INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE ...tesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/12438/1/1881 2013.pdfFig. .17 Modelo del tipo de viga y sus dimensiones Fig. .18 Caja

INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA

Y ELÉCTRICA

UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN

INGENIERÍA AERONÁUTICA

“SISTEMAS DE DESARROLLO DE PROYECTOS EN INGENIERÍA DE

DISEÑO”

Diseño conceptual de una aeronave biplaza de ala fija

TESINA QUE PARA OBTENER EL GRADO DE

ING. EN AERONÁUTICA PRESENTAN:

Hernández Hernández Irvin Jair

Hernández Aguilar Jorge Ángel

Asesor:

Armando Oropeza Osornio

ÍNDICE

i

Contenido Pág.

Portada

Índice --------------------------------------------------------------------- i

Agradecimientos------------------------------------------------------- ii

Listado de figuras------------------------------------------------------ iii

Listado de tablas------------------------------------------------------- iv

Listado de gráficas ---------------------------------------------------- v

Nomenclatura ---------------------------------------------------------- vi

Bibliografía -------------------------------------------------------------- vii

Resumen ---------------------------------------------------------------- viii

I-Introducción ----------------------------------------------------------- I-1

II-Planteamiento de la investigación------------------------------ II-1

III-Estado del arte------------------------------------------------------ III-1

IV-Determinación de pesos y centros de gravedad----------- IV-1

V- Características geométricas------------------------------------- V-1

VI- Construcción de la polar de vuelo----------------------------- VI-1

VII-Hélice----------------------------------------------------------------- VII-1

VIII- Potencias y planta motriz-------------------------------------- VIII-1

IX- Envolvente de vuelo---------------------------------------------- IX-1

X- Diseño estructural-------------------------------------------------- X-1

XI-Conclusiones ------------------------------------------------------ XI-1

AGRADECIMIENTO

ii

Agradecimientos

El presente proyecto, es gracias a la paciencia y dedicación de todos

aquellos involucrados, directa o indirectamente para su elaboración,

haciendo una mención especial al apoyo frecuente e incondicional, de

nuestro asesor, el M. en C. Armado Oropeza Osornio, así como el

apoyo y afecto recibido por parte de nuestros familiares y amigos, pero

nada de esto hubiera sido posible sin el apoyo de nuestra alma mater

el Instituto Politécnico Nacional, gracias por su apoyo.

LISTA DE FIGURAS, TABLAS Y GRAFICAS

iii

Listado de Figuras.

Fig. .1 Primer avión

Fig. .2 Planeador ultra ligero

Fig. .3 Avión biplano

Fig. .4 Avión multiplano

Fig. .5 Hidroavión

Fig. .6 Helicópteros

Fig. .7 Hélice

Fig. .8 Estructura reticulada del fuselaje

Fig. .9 Determinación de las relaciones en el ala, para condiciones de vuelo

Fig. .10 Fuerzas que actúan durante el planeo

Fig. .11 Diagrama de cuerpo libre para empenaje abajo

Fig. .12 Diagrama de cuerpo libre , para carga lateral

Fig. .13 Fuerzas que actúan en el aeronave durante la recuperada

Fig. .14 Fuerzas que actúan en la aeronave durante un viraje coordinado

Fig. .15 Condiciones de vuelo

Fig. .16 Distribución del perfil

Fig. .17 Modelo del tipo de viga y sus dimensiones

Fig. .18 Caja de torsión

Fig. .19 Primer modo de vibración

Fig. .20 Segundo modo de vibración

Fig. .21 Tercer modo de vibración

Fig. .22 Cuarto modo de vibración

Fig. .23 Quinto modo de vibración


iv

Listado de tablas

Número. Nombre de la tabla

Tabla.1 Estimación de pesos

Tabla.2 Masas del avión

Tabla.3 Determinación de centros de gravedad

Tabla.4 Características del avión

Tabla.5 Curvas características

Tabla.6 Coeficiente de carga adicional

Tabla.7 Coeficiente de levantamiento total

Tabla.8 Alfa vs Cl,Cd

Tabla.9 Distribución de levantamiento del empenaje horizontal

Tabla.10 Alfa vs Cl, Cd del empenaje horizontal

Tabla.11 Resistencia al avance

Tabla.12 Tabla para la obtención de la gráfica polar

Tabla.13 Potencia requerida a nivel del mar

Tabla.14 Potencia requerida a 2000 metros



Tabla.17 Potencia disponible a nivel del mar

Tabla.18 Potencia disponible a 2000 metros



Tabla.21 Momento flector, esfuerzos cortantes

Tabla.22 Condiciones de aterrizaje

Tabla.23 Deflexiones de los elementos en aterrizaje

Tabla.24 Ángulo de ataque vs Cl, Cd, Cm

Tabla.25 Cuadrantes críticos

Tabla.26 Presiones dinámicas

Tabla.27 Cli ,Cni, Cc, Cp

Tabla.28 Fuerza normal, fuerza cordal

Tabla.29 Fuerza inercial, cargas muertas

Tabla.30 Cargas muertas y de inercia

Tabla.31 Centro de gravedad de la semiala

Tabla.32 Distribución de cuadernas

Tabla.33 Resultados de modos de vibración (ANSYS)


v

Listado de Gráficas

Número. Nombre de la gráfica

Gráfica. 1 Coeficiente de levantamiento total del ala

Gráfica. 2 Cl vs ángulo de ataque

Gráfica. 3 Cd vs ángulo de ataque

Gráfica. 4 Placa plana Cl vs alfa

Gráfica. 5 Placa plana Cd vs alfa

Gráfica. 6 Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal

Gráfica. 7 Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal

Gráfica. 8 Resistencia al avance del empenaje horizontal

Gráfica. 9 Resistencia al avance del fuselaje

Gráfica. 10 Coeficiente de levantamiento del avión

Gráfica. 11 Coeficiente de arrastre del avión

Gráfica. 12 CP vs J

Gráfica. 13 Eficiencia de la hélice

Gráfica. 14 Ct vs J

Gráfica. 15 Potencia requerida

Gráfica. 16 Potencia disponible

Gráfica. 17 Potencia requerida y disponible

Gráfica. 18 Velocidad vs factor de carga

Gráfica. 29 Diagrama de esfuerzos cortantes

Gráfica. 20 Diagrama de momento flector

Gráfica. 21 Deflexión de muelles

NOMENCLATURA

vi

S Superficie alar

W Peso del avión

Vs Velocidad de desplome

Densidad del aire

AR Alargamiento del ala

B Envergadura del ala

C Cuerda

Carga alar

CMA Cuerda media aerodinámica

Alargamiento del empenaje horizontal

bH Envergadura del empenaje horizontal

Superficie del empenaje horizontal

Alargamiento del empenaje vertical

Envergadura del empenaje vertical

Superficie del empenaje vertical

La Coeficiente de carga adicional

Coeficiente de levantamiento adicional

Clt Coeficiente de levantamiento total

Pendiente del ala

Pendiente de levantamiento del perfil

E Perímetro del ala

αF Ángulo de ataque del fuselaje

αA Ángulo de incidencia

CLA Coeficiente de levantamiento del ala

CdoA Coeficiente de resistencia al avance del perfil

CdiA Coeficiente de resistencia al avance inducida

CDA Coeficiente de resistencia al avance del ala

Δ Desviación de la estela

αEH Ángulo de ataque del empenaje horizontal

CLEH Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal.

CL'EH Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal respecto al ala

CdoEH Coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma al empenaje horizontal

CdiEH Coeficiente de resistencia al avance inducida del empenaje horizontal

CDEH Coeficiente de resistencia al avance del empenaje horizontal

CD'EH Coeficiente de resistencia al avance del empenaje horizontal

CLT S/A Coeficiente de levantamiento total sin flaps extendidos

CD'EV Coeficiente de resistencia al avance del empenaje vertical

CD'BAR Coeficiente de resistencia al avance de las barquillas

NOMENCLATURA

vii

CD'M Coeficiente de resistencia al avance de los montantes de las alas

CD'TA Coeficiente de resistencia al avance del tren de aterrizaje

CD'FUS Coeficiente de resistencia al avance del fuselaje

CD'PAR Resistencia parásita

ΔCL' Incremento del coeficiente de levantamiento

ΔCD' Incremento del coeficiente de resistencia al avance por los flaps a 60°

CLTC/A Coeficiente de levantamiento total con flaps extendidos

CDTS/AyTA Coeficiente de resistencia al avance sin tren de aterrizaje

CDTC/AyTA Resistencia al avance total con flaps y tren de aterrizaje

CDTC/TA Resistencia al avance con sólo el tren de aterrizaje

CDTC/A Resistencia al avance total

Diámetro de hélice

Cp Coeficiente de potencia

J Relación de avance

Ct Coeficiente de tracción

Pre Potencia requerida

Sp Superficie parásita

N Revoluciones por segundo de la hélice

N Factor de carga

L Levantamiento

Vc Velocidad de crucero

Vd Velocidad de picada

Vs’ Velocidad de desplome negativo

Factor de carga límite positivo

Va Velocidad de maniobra

c.g. Centro de gravedad

g. Gravedad

RESUMEN

viii

Resumen

El presente trabajo se basó en las necesidades del sector agrícola, como lo son la

falta de pilotos dedicados a esta rama de la aviación, con el fin de hacer más

eficiente la repartición de granos y la fumigación de los campos, es que se dio a la

tarea de diseñar un avión entrenador de bajo presupuesto y fácil de operar.

Para la realización del diseño conceptual del aeronave, fue necesaria la utilización

de herramientas de software CAD y la metodología de diseño de producto para

establecer los requerimientos geométricos necesarios, así como la creación paso

a paso de la polar de vuelo, la potencia necesaria y disponible en el motor

utilizado, el cálculo de la hélice y la gráfica de la envolvente de vuelo para una

posible construcción en un futuro.

En el presente proyecto, se definieron las cargas que actúan en el aeronave, para

así poder llevar a cabo el proceso de producción de la misma, se muestra a través

de los capítulos, como es que se desarrolló cada tema, y cada una de las

operaciones realizadas, con el apoyo de software especializados (ANSYS, CATIA)

se pudieron analizar algunas características y temas en el desarrollo.

Dentro de los capítulos, se puede observar los análisis que corresponden a cada

miembro o grupo perteneciente a cada uno de los sistemas que conforman la

aeronave.

INTRODUCCIÓN

I-1

Introducción de diseño del entrenador 012

El diseño para el avión se realizará bajo el contenido del FAR 23:

El apartado 23 contiene las normas de aeronavegabilidad de los aviones, de

servicios públicos, acrobáticos, y las categorías de pasajeros. Dicta las normas

requeridas para la emisión y cambio de certificados de tipo para aviones en estas

categorías. El peso máximo al despegue de un avión en la categoría normal, la

utilidad o de acrobacia no puede exceder de 12500 lb (5669.904 kg). La masa

máxima al despegue de un avión en la categoría de pasajeros no puede exceder

de 19000 lb (8618.255 kg).

Esta parte tiene algunas regulaciones tales como las cargas estructurales,

rendimiento, estabilidad, capacidad de control y mecanismos de seguridad, los

asientos, y los sistemas de aire de presurización, comunicaciones de control de

vuelo, los procedimientos de aterrizaje de emergencia, y otras limitaciones, así

como las pruebas de todos los sistemas de la aeronave. También determina los

aspectos especiales de la performance de la aeronave, tales como la velocidad de

pérdida (para aviones de un solo motor - no más de 112.972 km/h). Velocidad de

ascenso (no menos de 5.4864 Km/h), el despegue de velocidad (no inferior a 1,2 x

VS), peso de cada piloto y pasajero (170 libras para los aviones de las categorías

normales y pasajeros, y 190 libras para los aviones de las categorías de acrobacia

y de servicios públicos).

De esta manera se analizaron las características que se desean cumplir para el

avión entrenador/fumigador propuesto.

Al realizar el diseño aerodinámico se tienen en cuenta los requerimientos de las

autoridades aeronáuticas (Dirección General de Aeronáutica Civil DGAC y la

Agencia Federal de Aviación (FAA), de modo que este avión pueda ser certificado

en la categoría correspondiente.

PLANTEAMIENTO DE LA INVESTIGACION

II-1

Planteamiento del problema

Durante la evolución de la aviación en México se han construido algunas

aeronaves en nuestro país como “Tololoche” en 1922, “Quetzalcóatl” 1925,

“Azcarate” 1928, “Pinocho” 1938, “Teziutlán-Zea” 1942 biplaza en configuración

tándem, “Salinas IV y V” en 1944, “Tauro” en 1969 primer avión fumigador

diseñado y construido por mexicanos y el “Bárcenas B-01”, “Tonatiuh” en 1978

diseñado en el IPN para la escuela de aviación naval de la Marina Nacional,

“Chac” en 1989 una avión fumigador construido entre el IPN y ASA en la

actualidad la empresa AEROMARMI se encuentra en proceso de fabricación para

una aeronave en materiales compuestos y se diseñaron los UAV “S3 Manta” y “E4

Ehecatl” por parte de la empresa Hydra.

Mientras que en 1911 en Alemania ya se tenían diseños de aeronaves aplicadas a

la agricultura y al ámbito militar.

Teniendo en cuenta que hay diferentes sectores uno de ellos el agrícola, años

atrás se construyeron aeronaves en nuestro país, con el fin de utilizarlos en el

ámbito agrícola , ahora se presenta la necesidad de entrenar a más pilotos y tener

una aeronave que sea capaz de efectuar el trabajo agrícola, por lo que se propone

el diseño de una aeronave con la configuración lado a lado para que el alumno

observe el procedimiento en la operación de la aeronave como tal; así se

entrenará al alumno y se realizará el trabajo en los cultivos.

2.1 Objetivo general

Diseñar conceptualmente una aeronave agrícola con el fin de adiestrar a nuevos

pilotos dedicados a la fumigación, cultivo y manejo de aeronaves agrícolas.

Objetivo específico

Realizar un estudio aerodinámico y estructural, con el fin de generar una aeronave

eficiente y económica en sus procesos y construcción.


II-2

Justificación

Debido al aumento en la demanda de productos agropecuarios, la industria se

tiene que renovar y a su vez ofrecer una mayor competitividad en el mercado, es

por eso que la implementación de aviones agrícolas en los campos de cultivo

facilitaría dichas labores, debido a este problema, es que se ha dado a la tarea de

generar un aeronave con la función de entrenar a nuevos pilotos.

Con el desarrollo de este proyecto, podría obtenerse una mayor cantidad de

personal capacitado, debido a que se ha sugerido una configuración lado a lado y

no una convencional como lo es la tándem, que proporciona menor comodidad

tanto a instructor como a alumno y a su vez un mayor aprendizaje debido que

estudios revelados recientemente han mostrado que el ser humano aprende más

rápido y mejor observando y realizando las actividades que con simples

instrucciones y posteriormente el empleo de éstas.

2.2 Alcance

Obtener el diseño conceptual de una aeronave que pueda ser certificada en un

futuro, siguiendo la normatividad establecida por las autoridades pertinentes

(DGAC), capaz de satisfacer las necesidades del mercado ya existente y del

emergente.

2.5 Aviación agrícola

En el año de 1911 el alemán ¨Alfred Zimmerman¨ (forestal), se le ocurrió utilizar

los medios aéreos en la agricultura lo cual no pudo dar muchos frutos, debido a la

inminente comienzo de la 1° Guerra Mundial, pero al finalizar ésta empiezan a

realizarse las primeras aplicaciones, por supuesto con tecnología rudimentaria, lo

que suponía realizar los trabajos de manera difícil y peligrosa gracias a la poca

preparación en cuanto a este método refería.

El final de la II Guerra Mundial da paso a lo que hoy se conoce como aviación

agrícola, unido a la aparición de productos fitosanitarios de síntesis (Insecticidas,

Herbicidas, Funguicidas), muy eficaces y de bajo costo.

Los primeros aviones fumigadores fueron utilizados para realizar tratamientos

masivos, como el combatir la plaga denominada "Pudenta del arroz" (es un

insecto que ataca al cultivo del arroz cuando se encuentran los granos en estado


II-3

lechoso), aplicando insecticidas en forma de polvos. Estos fueron los primeros y

únicos tratamientos que se realizaban con medios aéreos.

En España cerca del año 1972, un piloto de nombre Salvador Ribera Carbonell,

fue el pionero, por decirlo de algún modo, de la siembra aérea mediante la

utilización de un avión a lo largo de las parcelas de arroz.

