Diseño Estructural de Aviones

Diseño Estructural de Aviones

Apuntes curso 2007 – 2008

Escuela Técnica Superior de Ingenieros Aeronáuticos

Ricardo Sánchez Medina

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TEMA 2 CERTIFICACIÓN DE AVIONES ... 6

1) INTRODUCCIÓN ... 6

2) CONCEPTO DE NORMA Y MÉTODO RECOMENDADO ... 6

3) AUTORIDADES COMPETENTES EN MATERIA DE AERONAVEGABILIDAD ... 7

- JAA – JAR ... 7

Funcionamiento y filosofía de la JAA ... 8

Actividades de la JAA ... 8

- EASA: ... 9

Objetivos de EASA ... 9

- Legislación Americana FAA – FAR ... 9

Documentación complementaria a las FAR... 10

4) TIPOS DE CERTIFICADOS ... 11

- CERTIFICACIÓN DE TIPO ... 11

a) Organizaciones de Diseño Aprobadas (solo JAA y EASA) ... 11

b) Cambios en el certificado de tipo ... 11

c) Suplemento a un certificado de tipo ... 12

- CERTIFICADO DE PRODUCCIÓN ... 12

a) Producción bajo JAA y EASA ... 12

b) Producción bajo FAA ... 12

- CERTIFICADO DE AERONAVEGABILIDAD... 12

a) Certificado de Aeronavegabilidad (JAR 21) ... 13

b) Certificado de Aeronavegabilidad (EASA parte 21) ... 13

c) Certificado de Aeronavegabilidad (FAR 21) ... 13

TEMA 3 Y 4 NORMAS DE VUELO. ACTUACIONES, CUALIDADES DE VUELO ... 14

1) INTRODUCCIÓN ... 14

2) OACI.ANEXOS 6 Y 8 ... 14

- Anexo 6. Operación de aeronaves ... 14

- Anexo 8. Aeronavegabilidad ... 14

3) VELOCIDADES VERDADERAS, EQUIVALENTES Y CALIBRADAS ... 15

- Velocidad Verdadera (TAS) ... 15

- Velocidad equivalente (EAS)... 15

- Velocidad Calibrada (CAS) ... 15

4) SUBPARTE B:NORMAS DE VUELO ... 16

- Índice ... 16

- Definición (actual) de la velocidad de entrada en pérdida (Vs) ... 16

- 25.20 General ... 17

- Actuaciones ... 17

- Controlabilidad y maniobrabilidad ... 18

- Equilibrado ... 19

- Estabilidad ... 19

- Entrada en pérdida ... 20

- Características del manejo en tierra ... 20

- Requisitos misceláneos de vuelo ... 21

TEMA 5 INTRODUCCIÓN A LAS NORMAS DE CÁLCULO ESTRUCTURAL ... 22

1) INTRODUCCIÓN ... 22

2) CARGAS... 22

3) FACTOR DE SEGURIDAD ... 23

4) REQUISITOS DE RESISTENCIA Y DEFORMACIÓN ... 23

5) PRUEBA DE CUMPLIMIENTO ... 24

3

TEMA 6 CARGAS DE VUELO. MANIOBRAS SIMÉTRICAS ... 25

1) INTRODUCCIÓN ... 25

2) CARGAS DE VUELO GENERALES ... 25

3) ENVOLVENTE DE MANIOBRA ... 25

- Envolvente de maniobra ... 25

- Velocidades de proyecto ... 26

a) Velocidad de crucero de proyecto, VC ... 26

b) Velocidad de picado de proyecto, VD... 26

c) Velocidad de maniobra de proyecto, VA ... 27

- Factores de carga límite... 28

4) ENVOLVENTE DE MANIOBRA CON FLAPS ... 29

a) Velocidad de proyecto con flaps, VF: ... 29

- Envolvente de maniobra con flaps ... 30

- Envolvente de maniobras Total ... 30

5) MANIOBRAS SIMÉTRICAS ... 31

- Maniobras sin aceleración de cabeceo ... 31

- Maniobras con aceleración de cabeceo... 32

a) Deflexión máxima del mando de cabeceo... 32

b) Deflexión específica o maniobra contrarrestada ... 32

- Fuerzas y momentos ... 32

TEMA 7 Y 8 CARGAS DE RÁFAGAS. FACTOR DE ATENUACIÓN DE RÁFAGAS ... 34

