DISEÑO PRELIMINAR DE UNA AERONAVE EXPERIMENTAL PARA GRAN ALTURA
MARIO ALBERTO MÉNDEZ RODRÍGUEZ
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA
PROGRAMA AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C.
2009
DISEÑO PRELIMINAR DE UNA AERONAVE EXPERIMENTAL PARA GRAN ALTURA
MARIO ALBERTO MÉNDEZ RODRÍGUEZ
Trabajo de grado como requisito para optar al título de Ingeniero Aeronáutico
JAIME ALBERTO ESCOBAR Ingeniero Aeronáutico
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA
PROGRAMA AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C.
2009
PÁGINA DE ACEPTACIÓN
_________________________
Firma del presidente del jurado
_________________________
Firma del jurado
_________________________
Firma del jurado
Bogotá, 1º de junio de 2009
Gracias a mi familia por su comprensión y apoyo que me brindaron a lo largo del desarrollo de este trabajo, que para mí fue un poco difícil y que sin la ayuda de ellos no hubiese podido llevarlo acabo.
De igual forma agradezco también a la Universidad y a los docentes por la colaboración y guía que recibí de ellos en el proceso de ejecución del proyecto.
CONTENIDO
Pág.
INTRODUCCIÓN 1
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 2
1.1 ANTECEDENTES 2
1.2 FORMULACIÓN Y DESCRIPCIÓN DEL PROBLEMA 2
1.3 JUSTIFICACIÓN 3
1.4 OBJETIVOS 3
1.4.1 Objetivos generales 3
1.4.2 Objetivos específicos 4
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 4
2. MARCO REFERENCIAL 5
2.1 MARCO LEGAL 5
2.2 MARCO CONCEPTUAL 5
3. METODOLOGÍA 6
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 6
3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN, SUB-LÍNEA Y CAMPO TEMÁTICO DEL
PROGRAMA 7
3.3 HIPÓTESIS 7
4. DESARROLLO INGENIERIL 8
4.1 BASE DE DATOS DE AERONAVES SIMILARES 8
4.2 ESTIMACIÓN DE PESOS 9
4.2.1 Peso de despegue 9
4.2.2 Peso vacio 9
4.2.3 Peso de combustible 10
4.3. RELACIÓN EMPUJE PESO Y CARGA ALAR 12
4.3.1 Relación empuje peso 13
4.3.2 Carga alar 13
4.3.3 Condiciones de vuelo 13
4.4. DIMENSIONAMIENTO Y CONFIGURACIÓN INICIAL 22
4.4.1 Geometría del ala 22
4.4.2 Arreglo y geometría del empenaje 24
4.4.3. Geometría del fuselaje 26
4.4.4 Dimensionamiento de las superficies de control 28
4.4.5 Consideraciones estructurales 30
4.4.6 Configuración de la aeronave 33
4.4.7 Estación de la tripulación 34
4.5. SELECCIÓN DE LA PLANTA MOTRIZ 35
4.5.1 Entrada de aire 38
4.5.2 Dimensionamiento de la entrada de aire 38
4.6. SISTEMA DE COMBUSTIBLE 40
4.7. TREN DE ATERRIZAJE 41
4.7.1 Dimensionamiento del tren de aterrizaje 41
4.7.2 Amortiguador 44
4.8. CARACTERÍSTICAS AERODINÁMICAS 45
4.8.1 Selección del perfil aerodinámico 45
4.8.2 Sustentación máxima 47
4.8.2.1 Sustentación del ala 47
4.8.2.2 Sustentación del estabilizador horizontal 50
4.8.2.3 Sustentación del estabilizador vertical 51
4.8.3 Dispositivos de alta sustentación 52
4.8.3 Resistencia 55
4.8.3.1 Coeficiente de resistencia de fricción en la pared 56
4.8.3.2 Factor de interferencia 57
4.8.3.3 Resistencia miscelánea 58
4.8.3.4 Resistencia por protuberancias 59
4.8.4 Resistencia parásita 59
4.8.5 Velocidad máxima 63
4.9 SISTEMA DE PROPULSIÓN 64
4.9.1 Empuje instalado 64
4.9.1.1 Requerimientos de extracción de potencia 65
4.9.1.2 Cálculo del empuje instalado 66
4.10 CÁLCULO DEL PESO DE LOS COMPONENTES 67
4.10.1 Diagrama V-n 67
4.10.2 Cálculo del peso de la estructura 72
4.10.3 Cálculo del peso del motor 76
4.10.4 Cálculo del peso del equipo fijo 78
4.10.5 Peso total 82
4.10.6 Cálculo del centro de gravedad 83
4.11 ESTABILIDAD Y CONTROL 85
4.11.1 Estabilidad longitudinal 85
4.11.2 Efecto del motor en la estabilidad longitudinal 94
4.11.3 Efecto del suelo en la estabilidad longitudinal 98
4.11.4 Estabilidad con respecto a la velocidad 98 4.11.5 Estabilidad y control lateral direccional 99
4.11.6 Análisis del balance lateral 99
4.11.7 Efectos del motor en la estabilidad lateral 106
4.12 EVALUACIÓN FINANCIERA 106
4.12.1 Flujos de fondo 107
4.12.2 Costo de oportunidad 107
4.12.3 Etapa de producción en serie 107
4.12.4 Presupuesto de ventas 111
4.12.4.1Precio de venta por unidad 111
4.12.4.2 Programación de ventas 112
4.12.4.3 Crecimientos en ventas 116
5. CONCLUSIONES 120
6. BIBLIOGRAFÍA 121
LISTA DE SÍMBOLOS
SÍMBOLO DEFINICIÓN
Aspect ratio
Área de la entrada de aire
Envergadura
Ancho de la llanta
Cuerda aerodinámica del ala
Cuerda media geométrica del ala Rata del Gradiente de ascenso
Coeficiente de fricción equivalente de la pared
Coeficiente de volumen del estabilizador horizontal
Coeficiente de volumen del estabilizador vertical Coeficiente de resistencia
Coeficiente de resistencia cuando la sustentación es cero Coeficiente de sustentación
Coeficiente de sustentación cuando el ángulo de ataque es cero Pendiente del coeficiente de sustentación con respecto a ángulo
de ataque
Coeficiente de sustentación máxima Coeficiente de momento de banqueo
Coeficiente de momento de banqueo debido a un viento lateral Coeficiente de momento longitudinal
Coeficiente de momento longitudinal cuando la sustentación es cero
Pendiente del coeficiente de momento con respecto al ángulo de ataque
Coeficiente de momento de guiñada
Coeficiente de momento de guiñada debido a un viento lateral
Diámetro del fuselaje
, Diámetro exterior de la llanta
Factor deficiencia de Oswald
Autonomía
Aceleración de la gravedad
Peso de vuelo de diseño
Altitud
! Posición del centro de gravedad sobre el suelo
Altura del fuselaje
" Ángulo de combadura del fuselaje
" Ángulo de incidencia del estabilizador horizontal
"# Ángulo de incidencia del ala
$ Factores de corrección
$! Factor de alivio de ráfaga
%/ Relación sustentación resistencia ' Longitud del fuselaje
'( Distancia desde ¼ la cuerda del ala hasta ¼ la cuerda del estabilizador horizontal
' Distancia desde el centro de gravedad hasta el tren de aterrizaje principal
' Distancia desde el centro de gravedad hasta el tren de nariz
') Longitud de la cabina de pasajeros
'* Distancia desde ¼ la cuerda del ala hasta ¼ la cuerda del estabilizador vertical
+ Número de Mach
+ Fracción de combustible de la misión +,-. Fracción de combustible de reserva
+ / Fracción de combustible y aceite atrapado + Número de Mach máximo a nivel del mar
0 Factor de carga
0. Número de montantes del tren de aterrizaje