A principios de los años setenta se pasaba de plantar los campos a mano a la

siembra directa.

Se utilizaba yunta, la abonadora centrífuga con tractor e incluso la siembra

manual.

Salvador Ribera pensó que al igual que los productos fertilizantes (abonos,

granulados y demás) eran esparcidos por aviones en fincas de cereales además el

arroz también se podría sembrar a boleo desde un avión.

Se realizaron las pruebas pertinentes, se midió el ancho de pasada idóneo, se

eligió la mejor altura a la que el avión debía volar, etc..., y tras un estudio

minucioso, se llegó a la conclusión:

Salvador Ribera podía comenzar con la siembra en La Isla Mayor por primera vez

en el año 1.972, en la finca por aquel entonces propiedad de Don Carlos García

Simeón, próxima a la localidad Alfonso XIII (Sevilla España).

Se comprobó que la siembra con avión, hecha por un buen profesional, ofrecía las

mejores garantías.

A raíz de esto, el avión, se fue convirtiendo poco a poco en protagonista principal

de la siembra y tratamientos específicos contra hierbas y plagas en los campos de

arroz.

ESTADO DEL ARTE

III-1

3.1 Vehículos Aeronáuticos El hombre siempre soñó con volar como las aves, sólo basta recordar a la

mitología Griega, que cuenta la aventura Ícaro y Dédalo, así mismo por la parte

científica Leonardo Da Vinci con sus diseños de máquinas capaces de volar y a

muchos hombres más que la historia ni siquiera nombra. A continuación se

muestra una imagen de lo que fue la primera aeronave, fabricada por los

hermanos Wright.

Fig. 1 Primer avión

La historia de la aviación es muy extensa y rica tanto en máquinas que se han

construido, así como la cantidad de personas que han contribuido a ella.

3.2.- Planeador o Ultraligero El avión ultraligero, también conocido como planeador, el cual como su nombre lo

dice es de construcción muy ligera y normalmente tiene un ala muy larga. En el

caso del avión ultraligero es de 20 metros. Para efectuar su vuelo este avión es

arrastrado por una avioneta hasta llevarlo a una altura determinada y una vez que

se suelta éste vuela por sí solo aprovechando las corrientes ascendentes o

termales.

Fig. 2 Planeador ultra ligero

ESTADO DEL ARTE

III-2

3.3.- Sesquiplano El sesquiplano fue un tipo de aeronave que existió en los principios de la aeronáutica, el cual contenía un par de alas; una debajo de la otra, pero el ala inferior era más pequeña que la superior.

3.4.- Biplano y Multiplano El biplano (Fig.3) contenía las dos alas del mismo tamaño, pero el ala superior tiene un corrimiento hacia adelante con respecto a la inferior. Posteriormente se construyeron aviones con varias alas, una encima de la otra y fueron conocidos como multiplanos (figura 4).

Fig. 3 Avión biplano

Fig. 4 Avión multiplano

ESTADO DEL ARTE

III-3

3.5.- Hidroaviones Los hidroaviones que son los aviones con flotadores en lugar del tren de aterrizaje

convencional, en la figura, se puede observar a un hidroavión en pleno mar con su

tripulación a bordo.

Fig. 5 Hidroavión

3.6.- Helicópteros Finalmente los helicópteros (Figura 6), aeronaves constituidas

generalmente por un rotor principal y uno de cola, que han sido desarrollados

ampliamente por el hombre al través del tiempo, ya que este tipo de aeronave es

muy versátil. Existen helicópteros con dos rotores principales utilizados

principalmente para carga.

Fig. 6 Helicópteros

PESO Y CENTRO DE GRAVEDAD

IV-1

4-DETERMINACIÓN DE PESOS Y CENTROS DE GRAVEDAD

4.1 Centro de gravedad

La distribución de los pesos de la aeronave, se toma a partir de un peso estimado

ya que no se conoce el peso de sus estructuras.

Para la estimación del peso de los elementos que componen la aeronave, se

recurre a tablas. [12]

Basándose en estas tablas, bajo criterios tomados, se estiman los pesos de los

componentes del diseño del proyecto.

Para la distribución de los pesos, con relación al eje de longitud del avión y

tomando un eje perpendicular a longitudinal del avión, que en este caso pasa por

la nariz de la aeronave, habrá que determinar la posición de los centros de

gravedad de cada uno de los componentes considerados y posteriormente el

total.

Para el caso del fuselaje, se puede considerar que el peso de la estructura estará

distribuido a lo largo del fuselaje en forma proporcional a la superficie externa del

fuselaje. Debido a que el fuselaje no posee una figura geométrica exacta,

pudiendo estar formada por una parte cilíndrica , generalmente ésta es cónica,

para este caso , será de tipo trapezoidal, con una ojiva truncada por el parabrisas,

por lo tanto habrá que determinar la superficie externa de cada una de las

secciones antes mencionadas con la implementación del cálculo integral, para

determinar la superficie de cada una de las superficies aproximadamente, la

superficie bañada por el aire de todo el fuselaje; dividiendo el peso total del

fuselaje entre la superficie de cada elemento. Además habrá que obtener la

posición del centro de gravedad para cada elemento.

En el caso de ala, gracias a que la estructura alar, tiene una viga principal situada

entre el 15 y el 25% en la cuerda, y la viga secundaria entre el 60 y 80 % de la

cuerda, estando sobre la viga trasera los mecanismos de actuación de las

superficies de control y de las hipersustentadoras; se puede suponer que el centro

de gravedad de la estructura alar se encuentra al 40-50% de la cuerda

aerodinámica media.

Para poder considerar porcentajes, se tomaron en cuenta el promedio de los

porcentajes de los diferentes aviones y el porcentaje que tienen los aviones de

peso similar al de este proyecto.

Algunos de los elementos se consideran como un conjunto, como lo son el ala,

tren de aterrizaje, sistemas (hidráulico, neumático, eléctrico), empenaje


IV-2

(horizontal, vertical), planta de potencia (motor, sistema de admisión de aire,

sistema de combustible, instalación de la hélice y sistema de propulsión) y otros

que se consideran como unidad, por ejemplo el fuselaje.

Otros elementos, como lo son los instrumentos y equipo electrónico y de

navegación, se consideran como pesos fijos ya determinados en tablas.

Una vez determinados todos los pesos y sus brazos de palanca respectivos, se

procede a elaborar las tablas para la obtención mediante momentos, de la

aposición del centro de gravedad del avión vacío, tripulado y carga sin

combustible, así como de del avión totalmente cargado de la siguiente forma:

a) Se obtiene el valor de cada uno de los momentos, multiplicado cada uno de

los pesos por su brazo de palanca y se suman para obtener el momento

total.

b) Se obtiene el valor el peso total mediante la suma de cada uno de los

pesos.

c) Se divide el momento total entre el peso total y se obtiene la distancia a la

que se encuentra el centro de gravedad del eje de referencia.

A continuación, se muestran los porcentajes o pesos considerados para obtener

el peso de cada uno de los elementos.

De acuerdo a un promedio estadístico de aviones similares al proyecto, la

aeronave tendrá una masa estimada de 1550 kg. Para realizar la estimación inicial

de la masa se hace referencia a la siguiente tabla [12].


IV-3

TABLA 1 Estimación de pesos:

Elemento Porcentaje o peso

Ala 13.0 - 17%

Empenaje 1.5 - 2.5

Fuselaje 8.0 - 13.0

Tren de aterrizaje principal 5.0 - 8.0

Rueda de nariz 0.5 - 0.8

Para tren de aterrizaje de tres puntos:

Tren de aterrizaje principal 4.0-7.0

Rueda de nariz 1.5-2.5

Planta de poder 15.0-27.0

Motores 10.0-20.0

Accesorios del motor 1.0-2.0

Controles de las plantas de poder 0.1-0.4

Hélice 2.0-4.0

Sistemas de encendido 0.3-0.9

Sistema de lubricación 0.3-0.6

Sistema de combustible 1.5-2.5

Instrumentos 0.5-1.2

Superficies de control 1.0-2.0

Equipamiento 4.0-10.0

Equipo de comunicaciones 2.0-3.0

Equipo eléctrico 2.0-3.0

Posible carga útil (comida y agua) 0.3-0.6

Instalación anti congelante 0.06%

Barquillas 0.865%

Combustible y aceite residual 30lbs. Por motor

En base a los aviones fumigadores existentes se determina una masa de carga útil

de aproximadamente 550 kg. Y una distribución de masa como se muestra en la

siguiente tabla.


IV-4

TABLA 2 Masas del avión

Elemento Masa aproximada (kg)

Ala 15%--220

Empenaje 2%--32

Fuselaje 10%--160

Tren de aterrizaje principal 0.9%-14.5

Rueda de nariz 0.2%--3.4

Motor 11%--180

Accesorios del motor 1.4%--23

Controles de las plantas de poder 0.2%--3.2

Hélice 1.5%--23

Sistemas de encendido 0.5%--8

Sistema de lubricación 0.4%--6.4

Sistema de combustible 1.7%---27.2

Instrumentos 0.5%--8

Superficies de control 1%--16

Equipamiento 4.5%--68

Equipo de comunicaciones 2%--32

Equipo eléctrico 2.2%--35.2

Combustible y aceite residual Neto 14

TOTAL 874Kg 4.2 Centro de gravedad

Es la contribución de los componentes principales al peso vacío del avión; El

procedimiento de cálculo se inicia a partir de las magnitudes conocidas para un

diseño preliminar: Ejemplo el peso del ala. En el cálculo del peso se puede

utilizar el factor de carga que ha de soportar, pueden aplicarse otros métodos

como el Roskam, Cessna, etc.

Los grupos de pesos asociados al ala, al fuselaje y la determinación de la

posición longitudinal del ala es una ligadura característica del centrado, y para

calcularlo se pueden utilizar dos métodos; el primero impone el centro de

gravedad del avión a 20-25%CMA (condición inicial) y la posición del ala será

una incógnita con esa condición (si la posición del ala no es válida, se inicia el

proceso variando la condición inicial). En el segundo método se fija el ala por

aviones semejantes, lo que proporciona c.g. y se ha de comprobar si está

dentro de los límites, si no se varía la posición del ala y se itera. Habrá que


IV-5

considerarse también el requisito impuesto por el tren, el cual seguirá al ala. La

posición del c.g. podrá estar fuera de los límites pero habrá que contemplar el

caso en el manual de operaciones del avión.

TABLA 3 Determinación de centros de gravedad

Elemento Peso (N)

Brazo de palanca

en X (m).

Momento producido en X

(N-m).

Brazo de palanca

en Y (m).

Momento producido en Y (N-

m).

Grupo fuselaje 1 frente 392.4 1.4 549.36 -0.046 -18.41337

Grupo fuselaje 2 cabina 686.7 3.3 2266.11 0.040 27.85059

Grupo fuselaje 3 atrás 588.6 4.6 2707.56 0.202 118.91682

Grupo ala 2158.2 2.66 5740.812 -0.184 -398.1879

Grupo empenaje 353.16 6.5 2295.54 0.551 194.74812

Grupo motor 2060.1 0.8 1648.08 -0.038 -80.01036

Grupo tren de aterrizaje principal

142.24 2 284.49 -0.947 -134.7109

Grupo tren de aterrizaje posterior

34.335 6.7 230.0445 -0.344 -11.82105

Equipo fijo 686.7 2.5 1716.75 0.593 407.52702

Total vacío 7102.4

17438.7465

105.89895

Combustible 1412.6

4 2 2825.28 -0.053 -74.93859

Tripulación 1667.7 3.4 5670.18 -0.15 -250.155

Total operación 10182

25934.2065

-219.1843

Carga (fumigante) 5297.4 1.3 6886.62 -0.1 -529.74

Total cargado 15774

32820.8265

-748.9248

C.G. vacío en X 2.4553 C.G. vacío en Y 0.0149

C.G. operativo en X 2.5468 C.G. operativo

en Y -0.0215

C.G. total cargado en X 2.0806 C.G. total

cargado en Y -0.04747

CARACTERÍSTICAS GEOMÉTRICAS

V-1

5- Características geométricas del avión. Los parámetros geométricos fueron calculados de la siguiente manera

considerando un previo análisis de las aeronaves similares.

La superficie alar (S) es: con una velocidad de desplome de 112.97km/h =31.38

m/s [1]

Si: W=1550N., Clmáx del perfil es de 1.69 A 15°

(

)⁄

Con las siguientes condiciones de cuerda de 1.6m se obtiene la envergadura (b),

el alargamiento (AR) y la carga alar (WA):

⁄

⁄

⁄

El área de los alerones es de 9% del área alar equivalente a 1.343m2, obteniendo

un alerón de (0.3x2.36) m, y un flap de (0.3x1.5) m.

Ya que la cuerda es constante a lo largo del ala, la cuerda aerodinámica media es

la misma (CMAw= 1.6m).

5.1 Ángulo diedro y ángulo de incidencia:

Ángulo diedro del ala está dado a través de un método estadístico.

Para generar la mayor estabilidad, es necesario reducir el ángulo entre la semiala

y el fuselaje, llamado diedro. Cuanto más pequeño el ángulo, mayor será la

tendencia del avión para volver a una posición horizontal.

En aviones de este tipo, los ángulos de diedro suelen rondar entre 5º y 7º ente la

semiala y el suelo por lo que el diseño del aeronave, tendrá un diedro de 7°[2]

El ángulo de incidencia es el ángulo agudo formado por la cuerda del ala con

respecto al eje longitudinal del avión. Este ángulo es fijo, el cual tiene un valor de

0° para una fácil construcción.


V-2

5.2 Estabilizador horizontal:

El comportamiento del estabilizador horizontal es el de una placa plana [3] con un

16% de la superficie alar lo cual equivale a 2.38m2, y la superficie móvil es del

50% del área horizontal equivalente a 1.19m2. [4]

La envergadura es de 2.5m para fácil construcción por lo tanto el alargamiento

está dado por:

⁄

La cuerda media aerodinámica está dada por:

⁄

5.3 Características geométricas del empenaje vertical:

El empenaje vertical también es considerado como una placa plana, con un 9.6%

de la superficie alar lo cual equivale a 1.46m2, y la superficie móvil es del 50% del

área vertical equivalente a 0.8592m2, con una cuerda de 1.1m.

La envergadura es de 1.3m por lo tanto, el alargamiento se obtiene mediante la

siguiente ecuación:

⁄

La cuerda media aerodinámica se obtiene con la siguiente ecuación:

⁄


V-3

Los parámetros geométricos de la aeronave se resumen en la siguiente tabla:

TABLA 4 Características del avión

PRINCIPALES CARACTERÍSTICAS GEOMÉTRICAS DEL AVIÓN

CARACTERÍSTICAS GEOMÉTRICAS DE PLANOS CURRENTILÍNEOS.

DESCRIPCIÓN SÍMBOLO

ALA E.H. E.V.

HIPERSUSTEN-

TADORES

BORDE DE

SALIDA

Alero-

nes Flaps

SUPERFICIE (m2) S 14.98 2.38 1.43 1.343 .45

SUPERFICIE

OCUPADA POR

EL FUSELAJE (m2)

Sof 12.99 1.15 0 0 0

ENVERGADURA

(m) B 9.32 2.5 1.3 5 3

ENVERGADURA

SIN CONTAR EL

FUSELAJE (m)

bsf 8.21 2.30 1.3 - -

ALARGAMIENTO AR= E/c 5.82 2.27 1.18 - -

CUERDA RAÍZ1

(m) Co 1.6 1.1 1.1 0.30 0.30

CUERDA

EXTREMO (DE

PUNTA) (m)

Ce 1.6 1 1.1 0.30 0.30

CONICIDAD η = Co /Ce 1 1 1 1 1

CUERDA

GEOMÉTRICA

MEDIA (m)

Cm 1.6 0.95 1.1 0.30 0.30


V-4

CARACTERÍSTICAS GEOMÉTRICAS DE CUERPOS DE REVOLUCIÓN

DESCRIPCIÓN SÍMBOLO FUSELAJE

ALTO (m) Hf 2.18

TORCHA (m) Tor 2.13

DIÁMETRO DE LA

HÉLICE (m) DH 2.13

ALTO DEL

FUSELAJE (m) Hf 1.62

LONGITUD (m) LCR 7.60

LONGITUD DE LA

SECCIÓN

TRANSVERSAL

MÁXIMA (m)

LSTM 1.2

ALARGAMIENTO ARCR=LCR/LSTM 6.33

SUPERFICIE DE LA

SECCIÓN

TRANSVERSAL

MÁXIMA (m2)

SSTM 1.94

POLAR DE VUELO

VI-1

6. Cálculo y obtención de la curva polar de la aeronave

Con los datos geométricos obtenidos y un perfil GAW-2[5] se procede a construir la

gráfica de la polar de vuelo la cual representa la relación entre los coeficientes de

levantamiento y resistencia al avance para cada ángulo de ataque del avión.