1) INTRODUCCIÓN ... 34

2) MODELOS PARA EL CÁLCULO DE RÁFAGAS ... 34

- Modelo determinista directo... 34

- Modelo Probabilístico Continuo ... 35

- Mejora del modelo discreto ... 35

- Puesta al día de la representación estadística atmosférica ... 36

- Misión del avión ... 36

3) FACTOR DE ATENUACIÓN DE RÁFAGAS ... 36

- Factor de atenuación de ráfagas... 37

a) Efecto del movimiento vertical (Lg) ... 37

b) Efecto de la ráfaga ... 38

4) ENVOLVENTE DE RÁFAGAS ... 39

5) VELOCIDAD PARA MÁXIMA INTENSIDAD DE RÁFAGAS ... 41

6) CARGAS DE RÁFAGAS Y TURBULENCIAS ... 41

7) DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES... 42

TEMA 9 CARGAS DE VUELO. MANIOBRAS ASIMÉTRICAS ... 43

1) INTRODUCCIÓN ... 43

2) CONDICIONES DE BALANCE ... 43

- Maniobras ... 43

- Ráfagas asimétricas ... 43

3) CONDICIONES DE GUIÑADA ... 44

TEMA 10 TREN DE ATERRIZAJE ... 45

1) INTRODUCCIÓN ... 45

- Nomenclatura ... 45

2) NEUMÁTICO ... 45

3) AMORTIGUADOR ... 46

4

- Cilindro ... 46

- Émbolo ... 47

4) CONJUNTO NEUMÁTICO +AMORTIGUADOR ... 49

5) DIMENSIONADO DEL SISTEMA ... 50

TEMA 11 CARGAS EN TIERRA ... 52

1) INTRODUCCIÓN ... 52

- Casos de cargas en tierra considerados en las normas ... 52

2) ATERRIZAJE ... 52

- Aterrizaje nivelado ... 52

- Aterrizaje con cola baja ... 52

- Aterrizaje sobre dos puntos ... 53

- Aterrizaje sobre tres puntos ... 53

- Aterrizaje sobre una pata ... 53

- Aterrizaje con rebote ... 53

- Aterrizaje con carga lateral ... 53

- Aterrizaje de emergencia ... 53

- Aterrizaje con MTOW ... 54

- Aterrizaje con MLW ... 54

3) OTROS CASOS DE CARGAS ... 54

- Rodadura ... 54

- Rodadura frenada... 54

- Frenada hacia atrás ... 54

- Giro ... 54

- Pivotameinto ... 54

- Remolcado... 54

- Levantamiento... 55

- Amarrado ... 55

- Cargas en patas múltiples ... 55

4) ENFOQUE GENERAL DE TODOS LOS CASOS DE ATERRIZAJE ... 55

5) ATERRIZAJE SOBRE UNA PATA ... 56

- Aterrizaje sobre dos patas ... 56

- Aterrizaje sobre una pata ... 56

TEMA 12 EVALUACIÓN DE FATIGA Y TOLERANCIA AL DAÑO ... 59

1) INTRODUCCIÓN ... 59

- Fases y actividades del programa de integridad estructural ... 59

2) EVALUACIÓN DE FATIGA ... 60

- Consideraciones generales ... 60

- Curvas S/N o diagrama de Wöhler: ... 60

- Diagrama de Goodman... 61

3) COMBINACIÓN DE CICLOS ... 61

4) CRECIMIENTO DE GRIETAS ... 62

- Factor de intensidad de esfuerzos ... 63

- Cálculo de la vida de un elemento estructural ... 64

- Fenómeno de retardo de crecimiento de grietas ... 64

5) TOLERANCIA AL DAÑO ... 65

- Consideraciones generales ... 65

6) RESISTENCIA RESIDUAL ... 66

7) DAÑO DE ORIGEN DISCRETO ... 67

5

6

Tema 2 Certificación de Aviones

1) Introducción

La evolución de la aviación en estos 100 años ha sido debida al desarrollo de las técnicas de seguridad y a la regularidad.

Los primeros en dar normas de diseño y certificación fueron los ejércitos, de esta manera fue mejorando tanto la seguridad como la fiabilidad, esto provocó la mejora de la regularidad y el paso de militar a civil del medio aéreo.