0 Número de llantas
1- Número de motores
2 Potencia
2- Extracción de potencia eléctrica 2-, Extracción de potencia
2- ( Extracción de potencia mecánica 2)-3 Extracción de potencia neumática 2* Potencia disponible
24 Presión de la cabina
2 Carga estática en el tren de aterrizaje principal 2 Carga estática en el tren de nariz
25/2 Recuperación de presión de la entrada de aire 26 Presión estática máxima en la entrada del compresor
78 Presión dinámica
7 Presión dinámica de picada 9 Factor de interferencia
Rango
/ Rata de ascenso
- Número de Reynolds
: Superficie del ala :- Superficie del elevador
: . Superficie proyectada lateral del fuselaje : !. Área de la cubierta del fuselaje
:( Superficie del estabilizador horizontal : Distancia de aterrizaje
:, Superficie del timón de dirección :* Superficie del estabilizador vertical
;/ Relación de espesor/ Tiempo de ascenso
;r Espesor de la raíz
<=2 Parámetro de despegue
<:> Consumo específico de combustible
</ Relación empuje peso
<* Empuje disponible
<,-?@ Empuje requerido
<. Empuje desinstalado
A@- Velocidad de ráfaga derivada
B Velocidad
B Volumen de combustible
B) Volumen de la cabina de pasajeros
BC Velocidad de aproximación / Velocidad de maniobra BD Velocidad de la línea de ráfaga B
B4 Velocidad de crucero B Velocidad de picada
B Volumen del estabilizador horizontal BE Velocidad de pérdida
BE Velocidad de pérdida en el aterrizaje B Volumen del estabilizador vertical BFG Volumen de combustible en el ala H Ancho del fuselaje
Peso
/: Carga alar
,-# Peso de la tripulación
Peso del equipo fijo
)#, Peso del motor
.,3 Peso de la estructura
/ Peso del combustible y aceite atrapado
I Peso vacío
G Peso del combustible
JI Peso de operación en vacío
K Peso de la carga paga
J Peso de despegue
L Posición del centro aerodinámico L ! Posición del centro de gravedad
L ) Posición del centro de presión debido a los flaps LMK Posición del punto neutro
N( Distancia desde la raíz del estabilizador vertical hasta estabilizador horizontal
N Distancia desde el centro de gravedad hasta la línea central del motor
N# Distancia desde el ala hasta la línea central del fuselaje
SÍMBOLOS GRIEGOS
Símbolo Definición
O Ángulo de ataque
P Ángulo del viento lateral
Q Deflexión de la superficie de control.
Q Deflexión del alerón Q- Deflexión del elevador
Q, Deflexión del timón de dirección
R Ángulo de la estela del flujo detrás del ala
S( Relación de presión dinámica en estabilizador horizontal y el ala
S* Relación de presión dinámica en estabilizador vertical y el ala T Ángulo del cono de cola
U Taper Ratio
V Pi
W Densidad
X Efectividad de la superficie de control
Y Rata de giro
Γ Ángulo diedro
Λ Ángulo de flechamiento
INTRODUCCIÓN
A lo largo de los años el hombre ha logrado grandes avances tecnológicos en muchos campos entre los que se encuentra la aviación. Tales avances se pueden ver reflejados en nuevos inventos de acuerdo con las necesidades comunes y la inquietud que lo llevan a diseñar artefactos que antes eran irrealizables.
Para conocer un poco acerca de la aviación y la construcción de las primeras aeronaves se ha de comenzar por los primeros artefactos creados por Leonardo Da Vinci, desde hace cientos de años, que se basaban en el vuelo de las aves y que eran conocidos como ornitópteros. Después, en el sigo IXX, fue descubierto en Inglaterra la aeronave que conocemos hoy en día, separando el concepto de la propulsión y la sustentación, por medio del perfil aerodinámico. Después de esto transcurrió un periodo de varios años hasta que se volvieran a diseñar y volar aeronaves. Solo Stringfellow construyó un artefacto propulsado con motores a vapor en 1.868 pero nunca voló.
Luego la aviación tuvo el primer vuelo sostenido y controlado que se haya registrado, con los hermanos Wright, el 17 de diciembre de 1.903 volando por un tiempo de 12 segundos y recorriendo 120 ft.
Después de estos avances y la rápida expansión en diferentes países se conformaron asociaciones que regulaban estas actividades, haciendo que la aviación fuera más organizada a nivel internacional. En 1.906 se crea la Federación Aeronáutica Internacional.
Pronto estos avances en la aviación sirvieron para que otros hombres en diferentes partes del mundo desarrollaran modelos que llegaron a imponer nuevas marcas en altitud, distancia y velocidad como el piloto Santos-Dumont en Brasil y el francés H. Farman.
Desde ese momento hasta hoy se han logrado construir aeronaves de todas las clases, dentro de éstas las experimentales. Las aeronaves experimentales se han construido durante varios años en diferentes partes del mundo, principalmente en Estados Unidos y Europa donde los diseñadores cuentan con mayores recursos y preparación para producir estos artefactos más pesados que el aire y los cuales tienen materiales livianos.
Por medio de este proyecto se trata de satisfacer ese deseo del hombre de volar, valiéndose de una aeronave no antes diseñada que tenga la capacidad para volar a techos de altitud muy altos, con respecto a aeronaves de este tipo, y estableciendo unos límites no alcanzados. El propósito de esta aeronave es el de utilizarse experimentalmente, construida con materiales compuestos de bajo peso, cumpliendo con parámetros de seguridad y regulaciones establecidas para este tipo de aeronaves.
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 ANTECEDENTES
Las actividades aéreas con aeronaves de todo tipo comenzaron ya hace bastante tiempo en Estados Unidos y otros países del mundo. Estos proyectos son desarrollados por diseñadores y algunos llegan a construirse por medio de compañías o fábricas de aeronaves. Sin embargo no todas las aeronaves experimentales son construidas con las mismas características técnicas. Actualmente, en el mundo, hay pocas aeronaves que vuelan a altitudes superiores a 50.000ft. Una de estas aeronaves es el U-2, que fue desarrollada en 1950 por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, para el reconocimiento de la tecnología de otros países. Se pensaba que un avión que volase a más de 60.000ft no sólo estaría fuera del alcance de los misiles y cazas soviéticos, sino que también fuera del alcance de los radares.