Curvas características del perfil:

El perfil utilizado en para el avión entrenador 012 es el GAW-2 (Re=2.1X10^6)

cuyas curvas características se muestran a continuación:

TABLA 5 Curvas características del perfil

Alfa CL CD CM

-9 -0.6 0.015 -0.075

-8 -0.5 0.014 -0.08

-5 -0.15 0.0115 -0.095

-4 -0.02 0.011 -0.097

-3 0.1 0.011 -0.099

-2 0.2 0.011 -0.1

-1 0.32 0.011 -0.1

0 0.44 0.0111 -0.1005

1 0.55 0.0112 -0.1005

2 0.67 0.0113 -0.1007

3 0.78 0.0115 -0.1007

4 0.9 0.0125 -0.1

6 1.1 0.015 -0.1

8 1.26 0.017 -0.095

10 1.43 0.02 -0.09

12 1.57 0.0275 -0.08

14 1.67 0.032 -0.075

15 1.69 0.032 -0.065

16 1.66 0.033 -0.07

17 1.52 0.035 -0.13

20 1.2 0.038 -0.175

Para la creación de la polar de vuelo se requieren tres aspectos importantes para

el ala y el empenaje horizontal, los cuales son el coeficiente de levantamiento

máximo, la pendiente de levantamiento y el ángulo de 0 levantamiento

POLAR DE VUELO

VI-2

6.1. ALA

La columna 1 “estación”

Refiere a una sección del ala “estos valores son obtenidos del libro ABBOTT

(THEORY OF WING SECTION)

Columna 2 “y”

Es el valor de “y” el cual corresponde a la magnitud de la semienvergadura en

cada estación.

Columna 3 “c”

Es el valor de la cuerda en cada posición de la estación, para este caso es un ala

rectangular de cuerda constante.

Columna 4 La

Coeficiente de carga adicional [6] del cual se tienen los siguientes datos:

TABLA 6 Coeficiente de carga adicional

interpolación 0 Interpolación 0.2 Interpolación 0.4 interpolación 0.6

5 1.186 5 1.168 5 1.133 5 1.053

5.827 1.167 5.827 1.154 5.827 1.126 5.827 1.0547

6 1.163 6 1.151 6 1.125 6 1.055

interpolación 0.8 interpolación 0.9 interpolación 0.95 interpolación 0.975

5 0.845 5 0.636 5 0.471 5 0.342

5.827 0.859 5.827 0.655 5.827 0.492 5.827 0.358

6 0.862 6 0.659 6 0.496 6 0.361

Columna 5

Coeficiente de levantamiento adicional el cual se calcula con:

POLAR DE VUELO

VI-3

Columna 6 Clt

Coeficiente de levantamiento total

Este coeficiente se obtiene con multiplicando el coeficiente de levantamiento del

perfil por el coeficiente de levantamiento adicional de la columna 5

TABLA 7 Coeficiente de levantamiento total

6

1 2 3 4 5 CL = Club + CLCLa1

Estación y C La Cla1 CL =

.5 Cl =

1 Cl=1.1 Cl=1.3 Cl=1.45 Cl perfil

0.000 0.000 1.600 1.167 1.167 0.583 1.167 1.284 1.517 1.692 1.690

0.200 0.932 1.600 1.154 1.154 0.577 1.154 1.269 1.500 1.673 1.690

0.400 1.865 1.600 1.126 1.126 0.563 1.126 1.239 1.464 1.633 1.690

0.600 2.797 1.600 1.055 1.055 0.527 1.055 1.160 1.371 1.529 1.690

0.800 3.729 1.600 0.859 0.859 0.430 0.859 0.945 1.117 1.246 1.690

0.900 4.196 1.600 0.655 0.655 0.328 0.655 0.721 0.852 0.950 1.690

0.950 4.429 1.600 0.492 0.492 0.246 0.492 0.541 0.639 0.713 1.690

0.975 4.545 1.600 0.358 0.358 0.179 0.358 0.393 0.465 0.519 1.690

1.000 4.662 1.600 0.000

0.000 0.000 0.000 0.000 0.000 1.690

POLAR DE VUELO

VI-4

Graficando los resultados de la tabla 7 se obtienen las siguientes gráficas que

muestran el valor del coeficiente de levantamiento correspondiente del ala.

Gráfica.1 Coeficiente de levantamiento total del ala

Arrojando un valor de 1.45 como coeficiente de levantamiento máximo en el ala se

prosigue a obtener el ángulo de cero levantamiento y la pendiente de

levantamiento del ala.

(

)

En donde el factor “f” [6] con un valor de 0.98, “AR” es el alargamiento,

y

“E” es el perímetro del ala entre dos veces la envergadura.

Por lo tanto se tienen los siguientes datos:

E=1.172

a0=0.113

0.000

0.200

0.400

0.600

0.800

1.000

1.200

1.400

1.600

1.800

0.000 0.200 0.400 0.600 0.800 1.000 1.200

Cl

ESTACIÓN

COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO TOTAL DEL ALA

CL = .5

Cl = 1

Cl=1.1

Cl del perfil

Cl=1.3

Cl=1.45

POLAR DE VUELO

VI-5

El ala tiene una pendiente de 0.073

Debido a que el ala no tiene torcimiento, el ángulo de cero levantamiento es igual

en el perfil y en el ala.

Con la pendiente de levantamiento del ala y el ángulo de cero levantamiento se

puede graficar el comportamiento del ala.

Gráfica. 2 Cl vs ángulo de ataque

-0.9

-0.4

0.1

0.6

1.1

1.6

-12 -2 8 18

CL

ALFA

GAW-2

perfil

ala

Series3

POLAR DE VUELO

VI-6

Para graficar el coeficiente de arrastre se busca el dato perteneciente de Cd del

perfil correspondiente al ángulo de ataque.

Gráfica. 3 Cd vs ángulo de ataque

Por lo cual queda la siguiente tabla del ala

TABLA 8 Alfa vs. Cl,Cd

Alfa Cl Cd

-4 0.00923338 0.01100485

-3 0.08200004 0.0113826

-2 0.15476669 0.01236292

-1 0.22753335 0.01394582

0 0.3003 0.0162313

POLAR DE VUELO

VI-7

1 0.37306665 0.01911935

2 0.44583331 0.02260998

3 0.51859996 0.02680318

4 0.59136662 0.03239896

5 0.66413327 0.03909732

6 0.73689993 0.04589825

7 0.83057895 0.05525353

8 0.89294737 0.06236998

9 0.95531579 0.06992909

10 1.01768421 0.07893088

11 1.08005263 0.09037533

12 1.14242105 0.10176244

13 1.20478947 0.11269222

14 1.26715789 0.12336467

15 1.32952632 0.13257979

16 1.39189474 0.14323757

17 1.45426316 0.15533801

18 1.4542 0.15563351

19 1.3918 0.14722256

20 1 0.0949006

POLAR DE VUELO

VI-8

6.2 EMPENAJE HORIZONTAL

Con las características geométricas calculadas con anterioridad y con una placa

plana como perfil ya que es una buena elección por la fácil construcción y por el

rango en que operará la aeronave, la placa plana tiene las siguientes gráficas de

coeficientes aerodinámicos:

Gráfica. 4 Placa plana Cl vs alfa

Gráfica.5 Placa plana Cd vs alfa

0.0070.1070.2070.3070.4070.5070.6070.7070.8070.907

-0.3 4.7 9.7 14.7

Cl

ALFA

Placa plana Cl vs. alfa

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

-5 0 5 10 15 20

Cd

ALFA

Cd vs alfa de una placa plana

POLAR DE VUELO

VI-9

Distribución de levantamiento del empenaje horizontal

Para obtener la gráfica de levantamiento del empenaje se realiza un

procedimiento similar al anterior del ala dando como resultado las siguientes

tablas:

TABLA 9 Distribución de levantamiento del empenaje horizontal

6

1 2 3 4 5 CL = Clb + CLCLa1

Estación y C La Cla1 CL = 0.5

CL = 0.6

Cl = 0.7

Cl=0.734 cl

perfil

0 0.000 1.1 1.255 1.090 0.545 0.654 0.763 0.800 0.8

0.2 0.217 1.1 1.223 1.062 0.531 0.637 0.743 0.779 0.8

0.4 0.434 1.1 1.159 1.006 0.503 0.603 0.704 0.738 0.8

0.6 0.651 1.1 1.069 0.928 0.464 0.557 0.649 0.681 0.8

0.8 0.868 1.1 0.785 0.681 0.341 0.409 0.477 0.500 0.8

0.9 0.976 1.1 0.565 0.490 0.245 0.294 0.343 0.360 0.8

0.95 1.031 1.1 0.412 0.357 0.179 0.214 0.250 0.262 0.8

0.975 1.058 1.1 0.101 0.087 0.044 0.052 0.061 0.064 0.8

1 1.085 1.1 0 0 0 0 0 0.000 0.8

Gráfica.6 Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2

Cl

ESTACIÓN

COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO DEL EMPENAJE HORIZONTAL

linea de perfil

CL = 0.5

CL = .6

Cl = 0.7

Cl=0.734

POLAR DE VUELO

VI-10

El Clmáx del empenaje horizontal es de 0.734, de la misma forma que el ala se

calcula la pendiente de levantamiento del empenaje.

Gráfica.7 Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal

La gráfica de resistencia al avance

Gráfica. 8 Resistencia al avance del empenaje horizontal

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

-5 0 5 10 15 20

Cl

ALFA

COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO DE EH

placa plana

EH

0.0

0.1

0.1

0.2

0.2

0.3

0.3

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CD

ALFA

RESISTENCIA AL AVANCE DEL EH

CD

POLAR DE VUELO

VI-11

TABLA 10 Alfa vs. Cl, Cd

ALFA CL CD

-4 -0.1337 0.0387

-3 -0.1003 0.0349

-2 -0.0668 0.0273

-1 -0.0334 0.0218

0 0.0000 0.0134

1 0.0334 0.0072

2 0.0668 0.0010

3 0.1003 0.0060

4 0.1337 0.0111

5 0.1671 0.0183

6 0.2005 0.0257

7 0.2339 0.0320

8 0.2673 0.0406

9 0.3008 0.0454

10 0.3611 0.0483

11 0.3972 0.0563

12 0.4333 0.0665

13 0.4694 0.0748

14 0.5056 0.0993

15 0.5417 0.1099

16 0.5778 0.1317

17 0.6139 0.1466

18 0.6500 0.1798

19 0.7020 0.1864

20 0.7340 0.2847

POLAR DE VUELO

VI-12

6.3 Diseño del fuselaje

La forma de la sección transversal del fuselaje es cuadrada y ésta se considera

constante a través de toda la sección.

Aquí se muestra la curva de un fuselaje [5] con la sección transversal cuadrada la

cual se utiliza en el avión y se muestra en la gráfica siguiente.

Gráfica. 9 Resistencia al avance del fuselaje

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CD

ALFA

RESISTENCIA AL AVANCE DEL FUSELAJE

POLAR DE VUELO

VI-13

6.4 Cálculo del coeficiente de resistencia al avance parásita

Los elementos que mantienen su resistencia al avance en cualquier ángulo de

ataque son los tirantes de las alas, el tren de aterrizaje y el empenaje vertical pero

ya que el empenaje vertical se considera una placa plana, la resistencia al avance

de ésta es de 0. Los cuales son reflejados en la siguiente tabla:

TABLA 11 Resistencia al avance

1 2 3 4 5 6

Elemento Número de elemento

Observaciones Superficie

(m2) CD del

elemento CD' del

elemento

1 amortiguador cilindro

1.1

2 guía cilindro 0.2389 1.1 0.01761598

3 llanta

0.0874 0.9 0.005272929

total

0.022888909

1 guía cilindro 0.02164 1.1 0.001595688

2 llanta

0.0192 0.9 0.001158355

total

0.002754043

1 tirante barra 0.11 1.1 0.008111167

2 tirante

secundario barra 0.11 1.1 0.008111167

total

0.016222334

POLAR DE VUELO

VI-14

6.5 Polar del avión

Una vez que se realizaron los cálculos para el ala y empenaje horizontal se crea la

siguiente tabla:

Tabla 12 obtención de la polar de vuelo

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

αF αA CLA CDoA CDiA CDA δ αEH CLEH CL'EH

11 12 13 14 15 16 17 18 19 20

CDoEH CDiEH CDEH CD'EH CLT S/A

CD'EV CD'BAR CD'M CD'TA CD'FUS

21 22 23 24 25 26 27 28

1.05CD'PAR ΔCL' ΔCD' CLTC/A CDTS/AyTA CDTC/AyTA CDTC/TA CDTC/A

En donde cada columna contiene lo siguiente:

Columna 1

Se anota el ángulo de ataque del fuselaje de -4 a 20 grados con incrementos de 1.

Columna 2

El ángulo de incidencia que tiene el ala con respecto al fuselaje y ya que por fácil

construcción es el mismo valor de la columna 1.

Columna 3

Coeficiente de levantamiento del ala. Este valor es arrojado de los cálculos antes

hechos.

Columna 4

Coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma al ala. Este valor se

deberá de leer de la gráfica Cd vs. α, [6]

POLAR DE VUELO

VI-15

Columna 5

Coeficiente de resistencia al avance inducida en el ala el cual se calcula con la

siguiente fórmula.

Nota: esta fórmula sólo es válida para ángulos menores o iguales al de desplome.

Al obtener los valores de resistencia al avance totales se debe de observar un

crecimiento conforme aumenta el ángulo de ataque.

En donde e = Número de Oswald el cual depende de la geometría [6]

Columna 6

Coeficiente de resistencia al avance del ala. El cual es el resultado de la suma de

la columna 4 y 5

Columna 7

Desviación de la estela producida por el ala. Valor calculado con la siguiente

fórmula: [11]

(

)

En donde:

=ángulo de desviación de la estela en grados.

=coef. de lev. del ala. (columna 3)

AR=5.87 alargamiento del ala.

=1 conicidad del ala.

CAM=1.6 cuerda aerodinámica media del ala.

l=distancia entre centros aerodinámicos (del ala y el eh.).

k=20 factor que depende de la posición del empenaje horizontal (empenaje

en “cruz” o empenaje en T”)

Columna 8 Ángulo de ataque del empenaje horizontal, el cual es calculado de la siguiente manera:

POLAR DE VUELO

VI-16

En donde

=ángulo de ataque del empenaje horizontal.

=ángulo de ataque del ala.

=ángulo de incidencia del ala.

=ángulo de incidencia del empenaje horizontal.

=ángulo de desviación de la estela (columna 7).

Columna 9 Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal. De la misma forma se calcula que el coeficiente de levantamiento del ala. Columna 10 Coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal respecto al ala, el cual se calcula con la siguiente fórmula:

En donde:

=coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal referido a la

sup. alar.

qEH/q=cociente de la presión dinámica en el empenaje horizontal entre la

presión dinámica del flujo libre (este coeficiente también se llama eficiencia

del empenaje horizontal, su valor va desde 0.75 hasta 0.95 dependiendo de

la posición del empenaje)

SEH/SA=cociente dela superficie del empenaje horizontal y la superficie alar.

=coeficiente de levantamiento del empenaje horizontal (columna 9).

Columna 11 Coeficiente de resistencia al avance del perfil que conforma al empenaje horizontal, se calcula de la misma forma que la columna 4 Columna 12 Coeficiente de resistencia al avance inducida del empenaje horizontal, se calcula

igual que la columna 5.

POLAR DE VUELO

VI-17

Columna 13 Coeficiente de resistencia al avance del empenaje horizontal. Se obtiene sumando

las dos columnas anteriores.

Columna 14 Coeficiente de resistencia al avance del empenaje horizontal referido a la superficie alar.