La certificación de las aeronaves será el conjunto de tareas que permita la aeronavegabilidad de una aeronave con una seguridad dada.

 Aeronavegabilidad ≡ Cualidad de un aparato para volar (Definición de la RAE) Si se atiene a su certificación de tipo y si no supone desgaste y está listo para volar (FAA)

 Certificado de tipo ≡ Certificado que dice que el avión cumple las normas de aeronavegabilidad del país certificador. El certificado es dado al proyecto que asegura que las unidades construidas pasarán las pruebas de aeronavegabilidad.

Un avión es aeronavegable si se atiene a su certificado de tipo y además no presenta desgaste y está listo para operar

2) Concepto de Norma y Método Recomendado

Del tratado de Chicago se obtiene la definición del concepto de norma y de método recomendado para que los códigos se estructuren en normas y métodos recomendados

 Norma:

Toda especificación de características físicas, configuración, materiales, performances, personal o procedimiento, cuya aplicación uniforme se considera necesaria para la seguridad o regularidad de la navegación aérea internacional a la cual se ajustarán los Estados contratantes.

 Métodos Recomendados:

Toda especificación de características físicas, configuración, materiales, performances, personal o procedimiento, cuya aplicación uniforme se considera conveniente por razones de seguridad, regularidad o eficiencia de la navegación aérea internacional y a la cual de acuerdo con el Convenio, tratarán de ajustarse los Estados contratantes.

7 𝑁𝑜𝑟𝑚𝑎 → 𝑂𝑏𝑙𝑖𝑔𝑎𝑡𝑜𝑟𝑖𝑜

𝑀é𝑡𝑜𝑑𝑜 𝑅𝑒𝑐𝑜𝑚𝑒𝑛𝑑𝑎𝑑𝑜 → 𝑅𝑒𝑐𝑜𝑚𝑒𝑛𝑑𝑎𝑑𝑜

Los métodos recomendados, dependiendo de la autoridad aplicante se denominan:

› FAA ⟶ Advisory Circular (métodos recomendados), son una serie de circulares que intentan tener que ver con el requisito al que se deben

› JAA ⟶ AMJ (advisory materian Joint) ⟶ ACJ (advisory circular Joint), hacen una unión con la norma y el material recomendado, llamándose de la misma forma y publicándose conjuntamente

› EASA ⟶ AMC & GM (aceptable means of compliance and guide material), material guía de la norma a la que se deben

Existen tres fuentes de cambios de normas:

i. Innovación tecnológica

ii. Comisiones de investigación de accidentes

iii. Opinión pública (cuestiones medioambientales, ruido, ect…) 3) Autoridades competentes en materia de aeronavegabilidad FAA ≡ Federal Aviation administration (EEUU)

JAA ≡ Joint Aviation Authority (EU)

EASA ≡ Eurpean Aviation Safety Agency (EU)

DEAC ≡ Dirección general de aviación Civil (España) DGAC ≡ (Fracia)

LBA ≡ Servicio general de aviación (Alemania) CAA ≡ Civil Aviation Authority (Inglaterra)

EASA es independiente del parlamento europeo y tiene la competencia de la seguridad aerea en todos los países europeos. A nivel ejecutivo EASA a relegado a JAA

FAA ⟶ FAR (Federal aviation Regulation) JAA ⟶ JAR (Joint Airworthiness Requirements) EASA ⟶ CS (Certification Specification)

- JAA – JAR

Necesidad de crear procesos de certificación de aviones de consorcios europeos comunes sin tener que certificar el mismo avión separadamente en cada país

“Acuerdos para el desarrollo y aceptación de los Requisitos Conjuntos de Aeronavegabilidad” (1979)

8 Firmado por 13 direcciones de aviación civil de estados europeos que dan lugar a los primeros códigos JAR:

› JAR 25 (Aviones de transporte)

› JAR E (motores)

› JAR P (Hélices)

› JAR 22 (Planeadores)

“Memorando de entendimiento sobre futuros procedimientos de Aeronavegabilidad”

(1987). Realización simultánea y en conjunto de los certificados de tipo, los requisitos son iguales en todos los países

“Acuerdo de Chipre” (1990). Desarrollo, aceptación, implementación de requisitos JAR

“Reglamento 3922/91 del consejo de las Comunidades Europeas”. Obligatorio a partir de 1992, Obligatoriedad de la adhesión de los acuerdos de JAA y las JAR como códigos únicos en los países miembros de la UE

Funcionamiento y filosofía de la JAA

i. Se estructura como organismo asociado a la CEAC (Comisión Europea de Aviación Civil)

ii. El proceso legal de comprobación del cumplimiento de cada solicitante respecto a las JAR y la expedición de certificados lo lleva a cabo cada autoridad nacional en nombre de la JAA

iii. Existe una comprobación periódica y auditorías que comprueban que cada país cumple los requisitos y los procedimientos elaborados por la JAA para la implementación del código correspondiente.