El alargamiento alar del U-2 le confería algunas características de los planeadores, con una relación sustentación-resistencia estimada de 20:1. Para mantener su techo de servicio de 70000ft, los modelos U-2A y U-2C debían volar a una velocidad cercana a la máxima.
Otra aeronave con características similares es el SR-2Blackbird. También fue desarrollado por la USAF para misiones de espionaje. Aunque los vuelos sobre la URSS fueron prohibidos teóricamente a raíz de la decisión tomada en 1960 por el Presidente Eisenhower tras el derribo de un U-2, el desarrollo del trío de aviones Lockheed capaces de volar a Mach 3 (A-12, F-12 y SR-71) estaba ya en marcha para esa época, justamente para reemplazar al U-2.
1.2 FORMULACIÓN Y DESCRIPCIÓN DEL PROBLEMA
¿Qué características técnicas y funcionales debe tener una aeronave experimental?
Las aeronaves experimentales pertenecen a una categoría de aeronaves, las cuales tienen unas características que las diferencian de las demás categorías. Una aeronave de categoría experimental debe cumplir con algunos requerimientos para que pueda ser operada. Esta categoría de aeronave debe primero ser probada por un período de tiempo y bajo ciertas condiciones de vuelo para ser certificada, lo que hace que esta aeronave no pueda transportar pasajeros hasta que reciba su certificado.
En Colombia, a parte del Gavilán no se ha diseñado ni construido una aeronave para propósitos de transporte experimental que pueda volar a una altura de hasta 50.000 píes,
porque no se tienen los recursos económicos y tecnológicos para desarrollar este tipo de proyecto; por lo, tanto sería viable diseñar de manera preliminar una aeronave con éstas características y posteriormente llegar a construirla con ayuda de recursos financieros.
1.3. JUSTIFICACION
Actualmente la aviación ha tenido grandes avances importantes y estos están relacionados con la labor que ejerce el ingeniero aeronáutico ya que gracias a él y a la búsqueda de soluciones se ha podido lograr lo que hace unos años era imposible. Desde siempre el hombre estuvo interesado por volar y esto lo llevó a realizar cada vez intentos hasta llegar a los avances que hoy en día tenemos.
A nivel nacional se han creado nuevas reglamentaciones que regulan la prestación de estas actividades dentro del territorio Colombiano y se han fijado espacios deportivos que permiten ejercer sus funciones.
Hasta el momento en Colombia no se ha desarrollado ni construido este tipo de aeronave que debido a su bajo peso y autonomía pueden aportar un gran avance tecnológico a la aviación experimental y a los materiales compuestos.
Además en el país la inexistencia de una aeronave que pueda llegar a esa altura es una carencia que nunca antes se ha considerado y que contribuirá al avance del campo, así como a entrar a mercados internacionales. Este tipo de aeronave abriría una nueva etapa de aviación experimental, porque no se ha llevado a cabo un proyecto que tenga estos fines.
Este proyecto no busca obtener recursos o beneficios lucrativos con su ejecución y solo si se llegase a construir sería para utilización exclusiva de los interesados en esta actividad deportiva.
1.4. OBJETIVOS 1.4.1. Objetivo general
Diseñar de manera preliminar una aeronave experimental que alcance altitudes de 50.000ft. para propósitos experimentales y de recreación que cumpla con las normas establecidas.
1.4.2 Objeticos específicos
Establecer una base de datos con todas las aeronaves de este tipo para definir un base- line del diseño preliminar.
Establecer los puntos de la regulación que aplican directamente a este tipo de aeronaves para uso experimental.
Desarrollar el diseño preliminar y cálculo de las dimensiones que tendrá la aeronave de acuerdo con parámetros de una misión establecida.
Diseñar el ala de manera preliminar, garantizando máxima efectividad aerodinámica para augurar máxima autonomía a la altura deseada.
Analizar el comportamiento de estabilidad y control de la aeronave en un vuelo típico desde el nivel del mar hasta alcanzar 50.000 ft. de altura.
Realizar un estudio de viabilidad sobre la utilización de múltiples motores y sus tipos: a pistón, reacción, eléctricos.
Calcular los costos de producción, operación y venta de la aeronave como si se produjera en Colombia con materiales colombianos.
1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
Con este proyecto se logrará brindar un servicio de recreación para la comunidad más eficiente, más económico y más seguro, que pueda satisfacer las necesidades.
Con éste proyecto se busca crear un producto tecnológico que en Colombia no se ha desarrollado y que por su importancia puede llegar a contribuir con el progreso del país.
Así mismo por ser un proyecto nuevo éste se desarrollará hasta una fase de diseño preliminar, y de ésta forma se determinará si es viable o no. En caso de que se llegara a construir, los costos serían en parte financiados por el Estado.
Con este proyecto se beneficiará a toda la comunidad de estudiantes de ingeniería aeronáutica y contribuirá a motivar el gusto hacia la investigación y búsqueda de nuevos caminos para el desarrollo de la aviación en el país, ya que no se ha desarrollado anteriormente.
2. MARCO REFERENCIAL
2.2. MARCO CONCEPUAL
Para el desarrollo de este proyecto se ha utilizado un marco teórico basado en el diseño de aeronaves y características aerodinámicas. Los conceptos generales para desarrollar éste proyecto se han obtenido de las referencias bibliográficas y de la experimentación con otro tipo de aeronaves. La metodología que se va a utilizar en este proyecto consiste recoger información y datos sobre los parámetros de diseño de aeronaves similares. Con estos datos es posible establecer un punto de partida en el diseño, que luego se perfeccionará con los cálculos matemáticos y el marco conceptual.
Para el desarrollo de este proyecto se van a utilizar algunos conceptos, los cuales son importantes conocer y que se definirán a medida que se vaya adelantando el proyecto y se llegue a una determinada etapa. Tales conceptos se tenderán que agrupar y ordenar de acuerdo con la secuencia de cada etapa. Como se muestra a continuación este proyecto se divide en dos partes principales que son el diseño conceptual y el diseño preliminar.
Durante la fase de diseño conceptual se establecen las especificaciones o requerimientos para la aeronave y se obtiene la información para determinar si el proyecto es viable técnicamente y si tiene posibilidades económicas.
El diseño conceptual se compone de los siguientes elementos: determinación de los pesos vacío y despegue de la aeronave y el cálculo de las fracciones de combustible en cada fase de vuelo. Teniendo esto, por medio de fórmulas matemáticas, podemos hallar otros parámetros de la aeronave como la autonomía y el rango.
Otros parámetros importantes para el rendimiento de una aeronave son la relación empuje peso (T/W) y la carga alar (W/S). Para optimizar estos parámetros se requiere de un estudio detallado después del diseño conceptual. En el diseño conceptual, sin embargo, se requiere de una estimación de la carga alar y de la relación empuje peso.
También se determinará las dimensiones de la aeronave como longitud, ancho, envergadura y altura, se establecerán las características aerodinámicas del ala y del empenaje tales como el Aspect-Ratio, el taper-ratio, ángulo de flechamiento y ángulo diedro, así como el perfil aerodinámico.