En donde:

=coeficiente de resistencia del empenaje horizontal referido a la

superficie alar.

qEH/q=cociente de la presión dinámica en el empenaje horizontal entre la

presión dinámica del flujo libre(este coeficiente también se llama eficiencia

del empenaje horizontal, su valor va desde 0.75 hasta 0.95 dependiendo de

la posición del empenaje)

SEH/SA=cociente dela superficie del empenaje horizontal y la superficie alar.

=coeficiente de resistencia del empenaje horizontal (columna 13).

Columna 15 Coeficiente de levantamiento total sin flaps extendidos. Se obtiene con la suma de

la columna 3 y 10.

Columnas 16-20 Resistencias al avance parásitas [10]. Se tendrán tantas columnas en la tabla como

elementos que tenga el avión que generen este tipo de resistencia.

La columna 16 contiene la resistencia del empenaje vertical.

La columna 17 contiene las barquillas que utilizan los motores los cuales serán

omitidos para este caso específico.

La columna 18 contiene los montantes de las alas.

La columna 19 contiene el tren de aterrizaje.

La columna 20

Contiene la resistencia que ofrece el fuselaje [8] éstos están en función del ángulo

de ataque.

POLAR DE VUELO

VI-18

Columna 21 Es la suma de todos los coeficientes de resistencia parásita y se multiplica por

1.05, esto es para aumentar en un 5% la resistencia parásita debido a la

interferencia de todos los elementos, ya que las ecuaciones se consideran como

elementos aislados.

Columna 22 Incremento del coeficiente de levantamiento referido a la superficie alar. [14]

(

)

En donde:

=superficie de los flaps

S=superficie alar Columna 23 Incremento del coeficiente de resistencia al avance por los flaps a 60°

(

⁄ )

(

)

En donde:

⁄

=ángulo de deflexión del flap

Columna 24

Coeficiente de levantamiento total con flaps extendidos. Se obtiene sumando la

columna 15 y 22.

Columna 25

Coeficiente de resistencia al avance sin tren de aterrizaje. Se obtiene sumando las

columnas 6,14 y 21 menos la columna 19.

POLAR DE VUELO

VI-19

Columna 26

Resistencia al avance total con flaps y tren de aterrizaje. Se obtiene sumando las

columnas 6, 14, 21 y 23.

Columna 27

Resistencia al avance con sólo el tren de aterrizaje. Es la suma de las columnas

6,14 y 21.

Columna 28

Resistencia al avance total. Sumando las columnas 6, 14, 21 y 23.

Resultando las siguientes gráficas como polar de vuelo del avión completo.

Gráfica.10 Coeficiente de levantamiento del avión

-1

0

1

1

2

2

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CL

ALFA

COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO DEL AVIÓN

SIN FLAPS

FLAPS A 60°

POLAR DE VUELO

VI-20

Gráfica.11 Coeficiente de arrastre del avión

0.00

0.20

0.40

0.60

0.80

1.00

1.20

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CD

ALFA

COEFICIENTE DE ARRASTRE DEL AVIÓN

SIN FLAPS

FLAPS A 60°

POLAR DE VUELO

VI-21

TABLA 12 Obtención de la polar de vuelo

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13

αF αA CLA CDoA CDiA CDA δ αEH CLEH CL'EH CDoEH CDiEH CDEH

-4 -4 0.00923 0.011 4.85108E-06 0.01100 0.05051 -4.051 -0.13536 -0.01408 0.036 0.00267 0.03867

-3 -3 0.08200 0.011 0.00038 0.01138 0.44860 -3.449 -0.11524 -0.01199 0.033 0.00194 0.03494

-2 -2 0.15477 0.011 0.00136 0.01236 0.84670 -2.847 -0.09513 -0.00989 0.026 0.00132 0.02732

-1 -1 0.22753 0.011 0.00295 0.01395 1.24479 -2.245 -0.07502 -0.00780 0.021 0.00082 0.02182

0 0 0.30030 0.0111 0.00513 0.01623 1.64288 -1.643 -0.05490 -0.00571 0.013 0.00044 0.01344

1 1 0.37307 0.0112 0.00792 0.01912 2.04097 -1.041 -0.03479 -0.00362 0.007 0.00018 0.00718

2 2 0.44583 0.0113 0.01131 0.02261 2.43906 -0.439 -0.01467 -0.00153 0.001 0.00003 0.00103

3 3 0.51860 0.0115 0.01530 0.02680 2.83715 0.163 0.00544 0.00057 0.006 0.00000 0.00600

4 4 0.59137 0.0125 0.01990 0.03240 3.23524 0.765 0.02556 0.00266 0.011 0.00010 0.01110

5 5 0.66413 0.014 0.02510 0.03910 3.63333 1.367 0.04567 0.00475 0.018 0.00030 0.01830

6 6 0.73690 0.015 0.03090 0.04590 4.03142 1.969 0.06578 0.00684 0.025 0.00063 0.02563

7 7 0.83058 0.016 0.03925 0.05525 4.54392 2.456 0.08208 0.00854 0.031 0.00098 0.03198

8 8 0.89295 0.017 0.04537 0.06237 4.88512 3.115 0.10409 0.01083 0.039 0.00158 0.04058

9 9 0.95532 0.018 0.05193 0.06993 5.22633 3.774 0.12611 0.01312 0.043 0.00232 0.04532

10 10 1.01768 0.02 0.05893 0.07893 5.56753 4.432 0.14812 0.01540 0.045 0.00320 0.04820

11 11 1.08005 0.024 0.06638 0.09038 5.90874 5.091 0.17014 0.01769 0.052 0.00422 0.05622

12 12 1.14242 0.0275 0.07426 0.10176 6.24994 5.750 0.19215 0.01998 0.061 0.00539 0.06639

13 13 1.20479 0.0301 0.08259 0.11269 6.59114 6.409 0.21417 0.02227 0.068 0.00669 0.07469

14 14 1.26716 0.032 0.09136 0.12336 6.93235 7.068 0.23618 0.02456 0.091 0.00814 0.09914

15 15 1.32953 0.032 0.10058 0.13258 7.27355 7.726 0.25820 0.02685 0.1 0.00973 0.10973

16 16 1.39189 0.033 0.11024 0.14324 7.61476 8.385 0.28021 0.02914 0.12 0.01146 0.13146

17 17 1.45426 0.035 0.12034 0.15534 7.95596 9.044 0.30223 0.03143 0.133 0.01333 0.14633

18 18 1.45000 0.036 0.11963 0.15563 7.93264 10.067 0.33643 0.03499 0.163 0.01651 0.17951

19 19 1.39180 0.037 0.11022 0.14722 7.61424 11.386 0.38048 0.03957 0.165 0.02112 0.18612

20 20 1 0.038 0.05690 0.09490 5.47079 14.529 0.48553 0.05050 0.25 0.03439 0.28439

POLAR DE VUELO

VI-22

CD'PAR

14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25

CD'EH CLT S/A CD'EV CD'BAR CD'M CD'TA CD'FUS 1.05CD'PAR ΔCL' ΔCD' CLTC/A CDTS/AyTA

0.00588 -0.00484 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.06875 0.15732 0.2688 0.03780 0.26396 0.12567

0.00531 0.07001 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.05937 0.14747 0.2688 0.03780 0.33881 0.11563

0.00415 0.14487 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.05460 0.14246 0.2688 0.03780 0.41367 0.11044

0.00332 0.21973 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.05000 0.13763 0.2688 0.03780 0.48853 0.10636

0.00204 0.29459 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.04680 0.13427 0.2688 0.03780 0.56339 0.10401

0.00109 0.36945 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.05000 0.13763 0.2688 0.03780 0.63825 0.10931

0.00016 0.44431 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.05460 0.14246 0.2688 0.03780 0.71311 0.11670

0.00091 0.51917 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.05937 0.14747 0.2688 0.03780 0.78797 0.12665

0.00169 0.59402 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.06500 0.15338 0.2688 0.03780 0.86282 0.13893

0.00278 0.66888 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.07500 0.16388 0.2688 0.03780 0.93768 0.15723

0.00390 0.74374 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.08125 0.17044 0.2688 0.03780 1.01254 0.17171

0.00486 0.83911 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.09375 0.18357 0.2688 0.03780 1.10791 0.19515

0.00617 0.90377 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.10620 0.19664 0.2688 0.03780 1.17257 0.21665

0.00689 0.96843 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.11875 0.20982 0.2688 0.03780 1.23723 0.23810

0.00733 1.03309 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.14000 0.23213 0.2688 0.03780 1.30189 0.26986

0.00855 1.09775 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.17710 0.27109 0.2688 0.03780 1.36655 0.32147

0.01009 1.16240 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.21720 0.31319 0.2688 0.03780 1.43120 0.37651

0.01135 1.22706 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.26130 0.35950 0.2688 0.03780 1.49586 0.43501

0.01507 1.29172 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.30940 0.41000 0.2688 0.03780 1.56052 0.49990

0.01668 1.35638 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.36150 0.46471 0.2688 0.03780 1.62518 0.56543

0.01998 1.42104 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.41760 0.52361 0.2688 0.03780 1.68984 0.63830

0.02224 1.48569 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.47770 0.58672 0.2688 0.03780 1.75449 0.71576

0.02729 1.48499 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.54180 0.65402 0.2688 0.03780 1.75379 0.78841

0.02829 1.43137 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.60990 0.72553 0.2688 0.03780 1.70017 0.85251

0.04323 1.05050 0.0001 0 0.03244 0.04853 0.68200 0.80123 0.2688 0.03780 1.31930 0.89083

POLAR DE VUELO

VI-23

26 27 28

CDTC/AyTA CDTC/TA CDTC/A

0.21200 0.17420 0.16346

0.20196 0.16416 0.15343

0.19677 0.15898 0.14824

0.19269 0.15489 0.14416

0.19034 0.15254 0.14181

0.19564 0.15784 0.14710

0.20302 0.16523 0.15449

0.21298 0.17518 0.16445

0.22526 0.18747 0.17673

0.24356 0.20576 0.19502

0.25803 0.22024 0.20950

0.28148 0.24368 0.23295

0.30297 0.26518 0.25444

0.32443 0.28664 0.27590

0.35618 0.31839 0.30765

0.40780 0.37001 0.35927

0.46284 0.42504 0.41431

0.52134 0.48354 0.47280

0.58623 0.54843 0.53770

0.65176 0.61396 0.60323

0.72462 0.68683 0.67609

0.80209 0.76429 0.75356

0.87474 0.83694 0.82620

0.93883 0.90104 0.89030

0.97715 0.93936 0.92862

HELICE

VII-1

7- Tipo de hélice

Para la selección de hélice se utiliza la siguiente fórmula.[25]

( √

)

Dando un diámetro de 2.3213 m que se reduce a una hélice comercial de 2.13 m.

De dos palas la cual es una hélice Mc Cauley metálica de una pieza, esta hélice

es una de las más usadas [11] la hélice cuenta con las siguientes gráficas. En las

cuales no se deben de rebasar las 2700 r.p.m.

Fig.7 Hélice

Cálculo de la eficiencia de la hélice

Gráfica.12 CP vs J

0

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

0.06

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2

Cp

RELACIÓN DE AVANCE J

Cp vs. J

HELICE

VII-2

Gráfica. 13 Eficiencia de la hélice

Gráfica. 14 Ct vs J

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2

η


EFICIENCIA

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2

Ct


Ct VS. J

POTENCIAS Y PLANTA MOTRIZ

VIII-1

8.- POTENCIAS

8.1 Potencia requerida y disponible

Para obtener el desempeño aerodinámico se requiere calcular la potencia

necesaria y la potencia disponible a cuatro altitudes diferentes las cuales son (0,

2000, 4400 y 7200 m) con una masa de 1550 kg.

Para calcular la potencia requerida se requieren conocer los siguientes datos:

W=Peso total

Superficie alar

Los coeficientes de levantamiento y arrastre del ala

La superficie parásita total

Una vez que se tienen estos datos se siguen los siguientes pasos para crear la

gráfica de potencia requerida [8]:

1.- Asumir un valor de ángulo de ataque y tomar su CL correspondiente y calcular

la velocidad si el peso es igual al levantamiento (W=L)

√

2.- Tomar el valor de CD correspondiente al ángulo de ataque asumido y calcular

la potencia con la siguiente fórmula.

[ ( )]

Con estos pasos se consigue graficar potencia contra velocidad y construir la

siguiente tabla.


VIII-2

TABLA 13 Potencia requerida a nivel medio del mar

Alfa Cl Cd Velocidad (m/s) P (Watt) P (HP)

-2 0.1548 0.0124 103.6926 526917.1472 706.3233

-1 0.2275 0.0139 85.5193 304637.2041 408.3609

0 0.3003 0.0162 74.4404 209531.9035 280.8739

1 0.3731 0.0191 66.7872 159184.1297 213.3836

3 0.5186 0.0268 56.6461 109886.8534 147.3014

5 0.6641 0.0391 50.0563 89914.5766 120.5289

7 0.8306 0.0553 44.7606 77528.7313 103.9259

8 0.8929 0.0624 43.1692 74781.0280 100.2427

9 0.9553 0.0699 41.7362 72600.2446 97.3194

10 1.0177 0.0789 40.4371 71468.3595 95.8021

11 1.0801 0.0904 39.2522 71692.4529 96.1025

15 1.3295 0.1326 35.3784 69568.8293 93.2558

17 1.4543 0.1553 33.8271 68862.2406 92.3086

18 1.4500 0.1556 33.8768 69271.1323 92.8567

19 1.3918 0.1472 34.5779 70483.8792 94.4824

20 1.0000 0.0949 40.7931 83278.1954 111.6330

TABLA 14 Potencia requerida a 2000 m.

Alfa Cl Cd Velocidad (m/s) P(Watt) P (HP)

-2 0.155 0.012 108.526 496331.224 665.323

-1 0.228 0.014 89.506 286953.950 384.657

0 0.300 0.016 77.910 197369.220 264.570

1 0.373 0.019 69.900 149943.980 200.997

3 0.519 0.027 59.287 103508.259 138.751

5 0.664 0.039 52.390 84695.311 113.533

7 0.831 0.055 46.847 73028.426 97.893

8 0.893 0.062 45.181 70440.219 94.424

9 0.955 0.070 43.682 68386.023 91.670

10 1.018 0.079 42.322 67319.841 90.241

11 1.080 0.090 41.082 67530.926 90.524

15 1.330 0.133 37.028 65530.572 87.843

17 1.454 0.155 35.404 64864.999 86.950

18 1.450 0.156 35.456 65250.156 87.467

19 1.392 0.147 36.190 66392.506 88.998

20 1.000 0.095 42.695 78444.152 105.153


VIII-3



-2 0.1548 0.0124 122.8789 561971.6911 753.3133

-1 0.2275 0.0139 101.3430 324903.9924 435.5281

0 0.3003 0.0162 88.2142 223471.5625 299.5597

1 0.3731 0.0191 79.1449 169774.2710 227.5795

3 0.5186 0.0268 67.1274 117197.3643 157.1010

5 0.6641 0.0391 59.3183 95896.3794 128.5474

7 0.8306 0.0553 53.0427 82686.5334 110.8399

8 0.8929 0.0624 51.1568 79756.0319 106.9116

9 0.9553 0.0699 49.4587 77430.1661 103.7938

10 1.0177 0.0789 47.9192 76222.9794 102.1756

11 1.0801 0.0904 46.5151 76461.9812 102.4960

15 1.3295 0.1326 41.9245 74197.0780 99.4599

17 1.4543 0.1553 40.0862 73443.4816 98.4497

18 1.4500 0.1556 40.1451 73879.5759 99.0343

19 1.3918 0.1472 40.9758 75173.0040 100.7681

20 1.0000 0.0949 48.3411 88818.4955 119.0596



-2 0.1548 0.0124 143.4392 656001.6249 879.3587

-1 0.2275 0.0139 118.2998 379267.4085 508.4014

0 0.3003 0.0162 102.9743 260863.1545 349.6825

1 0.3731 0.0191 92.3875 198181.1529 265.6584

3 0.5186 0.0268 78.3593 136807.0005 183.3874

5 0.6641 0.0391 69.2435 111941.9033 150.0562

7 0.8306 0.0553 61.9179 96521.7663 129.3857

8 0.8929 0.0624 59.7164 93100.9290 124.8002

9 0.9553 0.0699 57.7342 90385.8959 121.1607

10 1.0177 0.0789 55.9371 88976.7209 119.2717

11 1.0801 0.0904 54.2980 89255.7129 119.6457

15 1.3295 0.1326 48.9393 86611.8427 116.1017

17 1.4543 0.1553 46.7935 85732.1535 114.9225

18 1.4500 0.1556 46.8622 86241.2157 115.6048

19 1.3918 0.1472 47.8320 87751.0621 117.6288

20 1.0000 0.0949 56.4296 103679.7374 138.9809


VIII-4

Gráfica.15 Potencia requerida

8.2 Determinación de la potencia disponible

Para el cálculo de la potencia disponible a 0, 2000, 4400 y 2700 m. A nivel del mar

se requiere conocer los siguientes datos:

Cp=coeficiente de potencia de la hélice

J=relación de avance de la hélice

η=eficiencia de la hélice

Dh=diámetro de la hélice

n= revoluciones por segundo

P=potencia del motor

Con estos datos se realiza la gráfica de la potencia disponible [8].