Actividades de la JAA

Actualmente la JAA ha pasado a ser JAAT (transition), las actividades que desempeña son:

i. Certificación: Desarrolla certificados (JAR 21) y acuerdos bilaterales JAA/FAA ii. Mantenimiento

› JAR-145 (Organizaciones de mantenimiento)

› JAR-66 (personal certificador)

› JAR-147 (Organizaciones de entrenamiento en mantenimiento) iii. Operaciones

› Aplicación y desarrollo de JAR-OPS

› Aplicación y desarrollo de JAR-STO

› Aplicación de armonización con FAA iv. Licencias

9 v. Programa de seguridad para reducir accidentes

- EASA:

La Agencia Europea de Seguridad Aérea tiene carácter ejecutivo, es una autoridad competente en:

› Certificación de aviones

› Mantenimiento de aviones

› Operaciones

› Licencias del personal involucrado en estas áreas

Es decir, toma los objetivos y funciones de la JAA y los amplía.

Objetivos de EASA

i. Establecer y mantener un nivel elevado y uniforme de seguridad en la aviación europea

ii. Garantizar un nivel elevado y uniforme de la protección medioambiental iii. Facilitar la libre circulación de personas y servicios

iv. Fomentar la rentabilidad de los procesos de reglamentación y certificación y evitar duplicidades a nivel nacional e internacional

La diferencia principal con la JAA es que EASA es la autoridad única con capacidad legal de tomar decisiones que sean efectivas en los países miembros de la UE. Coexiste con la JAA al tener menos países miembros que la UE que los firmantes de la JAA.

EASA genera documentos como material guía, Certifications Specificatiosn (CS), apareciendo documentos para cada código tales como:

› NPA ≡ Avisos de cambios de código

› CRP ≡ documentos de respuestas a los comentarios de cambio

- Legislación Americana FAA – FAR

Código de Regulaciones Federales (CFR): Tiene que ver todo aquello que refiera al estado americano (el presidente, los presupuestos, ect…)

Se regulan en Títulos, siendo el Título 14 el correspondiente a Aeronáutica y Espacio.

En el CFR hay saltos en la numeración para que se rellenen con regulaciones futuras.

Dentro del Título 14 los primeros 200 capítulos son los relacionados con la FAA y DOT (Department of Transportation).

En las FAR las partes de certificación de liciencias, así como la parte de mantenimiento aparecen como partes, mientras que en europa aparecen como regulación aparte

10 Documentación complementaria a las FAR

› Advisory Circular: Son documentos sueltos (circulares), cada una con su numeración que hacen referencia a algún requisito de las FAR. Tiene el mismo carácter que en Europa, algunos son métodos aceptados de cumplimiento (material guía) y otros son de obligado cumplimiento.

› Airworthiness Directives (AD, Directivas de Aeronavegabilidad): Regulaciones promulgadas por la autoridad, encaminadas para corregir una condición insegura de un producto. Ningún operador podrá operar ningún producto sobre el que recaiga una AD. Los propietarios de los productos certificados están obligados a mantener el cumplimiento de las AD en los productos.

Una AD incluye:

i. Descripción de una condición insegura (o conjunto completo o una parte o serie)

ii. Producto al que se aplica

iii. La acción correctora requerida o límite operativo o ambos iv. Un plazo para el cumplimiento

v. Donde obtener información adicional

vi. Información sobre métodos alternativos para el cumplimiento de la AD Existe un tipo especial de AD, que es la Emergency Airworthiness directive que se promulga cuando la acción correctora requiere una acción inmediata.

En Europa el concepto es el mismo y las emite la autoridad, solo que la JAA no las emitía, sino que eran los estados. Hoy en día EASA tiene el poder ejecutivo para emitirlas.