Después del diseño conceptual, sigue la fase del diseño preliminar, en la cual se hacen cambios al diseño. Con esto se obtiene una familia de diseño con características similares para incluir nuevos requerimientos al diseño y desarrollarlo con más detalle. En esta fase también se elige el motor según lo establecido anteriormente.
El tipo de motor adecuado para esta aeronave también se va a determinar teniendo en cuenta todos los tipos que existen y de acuerdo con un análisis de rendimiento teórico y con datos de motores que ya hayan sido fabricados.
En el diseño preliminar también se lleva a cabo un análisis estructural y del sistema de control. También se realizan pruebas de túnel de viento y se determina la forma exterior del fuselaje. Durante esta fase se hacen correcciones a los errores de las fases anteriores, estas correcciones involucran a varias disciplinas, ya que éstas afectan a todo el diseño. Cuando se han hecho las correcciones se obtiene una configuración de la aeronave con más detalle y se resumen las características en una descripción técnica.
2.1. MARCO LEGAL
Para realizar este proyecto hasta su diseño preliminar y poder determinar si este es apropiado y conveniente para llevarlo a cabo hasta la fase de construcción se requiere, como se ha dicho anteriormente, considerar algunas normas y regulaciones establecidas por las autoridades competentes, tales como la Aeronáutica Civil (UEAC) y la Federal Aviation Administration (FAA), específicamente la CFR capítulo 14 parte 21 acerca del diseño y operación de aeronaves experimentales. Adicionalmente se ha considerado la parte 25 en la cual se dan las normas de diseño para aeronaves de transporte propulsadas por motores jet. Las normas de la parte 25 también aplican para aeronaves de cualquier peso.
Esta aeronave no ha sido diseñada bajo las regulaciones de la parte 23, porque estas aplican para aeronaves propulsadas por motores a pistón o turbohélice.
Además de esto se utilizarán fuentes de información acerca del tema como bibliografía especializada y recursos tecnológicos, para obtener resultados confiables que sirvan para validar los cálculos realizados.
3. METODOLOGÍA
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
El enfoque de la investigación de este proyecto es empírico-analítico, ya que a partir de los datos teóricos conceptuales se busca llegar a comprobar que estos datos son confiables y permiten explicar de una manera más clara los fenómenos que se presentan en la naturaleza.
3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN, SUB-LÍNEA Y CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA Este proyecto corresponde al tema de diseño y construcción de aeronaves que puede ser definido en su campo temático.
Según los criterios establecidos por la facultad para los proyectos de investigación, este proyecto pertenece a la sub-línea de instrumentación y control de procesos y a la línea temática de tecnologías actuales y sociedad, debido a que en él se estudia los parámetros del diseño y cálculos matemáticos para lograr un desarrollo en el campo de la aviación en nuestro país.
3.3. HIPÓTESIS
Con este proyecto se va a comprobar que la construcción y desarrollo de una aeronave experimental para gran altura, puede ser viable desde el punto de vista de la ingeniería y normativo ya que en Colombia se tiene la infraestructura necesaria para posicionarse como uno de los pioneros de las actividades de aviación civil y deportiva en Latinoamérica. Además este proyecto, puede competir con aeronaves de este tipo que se hayan desarrollado en otros países industrializados y por medio de un análisis financiero se comprobará sus beneficios económicos.
Este proyecto se va a desarrollar hasta la fase de diseño preliminar y para su certificación se requiere de un proceso de pruebas. Por lo tanto esto reduce considerablemente los costos. Para llegar a producir la aeronave en serie se deberá cumplir con los requerimientos de certificación.
Otro de los objetivos que tiene ese proyecto es generar elementos que permitan garantizar el desarrollo tecnológico de esta actividad cumpliendo con los estándares para esta categoría de aeronave y ser una de las primeras diseñadas totalmente en Colombia.
Se recogerá información sobre este tipo de aeronaves para poder determinar su viabilidad; así como considerar su comportamiento en vuelo.
3.4 VARIABLES
3.4.1 Variables dependientes
Las variables dependientes para este proyecto, pueden ser la configuración de la aeronave, ya que el diseño de la aeronave está determinado por los requerimientos de ascenso y altura de vuelo, los cuales les da ciertas características a la aeronave como son: la envergadura, la carga alar, la superficie del ala, las dimensiones del estabilizador horizontal y el estabilizador vertical; también según el número de pasajeros de la aeronave se podrá determinar las dimensiones del fuselaje.
Otra variable dependiente es el sistema de propulsión que se utilizará en la aeronave para alcanzar la altura de 50.000 pies, ya que se debe tener en cuenta la rata de ascenso y el techo máximo de operación. El sistema de propulsión de esta aeronave se va a escoger de acuerdo a las características en ascenso, es decir, el sistema que genere la máxima rata de ascenso.
Los sistemas de control y sistemas de indicación de la aeronave son otra variable dependiente, porque estos influyen en los costos de producción de la aeronave, es decir que si se utiliza un sistema complejo, como por ejemplo un sistema de control hidráulico, los costos de producción se van a incrementar. Los sistemas de control y de indicación de esta aeronave dependen de los sistemas utilizados en aeronaves similares, así como de los requerimientos de los clientes potenciales.
3.4.2 Variables independientes
Una variable independiente de este proyecto son las regulaciones del diseño que aplican a aeronaves experimentales, más específicamente las regulaciones CFR 14 Parte 21 y RAC Parte 21 del reglamento aeronáutico colombiano. Esta aeronave se va a diseñar bajo estas regulaciones sin importar el número de pasajeros o la altura de vuelo.
Para volar a una altura de 50.000 pies esta aeronave debe ser diseñada con un ala que produzca alta sustentación y poca resistencia, lo que genera un valor alto de sustentación-resistencia. Estas características se logran con un ala que tenga una alto aspect ratio y un alto coeficiente de sustentación.
4. DESARROLLO DE INGENIERÍA
4.1 BASE DE DATOS DE AERONAVES SIMILARES
En el diseño conceptual de esta aeronave es importante establecer una base de datos con información acerca de algunos parámetros geométricos y de desempeño de aeronaves que tengan una misión similar a esta. Dentro de estos parámetros se encuentran peso de despegue, peso vacio, distancia de despegue y aterrizaje, velocidad de crucero, área alar, envergadura, entre otros. Durante el diseño de esta aeronave se van a considerar estos parámetros para que cumpla con los requerimientos. En el diseño de esta aeronave se han considerado otras aeronaves como se muestra en la tabla No. 1.
Tabla No. 1 Datos de aeronaves similares
Λ5/\ U J(lbs) : (ft2) (ft)
Cessna Citation I
7.8 0 0.39 11850 260 43.9 0.73 0.081
Gates Learjet 24
5 13 0.5 13500 232 35.6 0.67 0.077
Aerospatiale Sn-601
237 42.2 0.74 0.071
MS-760 Paris
7650 194 33.25
Gates Learjet 25
5 13 0.5 15000 253 38.1 0.65 0.066
Cessna Citation II
8.3 2 0.32 13300 323 51.7 0.64 0.062
Debido a la misión de esta aeronave fue difícil encontrar información, pues hay pocas aeronaves experimentales que vuelan a 50000 ft. de altitud. Sin embargo con los datos obtenidos en la tabla No. 1 de aeronaves tipo jet para pasajeros, es posible diseñar de manera preliminar esta aeronave.