1.- Asumir un número de RPM y calcular el Cp con la siguiente fórmula

0

100

200

300

400

500

600

700

800

900

1000

0 50 100 150 200

PO

TEN

CIA

HP

VELOCIDAD

POTENCIA REQUERIDA

A NIVEL DELMARA 2000MTS.

A 4400MTS.


VIII-5

2.- Tomar el valor Cp y leerla en la gráfica Cp vs. J y evaluar la velocidad con la

siguiente fórmula.

3.- Con el valor de J se busca la eficiencia de la hélice en la gráfica η vs. J y por

último multiplicar la eficiencia por la potencia del motor. Ya que la potencia del

motor es transmitida directamente a la hélice por la flecha la potencia está

afectada por la altitud y las revoluciones por minuto. Quedando las siguientes

tablas.

TABLA 17 Potencia disponible a nivel medio del mar

Rps Vel. (m/s) n P (HP)

33 28 0.55 101.0625

33.8 32 0.566 112.3227

34.6 33 0.582 124.0533

35.4 34 0.598 136.2543

36.2 36 0.614 148.9257

37 39 0.63 162.0675

37.8 41 0.646 175.6797

38.6 42 0.662 189.7623

39.4 43 0.678 204.3153

40.2 45 0.694 219.3387

41 50 0.71 234.8325

41.8 57 0.726 250.7967

42.6 67 0.742 267.2313

43.4 75 0.758 284.1363

44.2 86 0.774 301.5117

45 100 0.79 319.3575


VIII-6

TABLA 18 Potencia disponible a 2000 m.


33 28 0.55 83.038312

33.8 32 0.566 92.2902898

34.6 33 0.582 101.928773

35.4 34 0.598 111.953762

36.2 36 0.614 122.365257

37 39 0.63 133.163257

37.8 41 0.646 144.347762

38.6 42 0.662 155.918774

39.4 43 0.678 167.876291

40.2 45 0.694 180.220313

41 50 0.71 192.950841

41.8 57 0.726 206.067875

42.6 67 0.742 219.571414

43.4 75 0.758 233.461459

44.2 86 0.774 247.73801

45 100 0.79 262.401066



33 28 0.55 64.7728237

33.8 32 0.566 71.9896939

34.6 33 0.582 79.5080522

35.4 34 0.598 87.3278986

36.2 36 0.614 95.449233

37 39 0.63 103.872055

37.8 41 0.646 112.596366

38.6 42 0.662 121.622164

39.4 43 0.678 130.949451

40.2 45 0.694 140.578226

41 50 0.71 150.508488

41.8 57 0.726 160.740239

42.6 67 0.742 171.273478

43.4 75 0.758 182.108205

44.2 86 0.774 193.24442

45 100 0.79 204.682123


VIII-7



33 28 0.55 47.5348226

33.8 32 0.566 52.8310661

34.6 33 0.582 58.3485626

35.4 34 0.598 64.0873121

36.2 36 0.614 70.0473146

37 39 0.63 76.22857

37.8 41 0.646 82.6310785

38.6 42 0.662 89.25484

39.4 43 0.678 96.0998544

40.2 45 0.694 103.166122

41 50 0.71 110.453642

41.8 57 0.726 117.962416

42.6 67 0.742 125.692442

43.4 75 0.758 133.643722

44.2 86 0.774 141.816254

45 100 0.79 150.210039

Con los resultados obtenidos de las tablas 17 a la 20 se realizan las siguientes

gráficas de potencia disponible.

Gráfica.16 Potencia disponible

0

50

100

150

200

250

300

350

0 20 40 60 80 100 120

P [

HP

]

Vel. [m/s]

POTENCIA DISPONIBLE

POTENCIA A NIVEL DELMAR

POTENCIA A 2000 MTS

POTENCIA A 4400 MTS

POTENCIA A 7200 MTS.


VIII-8

Considerando las dos potencias a diferentes altitudes se obtiene la siguiente

gráfica:

Gráfica.17 Potencia requerida y disponible

0

100

200

300

400

500

600

700

800

900

0 50 100 150

P[H

P]

Vel. [m/s]

POTENCIA REQUERIDA Y DISPONIBLE

POTENCIA REQ.

POTENCIA DISP.

POT. REQ. A 2000 MTS.

POT. DISP. A 2000 MTS


POT. DISP. A 4400 MTS.


POT. DISP. A 7200 MTS


VIII-9

8.3 Planta motriz

La planta motriz que utiliza el avión pa-25 PUELCHE es el Lycoming O-540, el

cual cumple con las siguientes características:

Lycoming O-540 es un motor de seis cilindros, opuestos horizontalmente

aeronaves de ala fija y helicópteros motores de 541,5 pulgadas cúbicas (8874 cc).

Diseño y desarrollo

En general, estos motores producen 235 a 350 caballos de potencia. Se instalan

en un gran número de distintos tipos de aeronaves.

La versión AEIO fue desarrollado para un alto rendimiento competencia

acrobacias aéreas de aviones.

Especificaciones (IO-540-K1A5)

Los datos de. Certificado de Tipo FAA Lycoming IO-540 Series Obtenido: 1 de

Septiembre de 2008.

Características generales

Tipo: de seis cilindros refrigerado por aire del motor horizontalmente opuesto

Diámetro: 130,2 mm

Carrera: 111,1 mm

Desplazamiento: 8.9 L

Masa en vacío: 199 kg

Componentes

Tren de válvulas : dos válvulas en cabeza por cilindro

Sistema de combustible: La inyección de combustible

Tipo de combustible: 100 octanaje de gasolina

Sistema de refrigeración: refrigerado por aire

Rendimiento

Potencia de salida: 300 CV (223 kW) a 2.700 rpm al nivel del mar

Potencia específica : 0,55 hp / in ³ (25,14 kW / L)

Relación de compresión : 8.7:1

La relación potencia/peso : 0,68 hp / lb (1,12 kW / kg)

http://en.wikipedia.org/wiki/Cylinder_(engine)

http://en.wikipedia.org/wiki/Flat_engine

http://en.wikipedia.org/wiki/Flat_engine

http://en.wikipedia.org/wiki/Fixed-wing_aircraft

http://en.wikipedia.org/wiki/Helicopter

ENVOLVENTE DE VUELO

IX-1

9.- Envolvente de vuelo

El factor de carga es la relación entre la sustentación que produce el ala y el peso

del avión:

Dónde:

n=factor de carga

L=levantamiento que produce el ala

W= peso del avión

En teoría si el avión va a vuelo recto y nivelado n=1 pero si éste se encuentra con

una ráfaga habrá un cambio repentino del facto de carga ya sea positivo o

negativo.

Para la construcción del diagrama V-n se siguen los lineamientos de acuerdo al

FAR 23.

En primer lugar se deben e reunir los siguientes datos:

Cuerda media

Peso del avión al 95%

Superficie alar

La pendiente del ala

Clmáx

Para el cálculo de las curvas se determinan las siguientes condiciones:

a) Velocidad de desplome:

√

⁄

Dónde:

CLmáx=1.1*

ρ=densidad en slug/ft3

ENVOLVENTE DE VUELO

IX-2

b) Velocidad crucero Vc

Esta velocidad debe de cumplir la siguiente condición:

(

)

⁄

En donde Kc varía desde 33 hasta 28.6 [12] para los valores de (W/S) de 20 a 100,

respectivamente. Interpolando con un (W/S)=20.21 se tiene:

Kc≥32.98

Nota: esta fórmula da la velocidad en nudos. Por lo que hay que convertir el

resultado en m/s

c) Velocidad de picada Vd: velocidad de no exceder:

Esta velocidad debe de cumplir con la siguiente condición:

d) Velocidad de desplome negativo Vs’

Si el CLmáx-=1.59 se multiplica por 1.1=1.749

Sustituyendo los valores en la siguiente fórmula queda:

√

e) Determinación del factor de carga límite, dado por la siguiente

ecuación:

(

)

Debido a que en el reglamento de la FAR 23 se limita a un =2.5 para

aviones de tipo mediano este valor es el que será tomado.

Además el factor de carga limite negativo =1 ya que se multiplica, 0.4

( )

f) Velocidad de maniobra Va: dado por la siguiente condición

( )

ENVOLVENTE DE VUELO

IX-3

g) Trazo de líneas de ráfaga

Las líneas de ráfaga están definidas por la siguiente ecuación:

(

)

Donde:

=la velocidad de ráfaga de 50 ft/s para velocidad de crucero desde nivel del

mar hasta 20000ft de altitud y de 25 ft/s para la velocidad de picada en los mismos

rangos de altitud.

V= velocidad en nudos, Vc=248.32 nudos y Vd=185.40 nudos

Donde = a la densidad del aire a la altitud de crucero =0.00111 slug/ft3 y g=32.2

lb/ft2

Dónde:

Factor de ráfaga

Relación de masa del aeroplano

Para lo cual quedan dos valores uno con líneas de ráfaga para crucero y otro para

ráfaga en picada:

h) Trazo de envolvente por maniobra

El factor de carga positivo está dado por la siguiente ecuación:

El factor de carga negativo se realiza con la misma ecuación pero con la velocidad

de desplome negativo Vs’

ENVOLVENTE DE VUELO

IX-4

Por último se grafica “V-n”, para una velocidad de desplome negativo y otro

positivo como se muestra en la siguiente gráfica:

GRÁFICA 18 ENVOLVENTE DE VUELO

i) Margen de seguridad

La estructura está diseñada con un margen de seguridad de 50% dada entre la

zona II

En esta gráfica se observan 4 zonas de operación:

ZONA I: operación normal sin falla ni problemas estructurales

ZONAII: operación transitoria no intencional, excediéndose las cargas normales y

produciendo fallas estructurales leves; como deformaciones, ondulaciones de piel

fallas de elementos de sujeción.

ZONA III; área imposible de vuelo por estar fuera de la capacidad sustentadora del

ala

ZONA IV: área de cargas excesivas que ocasionan falla estructural catastrófica

La metodología utilizada arroja las siguientes velocidades:

Condición Maniobra Va Crucero Vc Picada Vd Velocidad (m/s) 49.69 76.30 95.38

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

6

0 100 200 300 400

Fact

or

de

car

ga n

Vel. [ft/s]

V-n

n+

n-

n + limitada

n - limitada

Vd

Vs

Vc

Vs-

Va

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-1

10.1 Tipo de arreglo y construcción

Para la construcción de esta aeronave se ha definido el fuselaje y el tren de

aterrizaje con respecto al estudio de las cargas que actúan sobre el avión.

Como primera aproximación se realizó una selección del tipo de arreglo, en base a

análisis estadísticos y comparativos en cuanto a ventajas y desventajas, tomando

en cuenta aeronaves ya existentes, de configuraciones y datos técnicos similares

a la que se realizará.

Tren de aterrizaje

Para el desarrollo del proyecto, se tomaron en cuenta únicamente 2 tipos de tren

de aterrizaje, los cuales son:

-Triciclo

-Convencional

En esta aeronave, se optó por una configuración de tipo convencional, el cual

consta de 2 llantas con su respectiva pierna, colocadas después del centro de

gravedad y una llanta colocada en la parte posterior del fuselaje de la aeronave.

Atendiendo a sus ventajas se tiene que

-Posee una buena aerodinámica (al ser la rueda de cola muy pequeña)

-Muy robusto (por eso se usó mucho en la Segunda Guerra Mundial, donde muchas de las pistas de aterrizaje eran improvisadas y de mala calidad)

-De menor costo

Desventajas:

-El peso de la estructura es elevado

-No permite hacer despegues o aterrizajes de emergencia

-Produce mayor resistencia al avance

Con el fin de minimizar las desventajas del modelo, se han aplicado los criterios

pertinentes que se muestran a continuación:

-Peso de la estructura elevada:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-2

Utilización de material más ligero y resistente (ya sea un compuesto o algún otro

material)

-No permite hacer despegues o aterrizajes de emergencia:

Se colocará un pequeño deslizador en el empenaje de la aeronave.

Por otra parte, se analizaron dos tipos de construcción para el tren principal,

Muelle y pirámide. En la aeronave se optó por la utilización de del tipo muelle,

ponderando ésta, sobre las posibles ventajas que pudiera ofrecer la del tipo

pirámide, a continuación se enuncian:

-Muy poca cantidad de elementos.

-El peso de los componentes es bajo

-Posee una menor resistencia al avance

-El costo del proceso disminuye

Para la mejor comprensión del análisis realizado, se tomaron las siguientes

consideraciones en cuanto a convención de signos refiere:

Fuerzas:

Serán de valor +, si la fuerza tiene dirección a la izquierda o hacia abajo

Será de valor -, si la fuerza tiene dirección a la derecha o hacia arriba

Momentos:

El momento será de valor positivo si presenta un giro en sentido horario

El momento será de valor negativo si presenta un giro en sentido anti-

horario

Nota: Todos los cálculos que sean requeridos para el análisis de este proyecto,

serán llevados a cabo en Sistema Métrico Decimal.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-3

10.2 Fuselaje

El tipo de fuselaje y ensamble que se seleccionó para esta aeronave, está

configurado a base de elementos tubulares unidos por soldadura, el otro tipo de

fuselaje que se analizó, es del tipo estructura tubular unida por herrajes. La

selección del tipo de fuselaje y su ensamble seleccionadas, son tomados en base

a los principios y criterios propios del proyecto, los cuales son, que el avión ya en

operación, sea un avión resistente, funcional así como de una gran durabilidad.

Este fuselaje está formado por tubo de diámetro variable, de acuerdo a su

ubicación, los mayores diámetros serán localizados en las partes de mayor carga,

como lo son la superficie que ocupará la bancada del motor, el espacio ocupado

por el tanque que contiene el fumigante, entre otros elementos resalta que es un

fuselaje de tipo reticulado.

Fig.8 Estructura reticulada del fuselaje

En general el fuselaje es una sección cerrada de pared delgada, formada de

cuadernas, cubierta de lámina reforzada por atiezadores. Este arreglo

estructural está sometido a flexión, torsión y fuerzas axiales.

Diagramas de fuerza cortante y momentos flexionantes.

Como resultado de las cargas en equilibrio, se cuenta con los factores de

carga, debidos al levantamiento y resistencia al avance del fuselaje, también

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-4

se conoce ya el valor de la carga que se requiere en el empenaje para

equilibrar el sistema.

Con estos tres parámetros y conociendo las distancias necesarias, se

establecen las condiciones de equilibrio, que permiten determinar las

relaciones en el ala, de acuerdo a cada condición de vuelo.

Fig. 9 Determinación de las relaciones en el ala, para condiciones de vuelo

Para el diseño de los elementos del fuselaje se tipifico cada uno de ellos, en

casos de columna larga y elementos a tensión, resueltos bajo los

fundamentos establecidos ya con anterioridad en la bibliografía consultada,

posteriormente se ajustaron los cálculos numéricos con respecto a datos de

dimensionamiento de aeronaves comerciales similares y a su vez con datos

de materiales disponibles y de fácil acceso, en su mayoría son elementos

tubulares con una sección transversal redonda.