› TSO (Technicals standard Orders): Son un estándar mínimo de características o actividades aplicadas a equipos (no a aeronaves), materiales, procesos y aplicaciones especificadas utilizadoas en aeronaves civiles. Fueron creadas para delegar confianza del controlador al propio fabricante, mediante la aplicación de

estándares de calidad.

Las C – TSO son las certificaciones mínimas para que un equipo pueda instalarse en una aeronave certificada. Cualquier equipo está ligado al cumplimiento de una CSO (en EEUU) o a una ESO (en Europa).

11 4) Tipos de Certificados

En la parte 23 se introducen:

› Categoría normal (aviación general (< 9 pax), MTOW <12500 libras)

› Categoría utility (< 9 Pax, pero con capacidad acrobática limitada)

› Categoría acrobática (sin restricciones acrobáticas)

› Categoría commuter (aviones de hélice multimotoews con <19 Pax y MTOW <

19000 libras, no acrobáticos)

La parte 25 está considerada para aviones grandes - CERTIFICACIÓN DE TIPO

Es el documento mediante el cual la autoridad establece que el solicitante ha demostrando el cumplimiento de todos los requisitos aplicables al Diseño de Tipo. No es un certificado de aeronavegabilidad, no permite la autorización para operar el avión, consta de:

1. Dibujos y especificaciones necesarios para definir la configuración y características del producto y demostrar su cumplimiento con la base de certificación de tipo y requisitos ambientales

2. Información de materiales y procesos, así como los métodos de fabricación y montajes del producto necesarios para asegurar su conformidad.

3. Una sección sobre las limitaciones de aeronavegabilidad aprobadas relativa a las instrucciones sobre aeronavegabilidad continuida aplicables (es decir, tareas para el mantenimiento de la aeronave)

4. Cualquier otra información necesaria para permitir, por comparación, la determinación de la aeronavegabilidad, las características de ruido y de las emisiones (combustible, escape) de productos subsiguientes

a) Organizaciones de Diseño Aprobadas (solo JAA y EASA)

En el caso de estas autoridades se establece que el solicitante de un certificado de tipo debe de estar en posesión (o haber solicitado) una aprobación como Organización de Diseño (DOA). Bajo este requisito subyace la exigencia de la autoridad de los solicitantes de tipo tengan detrás de si organizaciones teóricamente adecuadas para la clase de proyectos que desarrollan.

b) Cambios en el certificado de tipo

i. Menores: Aquellos cambios que no produzcan efectos apreciables en la masa, equilibrado, resistencia estructural, fiabilidad, características operacionales u otras características que afecten a la aeronavegabilidad

ii. Mayores: Todas las demás

12 c) Suplemento a un certificado de tipo

Cualquier persona/organización que altere el producto introduciendo un cambio mayor, pero no suficiente para requerir un nuevo Certificado de Tipo, deberá de solicitar un suplemento

- CERTIFICADO DE PRODUCCIÓN

Se otorga a una fábrica o instalación fabril. Implica que las piezas fabricadas pueden ir directamente instaladas en las aeronaves cuyo proyecto tiene el Certificado de Tipo.

Se exige un control de calidad estricto y una cadena de responsabilidad perfectamente identificada, incluso con los subcontratistas.

a) Producción bajo JAA y EASA Según dice la parte 21, hay 2 operaciones:

› Organismos de Producción Aprobada (Subparte G)

› Producción sin Organización de producción Aprobada (Subparte F)

El primer caso es similar a la Organización de Diseño Aprobada, en tanto que el segundo es apropiado a organizaciones de fabricación para las cuales no es aplicable la subparte G (por ejemplo fabricación de unidades limitadas, ect…). En el primer caso hay que demostrar una serie de características en cuanto a calidad y organización, pero a cambio se obtienen privilegios como la obtención inmediata de Certificación de Aeronavegabilidad. En el 2º caso habrá vigilancia para poder lograr los mismos fines y no se tienen privilegios

El 1er caso es una forma de que la administración otorga confianza y responsabilidad al fabricante

b) Producción bajo FAA Parte 21, hay 2 opciones

› Certificado de Producción (Subparte G)

› Producción bajo Certificado de Tipo (Subparte F)

Conceptualmente análoga a la producción bajo JAA, pero cada administración impone sus requisitos de una forma detallada diferente

- CERTIFICADO DE AERONAVEGABILIDAD

Se otorga a cada aeronave o motor fabricado conforme a las normas prescritas y ya listo para el vuelo. Estos certificados deben de ser renovados periódicamente y pueden ser retirados por las autoridades competentes para someter a las aeronaves a alguna revisión excepcional.