MISIÓN
Carga: 5 pasajero de 175 lbs
Rango: 250 mi est. Reserva de combustible.
Altitud: 50.000 ft
Vel. de crucero: Mach 0.6
Aterrizaje: carrera 4000 ft. a nivel del mar.
Presurización: Si
4.2 ESTIMACIÓN DE PESOS
En esta sección se presenta un método para calcular el peso de despegue WTO, el peso vacío WE, el peso de combustible WF y el peso de la carga WPL para esta aeronave.
Para calcular el peso de despegue de esta aeronave se utiliza el método de las fracciones de combustible desarrollado por Roskam.
4.2.1 Peso de despegue. El peso de despegue se puede calcular con la siguiente ecuación.1
] JI^ G^ K (1)
En esta ecuación WOE es el peso de operación en vacío.
JI] I ^ /^ ,-# (2)
En esta ecuación Wtfo, es el peso del combustible y aceite atrapado y Wcrew es el peso de la tripulación.
4.2.2 Peso vacío. El peso vacío de la aeronave se puede calcular con la siguiente ecuación.2 Para calcular el peso vacío se debe determinar un peso de despegue estimado.
___________
1 ROSKAM, Jan. Airplane Design Vol. I. Third Edition. Design Analysis and Research Corporation, 2003. p.5.
2 Ibid. p.7.
I-] JI-_ /_ ,-# (3)
En esta ecuación el peso de operación en vacío está definido por la ecuación No. 4.
JI-] J!3-.._ G_ K (4)
El peso de despegue normalmente se establece por medio de una comparación con aeronaves que tengan una misión similar a ésta. Ya que ésta es una aeronave experimental de gran altura y no existe otra con estas características, por lo tanto se determinará un peso tentativo.
El peso de la carga se estableció en las especificaciones de la misión como cinco pasajeros. El peso de cada pasajero es de 175 lbs, lo mismo que para la tripulación. El peso del combustible y aceite atrapado se considera como 1% del peso de despegue. El peso de combustible de reserva es de 30%.
4.2.3 Peso de combustible. El peso de combustible se determina con la fracción de combustible que es la relación entre el peso final y el peso de despegue. La fracción de combustible de la misión se puede calcular con la siguiente ecuación.3 Esto no se puede asumir si la misión incluye un peso que cae.
+ ] ∏ aFFb
bcde
5 (5)
A continuación se presenta un método para calcular las fracciones de combustible para las distintas fases de vuelo.
Arranque, taxeo y despegue. La facción de combustible para esta fase de vuelo se determina de datos históricos de otras aeronaves. Un valor apropiado para esta fracción de combustible es W1/W0=0.98
Ascenso y aceleración. La fracción de combustible para ascenso y aceleración a la altitud de vuelo y el número de Mach es igual a:4
____________
3 Ibid. p. 16 4 Ibid. p.13.
] f5
gh
ae ln aFFk
de (6)
La relación L/D para esta fase de vuelo se puede considerar como 10 y el consumo específico de combustible 0.8 lbs/lbs/h para motores turbofan. Ecl es la autonomía en esta fase de vuelo en fracciones de hora, que en esta etapa del diseño se puede asumir como 0.33 o 20 min.
6
5] 0.9769
Crucero. La fracción de combustible para esta fase de vuelo se calcula con la ecuación Breguet para crucero.5
Fq
Fk] Lrast4u ve (7)
La relación L/D es de 10 para esta fase de vuelo y el consumo específico de combustible es 0.8 lbs/lbs/h. El rango está en millas estatutarias.
w
6] 0.9418
Loiter. La fracción de combustible para esta fase de vuelo se calcula con la siguiente ecuación.6
F{
Fq] LrsI4au ve (8)
Donde E es la autonomía. La relación L/D es de 10 para esta fase de vuelo y el consumo específico de combustible es 0.7lbs/lbs/h. Se debe tener en cuenta las unidades.
\
w] 0.9835
____________
5 Ibid. p.15 6 Ibid. p.15.
Descenso para aterrizaje. La fracción de combustible para esta fase de vuelo se determina de datos históricos de otras aeronaves. Un valor aproximado es: W4/W5=0.99
Aterrizaje y taxeo. La fracción de combustible para esta fase de vuelo se determina de datos históricos de otras aeronaves. Un valor aproximado es: W5/W6=0.992.
La fracción de combustible para toda la misión de la aeronave es:
+ ] 0.8710
El peso de combustible de la misión se puede calcular con la siguiente ecuación.7
F~
F] 1.31 _ + (9)
G] 0.1677 J
Otra forma de calcular el peso vacío es utilizando la ecuación No. 10.8 Con esta ecuación y la ecuación No. 4 se puede calcular el peso vacío después de realizar varias iteraciones, comenzando con un valor asumido de peso de despegue WTOguess.
Si el valor no es igual al valor asumido de WE, se toma un nuevo valor de WTO entre estos dos valores. La solución converge cuando el valor de WTO es ¾ el valor de WTO asumido.
I ] "0' 5' 5 J_ 0.2678/0.9979 (10)
El peso de despegue de esta aeronave converge en WTO=5298.5 lbs.
4.3. RELACIÓN EMPUJE PESO Y CARGA ALAR.
4.3.1 Relación empuje peso. La relación empuje peso normalmente se expresa como la relación empuje peso a nivel de mar y en condiciones estáticas con el peso de despegue y la máxima potencia. Para calcular la relación empuje peso en otra condición de vuelo se debe ajustar los valores a ésta.
____________
7 Ibid. p.16.
8 Ibid. p.18.
Para calcular la relación empuje peso, se debe asumir la aeronave en diferentes condiciones de vuelo, tales como vuelo en pérdida, despegue, ascenso y aterrizaje.
Además la relación empuje peso es inversamente proporcional a la carga alar como se verá más adelante. Por lo tanto para calcular la relación empuje peso se debe estimar la carga alar.
Luego de obtener el diseño inicial se deben hacer cálculos aerodinámicos para comparar la resistencia con el empuje.
4.3.2 Carga alar. Para seleccionar la carga alar de esta aeronave también se ha considerado la carga alar de aeronaves con una misión similar. La carga alar tiene una influencia en el peso de la aeronave. Una carga alar baja, requiere de un ala más grande.
Esto significa que el peso de la aeronave se puede incrementar, por lo tanto el consumo de combustible se va a incrementar.
La carga alar y la relación empuje peso tienen que ser optimizadas después del diseño inicial. En esta sección se va a calcular la carga alar, con base en los requerimientos de diseño como la velocidad de pérdida.
4.3.3 Condiciones de vuelo
Velocidad de pérdida. La carga alar y el coeficiente de sustentación son dependientes de la velocidad de pérdida.
Las especificaciones civiles y militares establecen las velocidades de pérdida para varios tipos de aeronaves. Para aeronaves certificadas por la FAR 25, como esta, no se especifica la velocidad de pérdida. La velocidad de pérdida de esta aeronave se ha determinado como un promedio de la velocidad de aeronaves con un número similar de pasajeros y es 95 kts.