HVD

B

RVD

X2 XVD XVT X3

n2W

nx2W

Origen

n3W

RVT

h2

h1

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-5

TABLA 21 Momento flector, esfuerzos cortantes

Estación Carga (N) Cortante (N/m2) Δx (m) ΔM (N-m) Momento (N-m)

7.63 97.89 97.893 0.264 25.843 25.8439616

7.366 525.066 622.960 0.762 474.695 500.539867

6.604 93.429 716.389 0.762 545.889 1046.42902

5.842 44.497 760.887 0.762 579.796 1626.22502

5.08 338.178 1099.065 0.762 837.488 2463.71309

4.318 1383.862 2482.927 1.27 3153.318 5617.03161

3.048 1819.934 4302.862 0.1016 437.17 6054.20245

2.9464 3448.531 854.331 0.9144 781.2004 6835.40292

2.032 1366.063 2220.394 0.1823 404.898 7240.30165

1.849 7920.497 5700.103 0.5796 3304.0397 3936.26188

1.27 1726.490 3973.612 0.9906 3936.2607

0.27 3973.598 0

0

Gráfica. 19 Diagrama de esfuerzos cortantes

-8000

-6000

-4000

-2000

0

2000

4000

6000

0 2 4 6 8 10

Esfu

erz

o c

ort

ante

(N

/m2

)

Longitud (m)

Diagrama de Esfuerzo Cortante

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-6

Gráfica. 20 Diagrama de momento flector

10.3 Casos de cálculo

Debido a la existencia de numerosas posibilidades de actitud en una aeronave, en

el momento de aterrizar o en vuelo, es que se tuvo la necesidad de tener en

cuenta las condiciones para las cuales se han efectuado los cálculos tanto del

tren de aterrizaje como del fuselaje de la aeronave.

10.3.1 Aterrizaje

Las principales condiciones para el aterrizaje, que se tomarán en cuenta, son las

siguientes:

10.3.1.1 Nivelado en tres llantas.

Para esta condición la aeronave es supuesta aterrizando con una línea horizontal

de referencia (para este caso, se ha tomado la línea de referencia como una línea

tangencial ubicada en el punto más alto del aeronave) paralela a la línea de suelo

Los dato utilizados para este análisis, son los siguientes

A) Método para determinar las cargas en aterrizaje

En la primera etapa de aterrizaje, de la aeronave debe de pasar por encima

de un obstáculo de altura determinada (para este análisis, se selecciona 15

-80000

-70000

-60000

-50000

-40000

-30000

-20000

-10000

0

0 2 4 6 8 10M

om

en

to F

lexi

on

ante

(N

-m)

Longitud (m)

Diagrama de Momentos Flexionantes

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-7

metros de altura del objeto) con una velocidad de 1.3 y un ángulo

sensiblemente constante, el ángulo estará dado por la siguiente forma.

Por tanto el ángulo de planeo al aterrizaje, tendrá un valor de

Por tanto:

B) Cálculo de factor de carga en aterrizaje

Si se analizan las etapas de aterrizaje, se observa que la segunda etapa se

ha definido como aquella en la que se nivela la aeronave, perdiendo velocidad

para mantener la a un nivel constante y relativamente pequeña con respecto

al nivel del suelo, hasta que es producido el desplome.

Por otra parte, tomando en cuenta la configuración de planeo de la aeronave

antes de tocar tierra, se considera el siguiente diagrama:

Fig. 10 Fuerzas que actúan durante el planeo

La combinación del peso y la carga de inercia en cualquier elemento, tiene

como componente en el eje Z de la magnitud, la siguiente ecuación.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-8

Despejando la ecuación, se obtiene:

A su vez de la sumatoria de fuerzas en Z, se obtiene lo siguiente:

Despejando de la ecuación , se tiene:

Se ha planteado que al aterrizar, L=0; por lo tanto

;

Se sustituye esta ecuación, en

y se obtiene que:

Tomando en cuenta la figura de trayectoria de aterrizaje, se puede obtener el

ángulo .

Tomando en cuenta esto, y sustituyendo en la ecuación , consigue

lo siguiente:

Tomando en cuenta las referencias [3], se indica que para propósitos de

diseño, el factor de carga inercial vertical, debe de tener un valor de 2; por lo

tanto, el factor de carga inercial que se utilizó en los cálculos de carga para

las condiciones de aterrizaje, es de:

Tomando como referencia el diagrama mostrado anteriormente (fig.10),

resulta que la fuerza de inercia vertical, es:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-9

La fuerza de inercia horizontal actuando hacia adelante en el centro de

gravedad, será igual a:

Las fuerzas pueden ahora ser calculadas mediante la utilización de las

ecuaciones siguientes:

Reacción vertical en el tren de aterrizaje de cola:

( )

( )

Para la reacción vertical en cada pierna del tren principal, se obtiene que:

( )

( )

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-10

Las componentes horizontales para el tren de aterrizaje de cola y el principal,

son respectivamente:

Las cargas se distribuyen entre las llantas del tren principal y la llanta de cola,

mediante los principios de estática asumiendo aceleración de cabeceo nula.

10.3.1.2 Nivelado en dos llantas

La actitud del aeronave en ésta condición es la igual que la que se ha mencionado

anteriormente, pero presentando una variación; las llantas del tren principal hacen

contacto con la pista de una manera simultánea, y la llanta de la parte posterior del

fuselaje del aeronave, se posiciona muy cerca de la línea de tierra.

La componente vertical y horizontal de la fuerza de inercia en el centro de

gravedad, serán las mismas que para el nivelado en tres llantas, es decir:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-11

Como se observa, sólo existen reacciones en el tren de aterrizaje principal.

Haciendo uso de las ecuaciones de estática, se concluye lo siguiente:

Para la obtención de la reacción del tren principal en el eje vertical, se obtiene:

10.3.1.3 Empenaje abajo

Para un aterrizaje con empenaje abajo, la aeronave toma una actitud de

desplome, o en su caso el máximo ángulo de admisión para cada parte de la

aeronave. Las reacciones son asumidas verticales, con las llantas en posición

estática hasta que la carga vertical es obtenida. El momento de cabeceo es

resistido por las fuerzas de inercia, resultado de la aceleración angular de las

masas en la aeronave.

Para la condición de empenaje abajo, se obtiene como referencia el diagrama de

cuerpo libre para empenaje abajo (figura 11), así como sus respectivas fuerzas, se

observa que sólo va a existir fuerza de inercia vertical en el centro de gravedad,

éste está dado por la siguiente formula, que a continuación se enuncia.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-12

Fig.11 Diagrama de cuerpo libre para empenaje abajo

Realizando el mismo proceso que anteriormente se hizo se obtiene las

siguientes reacciones.

La reacción en dirección del eje vertical, será dada por la ecuación que a

continuación se menciona:

( )

La reacción en dirección del eje horizontal es igual a:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-13

10.3.1.4 Con carga lateral

Para esta condición, la aeronave asume una actitud nivelada con únicamente las

llantas del tren de aterrizaje principal, haciendo contacto con el suelo y con las

llantas en su posición estática (figura 12). Las reacciones laterales son distribuidas

de la siguiente manera:

Reacción hacia afuera de 0.33w

Reacción hacia adentro de 0.5w

Factor de carga vertical 1.33

Fig.12 Diagrama de cuerpo libre, para carga lateral

Para esta condición, las componentes en el centro de gravedad serán las

mismas que las establecidas para la condición de nivelado en dos llantas.

Tomando como referencia la figura 12, para carga lateral, se cambia el valor

de por el de , obteniendo lo siguiente:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-14

Las reacciones verticales en el tren de aterrizaje principal, se muestran a

continuación:

Las reacciones hacia adentro y hacia afuera del tren de aterrizaje principal

serán las siguientes:

La reacción hacia afuera será:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-15

TABLA 22 Condiciones de aterrizaje

CONDICIONES

TIPO DE CARGA Nivelado en 3

llantas

Nivelado en 2

llantas

Con empenaje

abajo

Con carga

lateral

Vertical en c.g. (N) 30411 30411 30411 20274.0033

Horizontal en c.g

(N) 4907.70756 4907.70756 0 3243.84327

Vertical en tren

principal (N) 14082.1569 22808.25 22808.25 17739.7173

Vertical en tren de

cola (N) 17452.1862 0 0 0

Lateral (N) 0 0 0 7602.75

Lateral (N) 0 0 0 5017.815

10.3.2 Vuelo

10.3.2.1 Vuelo nivelado

Aun cuando el vuelo nivelado no es considerado como un tipo de maniobra en el

estricto sentido de la palabra, éste se considera una condición usada

principalmente para la investigación inicial, debido a que establece puntos de

aplicación de cargas, y así proporciona un enfoque objetivo del equilibrio del

aeronave en el plano longitudinal.

Cargas que actúan en la aeronave:

- L= Levantamiento que actúa sobre el centro de gravedad.

- D=Resistencia al avance del aeronave.

- M=Momento de cabeceo aerodinámico.

- W=Peso del aeronave actuando en el Centro de Gravedad.

- P=Carga del empenaje horizontal

- T=Tracción del motor

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-16

Las ecuaciones que rigen éstas condiciones, fueron establecidas en base a un

equilibrio estático [14], ya que la aeronave en estas condiciones se encuentra en

un estado desacelerado. Entonces, se tiene:

Para un equilibrio vertical

Para un equilibrio horizontal

Y a su vez tomando en cuenta los momentos alrededor del Centro de Gravedad

en el plano de simetría, se tiene que:

Dando solución a estas tres ecuaciones y tomando en cuenta las consideraciones

que se indican el valor son despreciables en la mayoría de los casos de P, D y T,

tomando en cuenta los valores proporcionados por el levantamiento así como los

valores del peso de la aeronave, se obtiene la siguiente ecuación:

⁄ ⁄

Para este análisis se utilizan los siguientes datos obtenidos en el análisis

aerodinámico:

⁄

Mediante la utilización de la ecuación de la relación aerodinámica, tomando la

condición de la densidad a nivel medio del mar [7]:

Se consigue la siguiente ecuación [14]

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-17

Calculando las fuerzas en el empenaje, mediante la ecuación 10-7:

A continuación, se utiliza la ecuación de los tres momentos del método de vigas

continuas [13], con el fin de determinar las reacciones en los apoyos

Calculando término a término y tomando el eje de referencia para el análisis de la

estructura del empenaje a la nariz de la aeronave:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-18

Por definición de momento flector:

De la tabla 8-1 [13], se toman los valores del cuarto y quinto término de la ecuación

de los tres momentos.

∑

Finalmente integrando los términos de esta ecuación y despejando así , se

obtiene lo siguiente:

Tomando la suma de momentos a la derecha del apoyo 2 y despejando la

reacción 1

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-19

∑

Tomando la suma de momentos a la izquierda del apoyo 2 y despejando la

reacción 3.

∑

Tomando en cuenta la suma de fuerzas en el eje vertical, se despeja la reacción 2

∑

∑

10.3.2.2Maniobra

En la condición de maniobra se toman en consideración los movimientos inducidos

por el movimiento de las superficies de control en la aeronave, esto dentro de su

plano de simetría, para este caso se han tomado únicamente cinco tipos de

maniobras para su análisis, las cuales se explican a continuación:

10.3.2.2.1Recuperada

En una rápida recuperada una carga hacia abajo es aplicada al empenaje,

causando un ascenso brusco. La velocidad de avance permanece al igual que la

tracción de una forma prácticamente constante.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-20

Es posible remplazar las condiciones dinámicas del movimiento acelerado por un

equivalente de condiciones netamente estáticas, introduciendo así un factor de

carga “n” en las ecuaciones que rigen este movimiento de la forma siguiente.

Se supone que la aeronave describe una trayectoria curva, las cargas actuando en

la aeronave en esta etapa de la maniobra se muestran en la figura siguiente,

donde R es el radio de curvatura en la trayectoria de vuelo .En este caso el vector

levantamiento debe de equilibrar a la componente normal (a la trayectoria de

vuelo) del peso, y proveer las fuerzas necesarias, produciendo la aceleración

centrípeta de la aeronave.

Fig. 13 Fuerzas que actúan en la aeronave durante la recuperada

Debido a dicha aceleración hacia el centro de la curvatura de la trayectoria de

vuelo; se obtiene lo siguiente.

(

)

Por tanto:

En el punto más bajo de la recuperada β=0; por lo que se obtiene lo siguiente:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-21

Se hace uso de esta ecuación para el radio más pequeño de los radios R, es la

más severa recuperada, y por ende el mayor valor de “n”.

10.3.2.2.2 Viraje coordinado

En esta maniobra el aeronave vuela en un viraje horizontal sin derrape y con una

velocidad constante. Si el radio de viraje se expresa como Rv, y el ángulo de

inclinación es determinado como φ, se tiene que l componente horizontal del

vector de levantamiento, en este caso provee la fuerza necesaria para producir la

aceleración centrípeta de la aeronave hacia el centro del viraje, de esta manera se

obtiene:

Fig. 14 Fuerzas que actúan en la aeronave durante un viraje coordinado

Así, para obtener un equilibrio vertical:

Dividiendo miembro a miembro las dos ecuaciones antes mencionadas y tomando

la consideración

, se obtiene lo siguiente:

𝑊

𝑉 𝑅

φ

L

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-22

Tomando en cuenta esta ecuación, se determina que para un viraje cerrado, el

ángulo de inclinación requerido para mantener un vuelo horizontal, será mucho

mayor, así pues de la ecuación,

se obtiene lo siguiente:

En esta ecuación, es posible apreciar que un incremento en φ representará un

incremento en el factor de carga. Mediante la teoría aerodinámica, para apreciar

que para un valor límite en n, el menor tiempo que toma para un viraje mínimo a

un ángulo dado, con una cierta tracción, sucede cuando el Cl es máximo, éste es

aquel con el cual la aeronave se desploma.

10.3.2.3 Ráfaga

Otro tipo de carga en vuelo que se analizó, fue aquella que es causada por la

turbulencia del viento, debido a que es una condición crítica por un tiempo

prolongado, por lo que se restringe la aeronave en esta situación de vuelo.

Los cálculos son basados en las suposiciones pertinentes, de que el aeronave

está siendo manipulada en condiciones normales de vuelo, al tiempo que pasa de

un tipo de viento llamémoslo estático, a un tipo de viento en movimiento de ráfaga;

las fuerzas en el aeronave son determinadas por la disidencia instantánea de la

superficie sustentadora; así como su estructura rígida. La segunda suposición que

se ha determinado, es no tomar el factor, ya que la fuerza aerodinámica en la

superficie sustentadora para su incidencia instantánea lo desprecia, en una

perturbación tal como es una ráfaga, existe un aumento gradual de circulación.

Suponiendo a la aeronave volar con una velocidad V, con un ángulo de incidencia

en el aire de tipo estático. Después de entrar en la ráfaga de velocidad ascendente

U, la incidencia aumenta en una cantidad

, tomando en cuenta que el valor

de U es generalmente despreciable comparado con el valor de V, se tiene

. Ésta

es acompañada por un incremento de velocidad de la aeronave V, a ;

pero debido a que éste es de igual manera despreciable, gracias a que U lo es de

esta manera, por lo tanto; se concluye que el incremento en el levantamiento del

ala, es determinado por la siguiente ecuación:

(

)

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-23

De donde se dice que

es la pendiente de la curva de levantamiento del ala de

la aeronave. Despreciando el cambio de levantamiento en el empenaje, como

primera aproximación, el factor de carga por ráfaga Δn producido por este cambio

de levantamiento, es dado por la siguiente ecuación:

Se observa que W es el peso de la aeronave. Este incremento en factor de carga

por ráfaga es netamente adicional al valor de vuelo recto y nivelado (n=1). Por lo

tanto, como resultado de la ráfaga el factor de carga total, puede expresarse de la

siguiente manera:

(

)

En base a los datos a continuación mencionados, es que se calculó el incremento

de la carga en el empenaje, incremento del levantamiento del ala y el incremento

en la fuerza inercial de la aeronave.

⁄

⁄

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-24

Utilizando el método para determinar estos incrementos [12]:

Las cargas mencionadas anteriormente son:

10.4 Cálculo de cargas y su distribución

Para el presente desarrollo, se han realizado los diagramas de cuerpo libre de las

diferentes actitudes de aeronave, tanto para su aterrizaje, como para vuelo;

presentando así el accionar de las fuerzas que actúan y de la posición de éstas;

de la misma forma, se han realizado una serie de ecuaciones remplazando la

condición dinámica del movimiento acelerado por un equivalente de “condición

estática”, calculando un factor de carga “n” en aterrizaje

10.4.1 Condiciones de aterrizaje

Los principios en los cuales se basó el cálculo de cargas y de sus respectivas

distribuciones, en el tren de aterrizaje, son los a continuación mencionados:

-Las reacciones son causadas por la aceleración ascendente en el instante que la

aeronave toca tierra; éste posee una componente de velocidad vertical y una

componente horizontal.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-25

-La componente vertical, es nula durante un periodo de tiempo muy breve, el cual

indica la existencia de una aceleración ascendente y por consiguiente una fuerza

de inercia descendente.