13 Se clasifican según las autoridades en distintos tipos, son para cada avión, asegurando que cumple los requisitos del Certificado de Tipo.

a) Certificado de Aeronavegabilidad (JAR 21) 1. Certificado de Aeronavegabilidad estándar 2. Certificado para exportaciones

b) Certificado de Aeronavegabilidad (EASA parte 21)

1. Certificado de Aeronavegabilidad: tanto para nuevos como para usados (estos dependen de la procedencia del producto)

2. Certificado de Aeronavegabilidad restringido: Los que no han sido construidos bajo certificados de tipo, no cumplen 21A.21

3. Permisos para vuelos: Aeronaves que no cumplen, pero que necesitan hacer un vuelo para ensayos o para llegar a un puesto de mantenimiento, ect…

c) Certificado de Aeronavegabilidad (FAR 21)

1. Certificado de Aeronavegabilidad estándar: Emitidos con categoría normal, utility, acrobático o commuter

2. Certificado de Aeronavegabilidad especiales: hay muchos tipos diferentes

3. Permisos para vuelos

4. Certificado de Aeronavegabilidad provisionales: Sólo válidos durante un corto periodo de tiempo

5. Certificado para exportación

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Tema 3 y 4 Normas de vuelo. Actuaciones, cualidades de vuelo

1) Introducción

Las normas de aeronavegabilidad en lo referente a las actuaciones, establece unos requisitos mínimos que deben de ser demostrados así como imponen la determinación de ciertas magnitudes. En ambos casos se deberán realizar los cálculos correspondientes y los ensayos en vuelo precisos

2) OACI. Anexos 6 y 8

OACI es una organización que vela por la seguridad de la navegación aérea. Las recomendaciones de OACI se convierten en normas cuando los estados las toman como normas

- Anexo 6. Operación de aeronaves

En el anexo 6 de OACI marca las condiciones bajo las cuales son aplicables los requisitos: pesos, densidad,…

Las limitaciones de pesos máximo y mínimo tienen que ver con

› La masa del avión al despegue no sobrepasará en caso de fallo del motor más crítico, la que permita realizar:

 En despegue interrumpir el despegue en la distancia disponible o continuar el despegue hasta aterrizar en un aeródromo

 En ruta, continuar el vuelo hasta poder aterrizar en un aeródromo

 En aterrizaje, aterrizar en un aeródromo

› No sobrepasará la establecida en el manual de vuelo para los parámetros de utilización (altitud, temperatura, humedad, viento, …)

› La máxima que permita cumplir con la normativa de ruido, salvo excepciones - Anexo 8. Aeronavegabilidad

› Capítulo 2 : Vuelo (Análogo a la subparte B)

Performance mínima: Condiciones severas de las actuaciones (despegue, aterrizaje, crucero…)

Cualidades de vuelo: manejabilidad, características, compensación de estabilidad, de entrada en pérdida, flameo, vibraciones, margen de despegue con fallo de motor,…

› Capítulo 3 : Estructura (Análogo a la subparte C)

15 3) Velocidades Verdaderas, equivalentes y calibradas

- Velocidad Verdadera (TAS)

Velocidad referida a las condiciones reales de vuelo - Velocidad equivalente (EAS)

Velocidad que da la misma presión dinámica que a nivel del mar. Se usa en la subparte C

1

2𝜌𝑉_𝑇𝐴𝑆² = 1

2𝜌₀𝑉_𝐸𝐴𝑆² ⟹ 𝑉_𝐸𝐴𝑆 = 𝜍 · 𝑉𝑇𝐴𝑆

- Velocidad Calibrada (CAS)

Usa la ecuación de Saint-Venant para el cálculo de velocidades o presión, con densidad a nivel del mar. Se usa en la subparte B

La ecuación de Saint-Venant siendo p_T la presión de remanso y p_s la presión estática al nivel de vuelo