Otro factor importante en el diseño inicial es la velocidad de aproximación que es determinado como un múltiplo de la velocidad de pérdida. La velocidad de aproximación debe ser mayor que 1.3 veces la velocidad de pérdida, para aeronaves civiles.
La ecuación No. 119 muestra que en vuelo nivelado la sustentación es igual al peso. La ecuación No. 11 representa la carga alar con una determinada velocidad de pérdida y coeficiente de sustentación máxima.
F
E ]56WBE6 (11)
____________
9 Ibid. p.90.
El coeficiente de sustentación máximo depende de la geometría del ala, de la forma del perfil aerodinámico, la geometría del flap, la geometría de los slats, de la superficie del ala y de la interferencia con otras partes de la aeronave como el fuselaje y las nacelas. El estabilizador horizontal también incrementa o reduce la sustentación, dependiendo de la dirección de la fuerza.
Para esta aeronave la carga alar en la condición de pérdida con los flaps retraídos es:
: ]1
2 0.00189' /;6 152;/6 1.6 ] 34.93'/;6
Este coeficiente se sustentación se ha asumido según las características del perfil aerodinámico NACA 23015. La carga alar en la condición de pérdida con los flaps extendidos es:
: ]1
2 0.00189' /;6 f152;
h
6 1.8 ] 39.3'/;6
La carga alar para esta fase de vuelo se muestra en la figura 1.
Figura 1 Relación entre la caga alar y el empuje-peso para la velocidad de pérdida.
Distancia de despegue. La distancia de despegue está definida por varios parámetros. La distancia de rotación es la distancia recorrida por la aeronave hasta que ésta se eleva. La velocidad de elevación en el despegue es 1.1 veces la velocidad de pérdida.
La longitud de despegue balanceada es la longitud requerida para detener la aeronave en caso de la falla de un motor en una aeronave multimotor. La velocidad de decisión es la velocidad en la cual se continúa o se detiene un despegue. Si la falla se presenta antes
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
0 10 20 30 40 50
T/W
W/S
Velocidad de Pérdida
Stall Speed Clean Stall Speed
de la velocidad de decisión el despegue se detiene. Si la falla se presenta después de la velocidad de decisión el despegue continúa.
La figura 2 permite calcular la distancia de despegue con un obstáculo de 35 pies. La distancia de despegue se relaciona con el parámetro de despegue en la FAR25 TOP25, como se muestra en la siguiente ecuación.10
:JG ] 37.5 aFEe / aFe
J J] 37.5<=26 (12)
Según parámetros del diseño la distancia de despegue para esta aeronave se calculó como 4000 ft.
4000; ] 37.5 f : h / f<
hJ J
De acuerdo con esta ecuación se puede obtener una relación empuje peso para un rango de valores de carga alar y coeficiente de sustentación. Esto se representa en la figura 3.
Figura 2 Relación entre la distancia de despegue y el parámetro TOP.
Fuente: RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Second Edition.
Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992.
____________
10 Ibid. p.98.
Figura 3
Distancia de aterrizaje. La distancia de aterrizaje está definida por varios parámetros. La distancia de rodaje es la distancia recorrida desde que las ruedas de la aeronave tocan tierra hasta que la aeronave se detiene.
Los requerimientos de la FAR 25 para la distancia de aterrizaje, especifica una distancia libre de obstáculos de 50 pies, cuando el avión está con velocidad de aproximación y en la senda de planeo para aproximación y una distancia adicional de 2/3 como un margen de seguridad. Por definición la distancia libre de obstáculos está al doble de la distancia de aterrizaje.
Según parámetros del diseño la distancia de aterrizaje se determinó como 4000 pies.
La distancia total de aterrizaje se puede calcular con la siguiente ecuación.11 :@!] 0.3BC6 (13)
En esta ecuación VA es la velocidad de aproximación que es igual a:
BC] 1.3BE (14)
Para esta aeronave la velocidad de aproximación es igual a:
BC] 4000/0.35/6 ] 115.47$;.
____________
11 Ibid. p.11
0,050,10 0,150,2 0,250,3 0,350,4 0,45
0 5 10152025303540455055
T/WTO
W/S
Relación T/W y W/S para Despegue
TO, C_L_max
=1,4
TO, C_L_max
=1,8
TO, C_L_max
=2,2
La velocidad de pérdida en el aterrizaje se calcula con la ecuación No. 14.
BE] 115.47$;/1.3 ] 88.82;.
La velocidad de pérdida en el aterrizaje es menor que en vuelo nivelado, debido a que los flaps están extendidos a un mayor ángulo y además el peso de la aeronave es menor, lo que significa una velocidad menor. La carga alar en el aterrizaje se calcula con la ecuación No. 11.
: ]1
2 0.00189' /;6 142.11;/6 ] 19.084
De acuerdo con estos resultados se puede obtener una relación de carga alar para un rango de valores de CLmaxL. Esto se muestra en la figura 4.
Figura 4 Relación entre la carga alar y el empuje-peso para el aterrizaje.
Crucero. Para definir la carga alar se debe definir primero dos coeficientes aerodinámicos que son CDo y e. El valor de CD0 es 0.013. El factor de Oswald es una medida de la eficiencia de la sustentación y es igual a 0.8 para este tipo de aeronave.
La relación empuje peso se puede calcular con la siguiente ecuación.12 aFe
,-?@]4vF?8E^ /78:V (15)
____________
12 Ibid. p.167.
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
0 20 40 60
T/W
W/S
Aterrizaje
Land, C_L_max
=1,6
Land, C_L_max =2
Land, C_L_max
=2,4
Para obtener el máximo rango en crucero para una aeronave con motores jet, la resistencia parásita es igual a tres veces la resistencia inducida.
Cuando la aeronave está en crucero, pierde peso debido a que consume combustible. Si el peso se reduce la carga alar también se reduce. Esta reducción también hace que la presión dinámica aumente. Para reducir la presión dinámica se puede reducir la velocidad, o ascender a una mayor altitud para obtener menor densidad.
De acuerdo con la ecuación No. 15 se puede obtener un rango de valores para la relación empuje peso con un rango de valores de la carga alar, como se muestra en la figura 5.
Figura 5 Relación entre la carga alar y el empuje-peso en crucero
Viraje. Una aeronave debe ser diseñada para maniobrar a altas ratas de viraje.
Hay dos tipos de rata de viraje, el viraje sostenido y el viraje instantáneo. El viraje sostenido es el viraje donde el empuje es suficiente para mantener la altitud y la velocidad. El viraje instantáneo ocurre cuando la rata de viraje es mayor y la resistencia aumenta. La aeronave pierde altitud y velocidad.
La aceleración en un viraje está expresada por medio del factor de carga. El factor de carga está expresado en términos de la aceleración de la gravedad. En un viraje nivelado la aceleración para girar el avión es igual a la raíz cuadrada de n al cuadrado menos 1.
La rata de viraje es igual a la aceleración de viraje dividido entre la velocidad. La rata de viraje se puede expresar por medio de la ecuación No. 16.