-La magnitud de la fuerza de aceleración depende completamente del peso del

aeronave (W) al momento de aterrizar, así como de la misma forma de pende de

la magnitud de la componente vertical de la velocidad, y de la eficiencia que

presente la unidad encargada de la absorción del impacto.

-Las llantas del tren de aterrizaje principal, son las encargadas de recibir y a su

vez resistir en mayor cantidad las cargas al momento de aterrizar, el tren posterior

o rueda de cola provee a la aeronave su tercer punto de apoyo, el cual será

necesario si la aeronave presenta un aterrizaje nivelado o se encuentra en tierra.

-Las fuerzas encargadas del levantamiento del ala y de las superficies del

empenaje horizontal; así como la tracción en el momento de aterrizaje, se tomarán

como un valor despreciable, y se considerarán con un valor nulo.

En condiciones de vuelo

Como base para este análisis, se tomaron como referencia, los conceptos de

cálculo que a continuación se mencionan:

- Las cargas impuestas en la estructura durante el vuelo, son originadas por

maniobras y ráfagas. Básicamente estas cargas son el resultado de la

distribución de presiones sobre las superficies, producidas por condiciones

de vuelo nivelado, maniobra y ráfaga.

- El levantamiento (L) y la resistencia al avance (D), son medidos

perpendicularmente y de forma paralela a la trayectoria de vuelo. El centro

de presión, varía con respecto a la velocidad y la incidencia del ala; por esta

razón es de suma importancia definir un punto en el cual el momento

debido a D y L, permanezca constante; este punto es el centro

aerodinámico (c.a.), en el cual el se mantiene constante.

- Las maniobras y ráfagas no inducen cargas diferentes al vuelo nivelado; si

no cambios de magnitud y posición del tipo de carga existente. Estas

cargas son debidas al levantamiento, resistencia al avance, tracción de la

hélice, peso y fuerza de inercia.

Por otra parte, la convención en los signos, para las fuerzas y momentos, así

como para las aproximaciones en los cálculos numéricos, son los mismos que los

tomados con anterioridad.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-26

10.4.2 Maniobras

Tomando en cuenta la ecuación

, antes mencionada, con un valor de

, y un radio de maniobras de . Se deduce lo siguiente:

El valor resultante es menor que el presentado en los cálculos aerodinámicos, por

lo que el valor del factor de carga para este caso, se toma como el máximo que

es:

Por tanto se concluye que la fuerza de inercia será igual a:

Tomando como referencia el procedimiento para la obtención de las cargas e caso

de maniobra:

Aplicando la ecuación general de levantamiento y despejando el valor de :

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-27

Tomando en cuenta este dato y la gráfica de la polar del avión, se obtuvieron los

siguientes valores:

La distancia del centro aerodinámico del empenaje (c.a.t.) al centro de gravedad;

con un ángulo de incidencia del ala, de 2°, es:

En la ecuación de suma de momentos con respecto al C.G. de esta maniobra

, son equivalentes al momento de cabeceo, al rededor del

centro de gravedad:

Sustituyendo esta última ecuación en la suma de fuerzas en el eje vertical

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-28

Ahora dividiendo en

Despejando y sustituyendo valores para una segunda aproximación

Repitiendo el mismo procedimiento, se obtiene una tercera aproximación con

valores de:

Calculando el nuevo valor de

Finalmente el valor de ; para esta aproximación será:

Este valor es tomado, debido principalmente a que los valores obtenidos de son

aproximaciones muy cerradas, con esta aproximación es suficiente. Por lo que el

valor tomado para , es de , con su respectivo valor de 0.182.

Así, los valores del levantamiento, carga en el empenaje, resistencia al avance y

fuerza de inercia, son los siguientes:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-29

Por otra parte, con base en la ecuación de tres momentos, se obtiene lo siguiente:

Sustituyendo en la ecuación de los tres momentos y despejando el valor de , se


Tomando suma de momentos a la derecha del apoyo 2

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-30

∑

Tomando la suma de momentos a la izquierda del apoyo número dos, resulta que:

∑

Por la suma de fuerzas en el eje vertical

∑

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-31

10.5 Diseño de los elementos estructurales.

Para el desarrollo de este tema, se presentarán las formas, así como el

dimensionamiento de los elementos estructurales de la aeronave, este tipo de

estructura, es determinado mediante el análisis minucioso del mercado y de las

características que ofrece cada una de las aeronaves ya existentes. Su estructura,

fue basada en un arreglo de vigas, columnas cortas y largas, y elementos de

tensión, tomados en cuenta mediante el análisis de los materiales a utilizar y su

funcionamiento en el proyecto, involucrando de esta manera, el efecto causado

por las cargas recibidas, la manufactura eficiente del proyecto, así como la mayor

simplicidad posible en la forma de la estructura.

10.5.1 Soporte de los empenajes

Distancias entre los ejes direccionales:

Así, la distancia total del soporte, es:

√

Con su respectiva fuerza:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-32

10.5.2 Soporte de los asientos


√


10.5.3 Cabina de mando y base de la planta motriz


√


DISEÑO ESTRUCTURAL

X-33

10.5.4 Base del fuselaje

Para determinar su fuerza, se calcularon primero, los componentes de fuerza

en el eje x, con la ecuación

Sustituyendo valores:

(

)

Tomando en cuenta la suma de fuerzas en el eje x, se tiene:

∑

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-34

10.5.5 Tren de aterrizaje

La secuencia lógica de diseño, tanto del tren de aterrizaje principal, como el de

cola, se toma de la siguiente manera:

- Seleccionar la condición más crítica del diseño

- Tipificar la estructura

- Calcular el esfuerzo real

- Calcular el factor de seguridad

Así, con estas medidas tomadas, se procede a comparar los elementos que

cumplan con los requisitos del factor de seguridad de 1.5 [20].

10.5.5.1Tren principal

Como consecuencia de que el tren principal, tiene que resistir la mayor parte de

las cargas en el aterrizaje, su construcción es más robusta y se le da mayor

importancia en el presente análisis.

La distribución de los elementos del tren principal, se toma de las experiencias de

aeronaves ya previamente diseñadas, en la forma de los materiales y sus

propiedades.

10.5.6 Muelle

La idealización propuesta para la solución del tren de aterrizaje principal, es el de

una viga en voladizo, con una carga y un momento aplicados en el extremo de la

viga.

El material a utilizar para la elaboración de este diseño, es seleccionado, bajo las

conclusiones del estudio preliminar del proyecto, se tiene que tomar en cuenta las

condiciones de ligereza, resistencia de los materiales, resistencia a la corrosión,

fatiga, facilidad de producción, existencia y costo tanto de los materiales, como de

la maquinaria a emplear para su elaboración y el costo de éstos.

El material que compete al desarrollo del proyecto es el Aluminio 6061-T6 en sus

diferentes formas.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-35

Para la primera instancia de caso crítico (aterrizaje en una llanta), se obtienen los

siguientes datos:

[17]

(Ref. Tabla.22)

Aplicando la ecuación para la determinación de la deflexión de los muelles para

una sección transversal.

( )

Mediante la utilización de este procedimiento, se tiene la siguiente tabla, que

presenta las deflexiones del elemento, en esta tabla, las deflexiones más grandes

son para las condiciones de aterrizaje en una llanta; por lo que se muestra la

gráfica correspondiente en la cual sólo se muestran dos espesores (h) y nueve

anchuras (b); esto debido a las dimensiones de aeronaves ya comerciales.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-36

TABLA 23 Deflexiones de los momentos en aterrizaje

Ancho

b(m)

Espesor

h(m)

para

aterrizaje en

una llanta(m)

para aterrizaje

en carga

lateral(m)

0.0254 0.0127 1.2619 0.4889

0.0381 0.0127 0.8412 0.3625

0.0508 0.0127 0.6309 0.2719

0.0635 0.0127 0.5047 0.2175

0.0762 0.0127 0.4206 0.1812

0.1016 0.0254 0.3155 0.1359

0.0381 0.0254 0.1052 0.0453

0.0508 0.0254 0.0789 0.0340

0.0762 0.0254 0.0526 0.0227

0.1016 0.0254 0.0394 0.017

0.127 0.0254 0.0315 0.0136

0.1524 0.0254 0.0263 0.0113

0.1571 0.0254 0.0255 0.0110

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-37

Gráfica.21 Deflexión de muelles

Deflexiones de muelle para diferentes dimensiones

De la anterior gráfica (gráfica. 21), se obtuvieron con la ayuda de la curva de

espesores de 0.0254m, las deflexiones mínimas, y así utilizando la ecuación del

Esfuerzo de trabajo en flexión

se evaluaron los tres últimos puntos de

la curva de la gráfica.

De la ecuación del factor de seguridad [18]:

0

20

40

60

80

100

120

140

0 5 10 15 20

De

fle

xió

n [

cm]

Espesor [cm]

h=1.27cm

h=2.54cm

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-38

Para ;

Para ;

Como se ha establecido en la normatividad para el diseño de estructuras de

aviación, el factor de seguridad no debe de ser inferior al valor de 1.5 [14], por lo

que las dimensiones óptimas para la sección transversal de a muelle, son las

siguientes:

Por otro lado, el radio de curvatura permisible, está dado por la relación empírica

que a continuación se menciona [19].

(

)

Así para el radio de curvatura; para la muelle a utilizar, es de

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-39

La curvatura en la parte superior de la muelle, aplicando la ecuación de perímetro

de un segmento de círculo, donde el valor de

La curva para la parte inferior con un valor de es:

Considerando que la muelle es simétrica, es que se tiene el cálculo estimado de la

longitud de ésta.

10.5.7 Masa y eje de la llanta

En primera instancia, se trata al perno sometido a una fuerza cortante,

posteriormente se analiza en condiciones de flexión adoptando éste una conducta

de viga en cantiliver.

El eje está sometido a la fuerza cortante, éste está representado por .

El esfuerzo cortante está dado por la siguiente ecuación:

Despejando el área y aplicando la fórmula del área en una circunferencia se

obtiene:

Despejando el diámetro del eje; donde ; esfuerzo permisible al

corte de acero tratado.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-40

Se analiza al eje como una viga sometida al momento flector M.

Aplicando la ecuación de flexión, con un módulo resistente para una sección

circular de

y un momento flector de

Despejando el diámetro; donde ; para acero tratado.

Por lo que respecta a la masa, se presentó como viga en cantiliver; sometida al

momento flector

⁄ y una distancia .

Aplicando la ecuación de flexión con (módulo resistente; para una

sección rectangular)

Despejando el espesor h; con un esfuerzo permisible a la flexión del Aluminio,

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-41

10.5.8 Pernos de sujeción de la masa

Con lo que respecta a los tornillos que sujetan la masa al muelle; están sometidos

a una fuerza de tensión cada uno, de:

⁄

Aplicando la ecuación del esfuerzo de tensión con,

Sustituyendo la fórmula del área de un círculo y despejando el diámetro ;

con y , para Acero de bajo carbono.

Los pernos de sujeción de la masa, son de una designación AN3-10 con un

diámetro de , con su respectiva arandela (AN960-sn); y tuerca

(AN3130).

10.5.9 Tren de cola

El tren de cola, tiene como principal función, la de servir como un tercer punto de

apoyo cuando el aeronave se encuentra en tierra, o en un aterrizaje nivelado en 3

puntos (llantas). Los cálculos para sus elementos, están basados en las

condiciones de aterrizaje en tres puntos de apoyo (tabla.22).

10.5.10 Soporte del empenaje

Para la resolución de este problema, se toman condiciones ideales con una fuerza

de y una longitud de

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-42

Utilizando la ecuación de estado simple de tensión , en done el área

es igual a la de un anillo circular , en función del diámetro exterior D, el

espesor de la pared t y a su vez el diámetro interior está dado por d.

Despejando d, de la segunda ecuación y sustituyendo en la primera ecuación se


Sustituyendo en la ecuación de tensión simple y despejando el diámetro del tubo

del soporte, se obtiene que:

Con un valor de

; esfuerzo permisible a la tensión del Aluminio y un

valor de .

En dimensiones comerciales, se tiene que:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-43

10.6 Análisis estructural del ala

10.6.1 Condiciones de vuelo

Las condiciones de vuelo están definidas por los coeficientes de levantamiento,

resistencia al avance y momento a los cuales estará sometido el ala y que para su

estudio, se transformarán, por cambio de ejes, a los coeficientes normales y

cordales:

Y el valor de la posición será:

(

)

Con estas fórmulas y sustituyendo los valores correspondientes, se tiene la

siguiente tabla:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-44

TABLA 24 Ángulo de ataque vs. Cl. Cd. Cm

ALFA CL CD CM

-9 -0.6 0.015 -0.075

-8 -0.5 0.014 -0.08

-5 -0.15 0.0115 -0.095

-4 -0.02 0.011 -0.097

-3 0.1 0.011 -0.099

-2 0.2 0.011 -0.1

-1 0.32 0.011 -0.1

0 0.44 0.0111 -0.1005

1 0.55 0.0112 -0.1005

2 0.67 0.0113 -0.1007

3 0.78 0.0115 -0.1007

4 0.9 0.0125 -0.1

6 1.1 0.015 -0.1

8 1.26 0.017 -0.095

10 1.43 0.02 -0.09

12 1.57 0.0275 -0.08

14 1.67 0.032 -0.075

15 1.69 0.032 -0.065

16 1.66 0.033 -0.07

17 1.52 0.035 -0.13

20 1.2 0.038 -0.175

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-45

10.6.2 Condiciones de carga

Piel

Transmite las fuerzas aerodinámicas a los elementos transversales y

longitudinales por la placa y acciones de membrana. Desarrolla esfuerzos

cortantes los cuales reaccionan a los momentos torsionantes aplicados a las

fuerzas cortantes.

Actúa en conjunto con los largueros para resistir flexiones y fuerzas axiales, con

elementos transversales reaccionando a cargas alrededor del perímetro, cuando la

estructura es sometida a presión.

Alma de la viga

Desarrollo de esfuerzos cortantes, los cuales reaccionan a los momentos

torsionantes aplicados y a fuerzas cortantes.

Largueros o atiezadores

Estos son empleados para resistir flexión y carga axial de igual manera que la piel,

divide a la piel en pequeños tableros. Actúa en colaboración con la piel para

resistir carga axial causada por la presión aplicada.

Patines de la viga

Estos, resisten flexión y carga axial, junto con la piel, además dividen al igual que

los largueros en pequeños tableros.

Cuadernas del ala

Mantiene la forma de la sección transversal, distribuye la carga concentrada en la

estructura y distribuye esfuerzos. Establece la longitud de la columna y da

condiciones de forma a los tableros de la piel.

Actúa en la piel, resistiendo cargas circunferenciales debido a la presión aplicada.

Los largueros únicamente presentan esfuerzos axiales, las almas y la piel por su

parte, presentan únicamente esfuerzos cortantes.

El esfuerzo axial es constante sobre la sección transversal de cada uno de los

largueros y el esfuerzo cortante es uniforme a través del espesor de la placa. Los

marcos transversales y las cuadernas, son rígidos dentro de su propio plano.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-46

10.6.2.1 Condiciones básicas de carga

Existen cuatro condiciones básicas de carga. Las cuales provocan lo que se

conoce estructuralmente como regiones críticas. Estas son las siguientes:

Primera condición

El ala cuenta con un ángulo de ataque positivo y grande, de modo que:

En el primer cuadrante actúan esfuerzos de compresión y tensión

En el segundo cuadrante actúan esfuerzos de compresión

En el tercer cuadrante actúan esfuerzos de tensión y de compresión

En el cuarto cuadrante actúan sólo esfuerzos de tensión

De lo anterior, se deduce que los cuadrantes críticos son el número uno y el tres,

esto es gracias a que existe una combinación de esfuerzos tanto tensionantes,

como de compresión.

Segunda condición

El ángulo de ataque del ala es positivo pero pequeño:

En el primer cuadrante actúan solamente esfuerzos tensión

En el segundo cuadrante actúan una combinación de esfuerzos de

compresión y tensión

En el tercer cuadrante actúan solo esfuerzos de compresión

En el cuarto cuadrante existe una combinación de esfuerzos de tensión y

compresión.

