.165147991 2.243288443

7.1 5.6 5.59234933 21.2 8.175026766 9.94734928 -2.65203902-7.1 5.6 5.59234933 21.2 8.247604544 10.01992706 -2.65203902

0 3.64 35.28292827 12.248 0.797288858 34.48566554 5.2435270620 3.64 43.16233507 13.148 0.797288858 42.36507234 5.8117670620 7 69.73003355 28.5 0.223435479 69.50666338 3.9405554990 5.18 63.56493495 22.6107 0.165342254 63.39964103 3.237453256

-56.8 24.768 3.525009889 58.3596 126.5107927 127.3387675 -1.7131952856.76 24.768 3.525009889 58.3596 125.9305793 126.7585542 -1.71319528

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1.15 534.88 887.1983

cessna centro de gravedad

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los ambos lados

beiwert para nullauftrieb

remo de alturas

fuerza de piloto

data sheet kpd

subida de auftriebsbeiwertkurve

cantos delanteros dentro

cantos delanteros fuera