Y ]!√ks5 (16) 0,050,10
0,150,2 0,250,3 0,350,4 0,450,5 0,550,6 0,65
0 5 10152025303540455055
T/W
W/S
Crucero
Cruise
Las especificaciones de diseño determinan una rata de viraje a una condición de vuelo.
La ecuación No.16 se puede resolver para el factor de carga a una rata de viraje determinada.
0 ] a!e6^ 1 (17)
Si el factor de carga es mayor que el factor de carga última especificado en los requerimientos de diseño, se debe volver a calcular el factor de carga.
La relación empuje peso y la carga alar para la condición de viraje se puede calcular con la ecuación No. 18.
aFe ] 4v?8
^ FE06/78V (18)
Ascenso y planeo. Una aeronave debe cumplir con los requerimientos de ascenso para ciertas condiciones como un motor inoperativo, posición del tren de aterrizaje y posición de flaps.
Los requerimientos de ascenso en el despegue se deben tener en cuenta para establecer un valor de la relación empuje-peso. Estos requerimientos son establecidos por las regulaciones FAR 2513 que aplican para aeronaves comerciales y se muestran a continuación.
FAR 25.119 (OEI)
El gradiente se ascenso en la configuración de aterrizaje no debe ser menor a 3.2 por ciento a un empuje correspondiente al empuje de despegue, el tren de aterrizaje extendido y con los flaps en la posición de aterrizaje.
FAR 25.121 (OEI)
El gradiente de ascenso con un motor inoperativo debe ser positivo para aeronaves con dos motores, mayor a 0.3 por ciento para aviones con tres motores o 0.5 por ciento para aviones con cuatro motores, en la configuración de despegue y con el tren de aterrizaje extendido. Con el empuje de despegue en los demás motores y a la velocidad VLOF. El gradiente de ascenso con un motor inoperativo no debe ser menor de 2.4 por ciento para aeronaves con dos motores, 2.7 por ciento para aeronaves con tres motores y 3 por ciento para aeronaves con cuatro motores, en la configuración de despegue con el tren de aterrizaje retraído y el empuje de despegue en los demás motores y a la velocidad V2.
____________
13 Ibid. p.140.
El gradiente de ascenso con un motor inoperativo no debe ser menor a 1.2 por ciento para aeronaves con dos motores, 1.5 por ciento para aeronaves con tres motores y 1.7 por ciento para aeronaves con cuatro motores, con los flaps retraídos, el tren de aterrizaje retraído y con el empuje máximo continuo en los demás motores y a una velocidad 1.25VS.
El gradiente de ascenso con un motor inoperativo no debe ser menor a 2.1 por ciento para aeronaves con dos motores, 2.4 por ciento para aeronaves con tres motores y 2.7 por ciento para aeronaves con cuatro motores, en la configuración de aterrizaje con el tren de aterrizaje extendido y a una velocidad 1.5 VSA.
La relación empuje peso para aeronaves con motores jet se calcula con la siguiente ecuación,14 con un motor inoperativo.
aFe ] 1/1 _ 1 s5^ (19)
La relación empuje peso con todos los motores operativos se calcula con la siguiente ecuación.15
aFe ] s5^ (20)
La relación empuje peso debe ser corregida a las condiciones de vuelo y peso en esta condición.
Los valores de CDo y e deben tener en cuenta los efectos de los flaps y del tren de aterrizaje.
Para la condición de despegue con flaps abajo el CDo se va a incrementar en 0.02 y e disminuye en un 5%. Para la condición de aterrizaje con flaps abajo el CDo se incrementa 0.07 y e disminuye en un 10%. Para una condición de tren de aterrizaje abajo el CDo se incrementa en 0.02.
El valor de la relación empuje peso se puede obtener para las diferentes condiciones que se establecen en la regulación. La relación empuje peso para esta condición de vuelo se muestra en la figura 6.
____________
14 Ibid. p.143 15 Ibid. p.14
Figura 6 Relación entre la carga alar y el empuje-peso en ascenso.
De acuerdo con los resultados anteriores la carga alar de diseño debe ser menor o igual a 34.93 lb/ft2 y la relación empuje peso debe ser mayor o igual a 0.33.
4.4. DIMENSIONAMIENTO Y CONFIGURACIÓN INICIAL
4.4.1 Geometría del ala. Para diseñar el ala de esta aeronave se ha utilizado como referencia el ala trapezoidal.
En esta sección se van a considerar los parámetros del ala. La plataforma del ala para esta aeronave se puede determinar con los datos de la carga alar obtenidos anteriormente y con los datos de aeronaves similares. La superficie del ala se calcula asumiendo el peso de despegue.
: ] 34.39'/;6 : ] 154.09 ;6
La cuerda aerodinámica media y el centro aerodinámico son utilizados para posicionar el ala. La cuerda aerodinámica también es importante para la estabilidad de la aeronave.
Aspect ratio. Para alas con taper ratio el aspect ratio está definido como la envergadura al cuadrado dividido entre el área.
Un alto aspect ratio tiene menor resistencia para una sustentación determinada que un ala con bajo aspecto ratio. Esto se debe a los efectos aerodinámicos en tres dimensiones.
0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3 0,35 0,4
0 20 40 60
T/W
W/S
Ascenso
Climb
O.E.I., Transition Climb O.E.I., Second Seg
Climb O.E.I., En- Route
Climb
O.E.I., Approach Climb
A.E.O., Landing
Por esta razón para esta aeronave se ha escogido un ala con alto aspect ratio.
Asumiendo un aspect ratio A=7.5 la envergadura es:16
] 6/: (21)
] 7.5 154.09;6
Un ala con alto aspect ratio evita que el aire se escape en los extremos del ala aumentando la diferencia de presiones entre la parte superior e inferior del perfil. El aire en los extremos del ala fluye en forma circular visto desde el frente y empuja al ala hacia abajo.
Otro aspecto que se debe considerar al elegir el aspect ratio es el cambio en el ángulo de pérdida. Un ala con un bajo aspect ratio va a entrar en pérdida a un ángulo de ataque mayor debido a la reducción del ángulo de ataque efectivo de los extremos.
Ángulo de flechamiento. Hay dos tipos de ángulos de flechamiento. El ángulo de flechamiento del borde de ataque que es utilizado en vuelo supersónico y el ángulo de flechamiento a ¼ de la cuerda que es utilizado en vuelo subsónico. El ángulo de flechamiento positivo o negativo incrementa el peso del ala comparado con un ala recta.
Sin embargo para esta aeronave se ha escogido un ángulo de flechamiento positivo ya que reduce la resistencia por compresibilidad a la velocidad de vuelo.
Ángulo de twist. Hay dos clases de ángulo de twist. El twist geométrico y el twist aerodinámico.
El ángulo de twist es usado para evitar la pérdida en el extremo del ala y para aproximar la sustentación elíptica. Sin embargo para esta aeronave se ha escogido un ángulo de twist de 0, con base a otras aeronaves similares.
___________
16 RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Second Edition. Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992. P.