De lo anterior, se deduce que los cuadrantes críticos son el número uno y el

cuatro, esto es gracias a que existe una combinación de esfuerzos tanto

torsionantes, como de compresión.

Tercera condición

Se tiene un ángulo de ataque negativo y pequeño:

En el primer cuadrante se combinan esfuerzos de compresión y tensión

En el segundo cuadrante actúan esfuerzos de tensión

En el tercer cuadrante actúan esfuerzos de tensión y de compresión

En el cuarto cuadrante actúan sólo esfuerzos de compresión

De lo anterior, se deduce que los cuadrantes críticos son el número uno y el tres,

esto es gracias a que existe una combinación de esfuerzos tanto tensionantes,

como de compresión.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-47

Condición 1 Condición 2

Condición 3 Condición 4

Cuarta condición:

Se tiene un ángulo de ataque negativo y grande

En el primer cuadrante actúan solamente esfuerzos de compresión

En el segundo cuadrante se combinan esfuerzos de tensión y compresión

En el tercer cuadrante actúan sólo los esfuerzos de tensión

En el cuarto cuadrante se combinan los esfuerzos de tensión y compresión

De lo anterior, se deduce que los cuadrantes críticos son el número dos y el

cuatro, porque existe una combinación de esfuerzos tensionantes y compresión.

TABLA 25 Cuadrantes críticos

Condición CUADRANTES CUADRANTES

CRÍTICOS I II III IV

1 TC T TC C I,II

2 C TC T TC II,IV

3 TC C TC T I,II

4 T TC C TC II,IV

Condiciones:

Fig. 15 Condiciones de vuelo

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-48

10.6.2.2 Cargas sobre la estructura del ala

Conociendo las velocidades de maniobra (Va), velocidad de crucero (Vc),

velocidad de picada (Vd) y las características de diseño del aeronave, se ha

graficado la envolvente de vuelo del aeronave, con la cual se obtuvieron los

factores de carga límite y último para cada condición de vuelo; las cuales son de

maniobra, de crucero y de picada, de esta forma se determinan las presiones

dinámicas (qi) con la siguiente ecuación:

En donde el valor de

TABLA 26 Presiones dinámicas

Condición clave nL nU Velocidad (m/s) q(kg/ms2)

Maniobra Va

A 2.5 3.75

163.046 1661.49988 B -1 -1.5

Crucero Vc

C 5.09 4.97

275.3796 4739.62026 F -4.2 -1.97

Picada Vd

D 2.5 3.75

312.93 6120.32406 E -1 -1.5

Una vez determinados lo factores de carga y las presiones dinámicas en cada

condición de vuelo, se determinan los con la siguiente fórmula:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-49

En donde:

Para conocer el para cada una de las condiciones de vuelo, se tienen lo

siguiente:

Maniobra:

(

)

Una vez determinados los correspondientes a cada una de las condiciones de

vuelo le corresponde un , y un los cuales se muestran en la tabla, a

continuación.

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-50

TABLA 27 CLi, CNi, Cp

Condición

cm cl Cn cc Cp xcp

maniobra A -0.095 1.491 1.45 -0.36 0.53 1.28

G -0.072 -0.62275 -0.64 -0.087 0.71 1.71

Crucero C -0.086 0.6048 0.60 -0.032 0.45 1.09

F -0.065 -0.2091 -0.23 -0.012 0.91 2.19

Picada D -0.077 0.2914 0.0012 0.33 0.81

E -0.069 -0.1169 -0.1167 0.00027 1.24 2.99

Una vez determinados los coeficientes normales y cordales se obtendrán los

valores de sus respectivas fuerzas, para cada condición de vuelo, con la ayuda de

las siguientes ecuaciones:

Las fuerzas que se obtienen, son aplicables a toda la sección del ala, pero debido

a que el análisis únicamente se basa en la semiala, todos los valores obtenidos,

se dividen entre dos

TABLA 28 Fuerza normal, fuerza cordal

Fuerza

(N)

Maniobra Crucero Picada

A B C F D E

FN 9022.359 -4013.394 10703.176 -4243.9957 6679.0623 -2674.8338

FC -3982.282 -541.8334 -571.5460 -214.241023 28.925795 6.3719263

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-51

Cargas de inercia y cargas muertas para cada condición de vuelo, se determinan

mediante la ecuación que a continuación se muestra, de donde, el peso del ala, se

toma como 1962 N.

(

)

(

)

TABLA 29 Cargas muertas y de inercia

Fuerza

(N)

Maniobra Crucero Picada

A B C F D E

FM -981 -981 -981 -981 -981 -981

FI 2452.5 -981 4993.29 -4120.2 2452.5 -981

10.6.3 Posicionamiento del centro de gravedad de la semiala

El posicionamiento del centro gravedad de la semiala corresponde a la establecida

por el peso de la semiala, el peso del motor y el peso del combustible (el cual está

ubicado en la parte frontal del aeronave), teniendo la posición de los centros de

gravedad para cada uno de estos componentes y por medio de la ecuación del

momento estático se obtiene la posición del centro de gravedad total de la

semiala:

TABLA 30 Fuerza inercial, cargas muertas

Elemento Peso (N) Distancia

en X(m)

Distancia

en Y(m)

Momento

en X (N-m)

Momento en Y

(N-m)

semiala 1128.15 2.0525 2.648 2313.1675 2984.296

motor 1962 0 0.5 0 980

tanque 1441.79923 0 0.81 0 1166.6669

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-52

∑

∑

∑

∑

∑

10.6.4 Diseño de la caja de torsión

La caja de torsión para la semiala en estudio, consta de dos vigas, cada una de

ellas formada por un alma y cuatro patines. Estará reforzada por medio de cuatro

atizadores o largueros, que se encuentran distribuidos de manera uniforme tanto

en la parte interna del extradós como en la parte interna del intradós. Sus

dimensiones y configuración se presentan en la siguiente imagen.

Fig.16 Distribución del perfil

Fig.17 Modelo del tipo de viga y sus dimensiones

La longitud de los patines corresponde a la longitud de la viga en donde se ubican

éstos, los atiezadores tienen una longitud de 4.105m.

4.105

.9

20% 40% 40%

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-53

A lo largo de toda la caja de torsión se van localizando las cuadernas cuyo

espesor es de 0.001016m, distribuidas de la siguiente manera.

TABLA 32 Distribución de las cuadernas

Estación

Distancia desde

el eje del avión

(m)

0 0.29321429

1 0.58642857

2 0.87964286

3 1.17285714

4 1.46607143

5 1.75928571

6 2.0525

7 2.34571429

8 2.63892857

9 2.93214286

10 3.22535714

11 3.51857143

12 3.81178571

13 4.105

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-54

10.6.4.1 Distribución de las cuadernas en la semiala

Acuerdo con esta configuración, la caja de torsión queda como se muestra en la

imagen. El recubrimiento e la caja de torsión (piel) dividida en tableros, tendrá un

espesor de 0.000908m.

Fig.18 Caja de torsión

10.6.5 Análisis modal del ala

Con el fin de determinar el comportamiento del ala de la aeronave, se realiza el

análisis de los 5 primeros modos de vibración y de esta forma se especula cómo

se comporta esta forma geométrica.

Para el análisis modal del ala, se utilizó el software ANSYS 12.0 y a continuación

se muestran los resultados correspondientes a los modos de vibración, éstos

obtenidos del software

TABLA 33 Resultados de los modos de vibración (ANSYS)

***** INDEX OF DATA SETS ON RESULTS FILE *****

SET TIME/FREQ

(Hz) LOAD STEP

SUBSTEP CUMULATIVE

1 fig. 19 56.901 1 1 1

2 fig. 20 256.46 1 2 2

3 fig. 21 345.95 1 3 3

4 fig. 22 494.30 1 4 4

5 fig. 23 930.49 1 5 5

0.3

06

0.3

76

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-55

Fig.19 Primer modo de vibración

Fig.20 Segundo modo de vibración

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-56

Fig. 21 Tercer modo de vibración

Fig. 22 Cuarto modo de vibración

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-57

Fig. 23 Quinto modo de vibración

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-58

10.6.6 Peso estructural del ala

10.6.6.1 Materiales para la construcción del ala

El aeronave en cuestión, como ya se ha mencionado con anterioridad, es un

aeronave de tipo fumigador, propulsado por un motor de seis cilindros, opuesto,

con una configuración alar baja, la cual utiliza un perfil GAW-2,este a su vez está

fabricado básicamente en Aluminio tipo 2024-T3 en su estructura, y por su parte,

la piel, será en tela, éste contará con un contrachapado en el borde de ataque,

fabricado en el mismo material que los perfiles, pero adicionando hule espuma y

fibra de vidrio, para dar una mayor resistencia al borde de ataque.

Aluminio 2024-T3

Este es un tipo de Aluminio aleado, y tratado térmicamente, trabajado en frío y

envejecido en forma natural.

Composición:

-Cobre (Cu) 3.8-4.9

-Magnesio (Mg) 1.2 -1.8

-Manganeso (Mn) 0.3-0.9

-Otros (Ti + Zr) 0.20

Propiedades características:

Tensión:

Resistencia máxima de tensión

Punto de cedencia a la tensión

Módulo de elasticidad lineal

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-59

Corte:

Resistencia máxima de corte

Punto de cedencia al corte

Módulo de elasticidad al corte

Compresión:

Resistencia máxima a la compresión:

Punto de cedencia a la compresión

Peso específico:

Hule espuma

Este tipo de material, es muy resistente al impacto térmico, cuando es sometido a

la acción directa de una llama, esto es debido a que la superficie se descompone

ligeramente; tiene buenas propiedades mecánicas, debido a que tiene excelente

resistencia a compresión en altas temperaturas.

Peso específico:

Resistencia térmica

-35 a 180 °C

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-60

Fibra de vidrio

Este material es muy útil para su utilización en estas condiciones, ya que permite

hacer frente a los agentes atmosféricos, no permitiendo la corrosión además de

su gran resistencia a los agentes químicos de uso común en la industria agrícola

y a los posibles hongos derivados del uso y contacto cotidiano con material

contaminado; los plásticos reforzados, como también se les conoce, tienen una

elevada relación resistencia contra peso.

Gracias a su excelente maleabilidad, pueden fabricarse formas de gran

complejidad geométrica, con gran facilidad y bajo precio. Son extremadamente

elásticos y no generan abolladuras como es el caso de los metales.

Peso específico:

Tela (Poliéster)

La tela es un material muy flexible y maleable, con el cual se recubre toda el ala

de la aeronave, ésta hace la función de piel, gracias a su flexibilidad y fácil

manejo, es que se utiliza para cubrir todas las superficies que lo requieran.

Peso específico 1.38

Resistencia específica Seco 6.3-9

Húmedo 6.3-9

Temperatura de operación constante °C 130

Temperatura de pico con tiempo no superior a dos horas °C 180

Recuperación elástica (%) 97

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-61

10.6.6.2 Peso del alma de la viga

Teniendo el peso específico del material empleado, para determinar el peso de las

partes que componen el ala, es necesario definir el volumen de cada pieza y

directamente multiplicarlo por el peso específico del Aluminio, espuma, tela o

fibra, según sea el caso correspondiente.

Como se puede observar, el dimensionamiento de las vigas se ha asignado una

configuración en forma rectangular cuyo espesor es constante. Por tanto:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-62

10.6.6.3 Peso de los patines y atizadores

Dentro de las dimensiones de los patines y atiezadores, se encuentra su área

transversal en . En el diseño de la caja de torsión esta área será constante a lo

largo de toda el ala, por lo que sólo dependerá de su longitud.

Los patines de las vigas, tienen una longitud de 4.1m, los atiezadores por su parte,

tienen una longitud de 4m, por lo tanto los pesos de los patines y atiezadores, se

obtendrán de la siguiente manera.

Patines:

Atiezadores:

Debido a que se tiene la cantidad de cuatro patines delanteros y cuatro patines

traseros, se tendrá un peso total de patines de:

Para los atiezadores, se tiene que, hay dos atiezadores delanteros y dos traseros,

por tanto, resulta una masa total de atiezadores, de:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-63

10.6.6.4 Peso de las cuadernas

Como ya se calculó anteriormente, la semiala consta de 14 cuadernas, tomando la

longitud de ésta, para así obtener el volumen y posteriormente, su peso, que

multiplicado por el número de cuadernas, conforma el peso total de las cuadernas.

Las cuadernas abarcan desde la viga delantera, hasta el borde de salida.

Longitud de la cuerda=1.6m

10.6.6.4.1 DISTRIBUCIÓN DE LA CUADERNA

De las medidas tomadas con anterioridad (fig. 18 caja de torsión), se observa que

a y b guardan una cierta relación en porcentaje a la cuerda de la raíz, esto es:

Cuadernas

Caja de torsión:

(

)

(

)

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-64

Se tiene que:

Borde de salida

Se tiene que:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-65

10.6.6.5 Peso del borde de ataque del ala

Considerando que la composición del borde de ataque es de fibra de vidrio con un

núcleo de hule espuma; para el cálculo del peso de los elementos que constituyen

el borde de ataque, se realizan análisis a cada componente, esto de la siguiente

forma:

Cálculo del peso del núcleo del borde de ataque de la semiala

Para conocer el área total en la raíz del borde de ataque, se analizará como la

suma de las áreas A1 y A2, que constituyen un cuarto de elipse, cada una

formada por un radio común (b) y dos diferentes(a,c), por lo tanto, se tiene lo

siguiente:

Condiciones:

Para el cálculo del volumen del núcleo, se concluye que se tiene un cono trunco

como borde de ataque, por tanto se obtiene lo siguiente:

( √ )

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-66

Para la determinación del peso, se requiere de lo siguiente:

10.6.6.6 Peso de la piel

Para el análisis y el cálculo del peso de la piel de la semiala, se realizan las

siguientes consideraciones, partiendo de acuerdo a:

Pero como se tiene piel tanto en intradós, como en extradós, es necesario

calcular el área total que abarca la piel de la semiala, por tanto

Conociendo el valor el espesor de la piel , se puede calcular el

valor del volumen total de la misma, éste es:

( )

Para el cálculo de la masa total de la piel de la semiala, se tiene lo siguiente:

DISEÑO ESTRUCTURAL

X-67

10.6.6.7 Peso total del ala

Una vez calculados los pesos de todos los elementos que conforman la semiala,

sólo resta sumar todos y cada uno de los valores obtenidos con anterioridad, para

conocer los datos requeridos, por tanto, se tiene lo siguiente:

Sin embargo, para este peso es necesario agregar un 15% el cual proporciona

una aproximación del peso de todos los accesorios, cables, actuadores,

remaches, etc.; que se encuentren dentro del ala.

CONCLUSIONES

XI-1

Del desarrollo de este proyecto se concluye que el proceso de diseño de un avión

es complejo, ya que surgen cambios a lo largo de toda la etapa del proyecto de

conceptualización. Para este aeromodelo, el cambiar un perfil alar o la

envergadura repercute en todo el diseño aerodinámico y estructural.

Las complicaciones que se fueron presentando durante el proceso de diseño se

resolvieron de manera adecuada, tomando en cuenta la bibliografía disponible.

Cabe resaltar que iniciar un diseño desde cero es muy complicado por lo que se

recomienda investigar de manera profunda los diseños similares para partir con

bases sólidas.

Con los resultados aerodinámicos obtenidos se sabe que tan estable es el diseño,

permite la ubicación del tren de aterrizaje y si se requieren de contrapeso para

equilibrar el modelo. Para este caso se recomienda modelar el avión en un

software de CAD para calcular el centro de gravedad y realizar un estudio de

estabilidad estática longitudinal para averiguar si la propuesta de diseño es

eficiente o no, para esto último caso realizar los cambios convenientes.

Gracias a el análisis del aeronave, se pudo concluir que para obtener un resultado

orientado a lo real, no basta con simulaciones o análisis numéricos, sino que es

necesario llevar a cabo pruebas empíricas, así como de la misma manera, saber y

poder controlar o regular la mayor cantidad de actuaciones de la aeronave y sus

posibles alteraciones en la realidad.

Durante el desarrollo de los temas del presente proyecto, fue necesario consultar

diferentes bibliografías, con el fin de obtener datos certeros para la obtención de

los datos requeridos en los diversos análisis.

BIBLIOGRAFIA

vii

BIBLIOGRAFÍAS

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