Ángulo diedro. Para esta aeronave se ha escogido un ángulo diedro Г = 2º. El ángulo diedro es el ángulo entre el ala y una línea horizontal cuando es visto desde el frente. El ángulo diedro combinado con un ala baja genera un momento de roll positivo cuando el avión gira alrededor del eje longitudinal. Es decir que en un giro alrededor del eje longitudinal la aeronave tiende a retornar a su posición inicial.
El ángulo de flechamiento produce un momento de roll, debido a un viento lateral, causado por un cambio en el ángulo de flechamiento del ala izquierda y el ala derecha.
Para un ala de flechamiento hacia atrás el momento de roll es negativo y es proporcional al (sen 2Λ). Esto crea un ángulo diedro que se suma al ángulo diedro geométrico. Un ángulo de flechamiento diedro positivo.
El efecto diedro excesivo produce “dutch roll”. El dutch roll es un movimiento que involucra momento de yaw y roll y es indeseable que se presente.
Posición del ala. Para esta aeronave se ha escogido un ala baja. Las alas alta y baja requieren el uso de fuselamientos para evitar la resistencia inducida en los fuselajes circulares.
Una ventaja del ala baja es el espacio que hay para retraer el tren de aterrizaje. El tren de aterrizaje se retrae en un muñón que está unido al ala que es lo suficientemente fuerte para soportar las cargas del tren de aterrizaje.
Un ala baja requiere un espaciamiento para los motores y las hélices, esto significa que el fuselaje debe estar ubicado a una altura superior sobre el suelo. Sin embargo en esta aeronave los motores están ubicados en la parte trasera del fuselaje.
Para esta aeronave el carrythrough está ubicado en la parte inferior del fuselaje y pasa a través del fuselaje. Esto reduce la resistencia y permite que la cabina de pasajeros sea continua.
4.4.2 Arreglo y geometría del empenaje. El empenaje de la aeronave es similar a un ala pequeña. Los parámetros geométricos que aplican para el ala también aplican para el empenaje.
El empenaje genera estabilidad y control. Un estabilizador horizontal genera trim cuando balancea el momento generado por el ala. Generalmente una cola convencional tiene un ángulo de incidencia negativo para balancear ese momento. Un estabilizador vertical no requiere generar trim porque un avión es simétrico en el lado izquierdo y en el derecho.
Otra función de la cola es proveer control. La cola tiene que ser diseñada para proveer control en situaciones críticas de vuelo. Las condiciones críticas para un estabilizador horizontal incluyen despegue del tren de nariz, vuelo a baja velocidad con flaps abajo y maniobra en vuelo transónico. Las condiciones críticas para un estabilizador vertical incluyen vuelo sin un motor a bajas velocidades, rata de roll máximo, recuperación de un spin y maniobras de aterrizaje con viento cruzado.
Arreglo del empenaje. Para esta aeronave se ha escogido un tipo de empenaje cruciforme, es decir que el estabilizador horizontal está ubicado sobre el estabilizador vertical. La cola cruciforme provee la estabilidad y control sin embargo tiene mayor peso que una cola convencional. La cola cruciforme es usada para ubicar el estabilizador horizontal lejos de los motores.
El tipo de cola en V tiene la menor área mojada, también la cola en V tiene la menor resistencia inducida. Sin embargo la cola en V tiene una desventaja que es la complejidad en la actuación.
Otro factor que se debe considerar en el diseño de la cola es la localización del estabilizador horizontal con respecto al ala. La localización del estabilizador horizontal con respecto al ala influye en las características en pérdida. Si la cola entra en el flujo del ala durante una pérdida se puede perder el control de la aeronave y se puede presentar pitchup. La figura 7 muestra los límites de las localizaciones del estabilizador horizontal para evitar este problema.
Figura 7 Localización del estabilizador horizontal con respecto a ala.
Fuente: RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Second Edition.
Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992.
Geometría del empenaje. El área requerida para el empenaje de esta aeronave es proporcional al área del ala. El área del ala se determinó anteriormente. El método para determinar el área de la cola es el coeficiente de volumen y .
Las siguientes ecuaciones17 definen los coeficientes de volumen del estabilizador vertical y horizontal para éste tipo de aeronave.
]E
E (22)
]E
E (23)
Para esta aeronave el coeficiente de volumen del estabilizador vertical ] 0.072 y el coeficiente de volumen del estabilizador horizontal ] 0.70, con base a datos de aeronaves similares a la de ésta aeronave.
La longitud del brazo de momento está definida como la distancia desde un cuarto de la cuerda de la cola a un cuarto de la cuerda del ala.
Para calcular el tamaño de la cola se debe calcular el brazo de momento. El brazo de momento se puede expresar en términos de porcentaje de la longitud del fuselaje. Para una aeronave con los motores montados en la parte de atrás como ésta aeronave el brazo de momento es de 45%-50% la longitud del fuselaje. De acuerdo con estos datos se ha obtenido los siguientes resultados:
% ] 13.19;
% ] 13.8;
:] 28.6;6 : ] 37.6;6
En esta sección también se debe seleccionar algunos parámetros de la cola como el aspect ratio y el taper ratio. Estos valores se han establecido según datos de aeronaves que tienen una misión similar a la de esta aeronave. Los parámetros del estabilizador horizontal y el estabilizador vertical para esta aeronave se muestran en la tabla No. 2.
Tabla No. 2 Parámetros del estabilizador horizontal y vertical.
Estabilizador horizontal Estabilizador vertical
Aspect-ratio 3.8 1.6
Taper-ratio 0.5 0.58
Angulo de flechamiento 18º 30º
Angulo diedro 0º 90º
____________
17 Ibid. P.111.
Estos ángulos de flechamiento son mayores que el ángulo de flechamiento del ala para que el estabilizador horizontal y vertical entren en pérdida después del ala. Este ángulo también permite un número de mach crítico mayor.
4.4.3 Geometría del fuselaje. Cuando el peso de despegue ha sido determinado, se puede diseñar el fuselaje. Existen varios métodos para diseñar el fuselaje.
Para esta aeronave el número de ocupantes es conocido por lo tanto la longitud y el diámetro se pueden determinar. La tabla No.3, tomada de la referencia No. 3, da ecuaciones estadísticas para determinar la longitud del fuselaje. Estas ecuaciones están basadas en el peso de despegue y se ha tomado como referencia una aeronave de aviación general.
Tabla No. 3 Ecuaciones para la longitud del fuselaje.
% ] J4 A C
Planeadores 0.86 0.48
Hechos en casa 3.68 0.23
Aeronaves de aviación general (monomotores)
4.37 0.23
Aeronaves de aviación general (bimotores)
0.86 0.42
Aeronaves de fumigación 4.04 0.23
Turbo hélices 0.37 0.51
Aeronaves de transporte 0.67 0.43
Para ésta aeronave la longitud del fuselaje es de 31 pies de acuerdo con los datos estadísticos.
La relación de finura es la relación entre la longitud del fuselaje y el diámetro máximo. Si la sección transversal no es un círculo, se debe calcular un diámetro equivalente basado en la sección transversal. La relación de finura para esta aeronave es 6.2, asumiendo un diámetro de 5 pies. El dibujo en dos vistas del fuselaje se muestra en la figura 8.