𝑝_𝑇 = 𝑝_𝑠 1 +𝛾 − 1 2 𝑀²

𝛾−1𝛾

Operando

𝑀² = 2

𝛾 − 1 𝑝_𝑇 𝑝_𝑠

𝛾−1𝛾

− 1 ⟹ 𝑉² =2𝛾𝑅𝑇 𝛾 − 1 𝑝_𝑇

𝑝_𝑠

𝛾−1𝛾

− 1

𝑉² = 2𝛾 𝛾 − 1

𝑝_𝑠 𝜌 𝑝_𝑇

𝑝_𝑠

𝛾−1𝛾

− 1 = 2𝛾 𝛾 − 1

𝑝_𝑠

𝜌 𝑝_𝑇− 𝑝_𝑠+ 𝑝_𝑠 𝑝_𝑠

𝛾−1𝛾

− 1 Finalmente

𝑉_𝑇𝐴𝑆² = 2𝛾 𝛾 − 1

𝑝_𝑠 𝜌 ∆𝑃

𝑝_𝑠 + 1

𝛾−1𝛾

− 1

LA velocidad calibrada es la velocidad verdadera usando la presión y la densidad a nivel del mar

𝑉_𝐶𝐴𝑆² = 2𝛾 𝛾 − 1

𝑝₀ 𝜌₀ ∆𝑃

𝑝₀ + 1

𝛾−1𝛾

− 1

A nivel del mar (h=0) las tres velocidades coinciden

La velocidad IAS/RAS (Indicated/read Air Speed) es la velocidad leída en los instrumentos, está calculada mediante CAS, sumándole los errores del posicionamiento de la sonda

16 4) Subparte B: Normas de vuelo

- Índice

› General: Artículos de carácter general y de aplicaciones a toda la subparte, condiciones generales bajo las cuales se aplicarán los requisitos.

› Performances (Actuaciones): Velocidad de pérdida. Despegue (análisis demás detallado que el resto de actuaciones), ascenso, aterrizaje, crucero.

› Controlabilidad y maniobrabilidad: Control longitudinal, direccional y lateral.

Mínima velocidad de control

› Trimado (equilibrado)

› Estabilidad: estabilidad estática longitudinal, lateral y direccional. Estabilidad dinámica.

› Entradas en pérdidas

› Características de manejo en tierra: Estabilidad y control longitudinal, direccional, en taxi y velocidades de viento

› Condiciones misceláneas de vuelo: Vibración, bataneo, características de alta velocidad, características fuera de trimado

- Definición (actual) de la velocidad de entrada en pérdida (Vs) V_st1-g ≡ Velocidad de entrada en pérdida a un g

𝑊 =1

2𝜌𝑉_{𝑠𝑡1−𝑔}²𝑆_𝑤𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥} 𝑛𝑊 =1

2𝜌𝑉²𝑆_𝑤𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥}

⟹ 𝑉² = 𝑛𝑉_{𝑠𝑡1−𝑔}² ⟶ 𝑉_{𝑠𝑡1−𝑔} = 𝑉 𝑛

En el código se habla de VSR (velocidad de entrada en pérdida de referencia, que son la misma que para 1 g)

La velocidad de entrada en pérdida de referencia, V_SR es una CAS seleccionada por el solicitante, nunca será inferior a V_st1-g, además:

𝑉_{𝑠𝑡1−𝑔} ≥ 𝑉_{𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥} 𝑛𝑧𝑤

Donde 𝑉_{𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥} es la velocidad calibrada obtenida cuando el C_L corregido con el factor de carga alcanza por vez primera su valor máximo durante la maniobra. Si la maniobra está limitada por algún dispositivo que pique abruptamente a un α seleccionado, 𝑉_{𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥}no será inferior a la velocidad existente en el momento en que opera el dispositivo

17 𝑛_𝑧𝑤 es el factor de carga normal a la trayectoria a 𝑉_{𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥} ⟹ 𝑉_{𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥} =^𝑛𝑧𝑤_𝑞𝑆^·𝑊

- 25.20 General

En este artículo se exponen las condiciones bajo las cuales son de aplicación los requisitos de la subparte B, tanto desde el punto de vista de las limitaciones de empuje como de las operaciones que no se van a contemplar en esta subparte

i. 25.21 Prueba de cumplimiento

Cada requerimiento debe ser demostrado para cada apropiada combinación de peso y centro de gravedad para:

› Ensayos a una aeronave o cálculos basados en al menos la misma precisión que darían en los ensayos

› Investigación sistemática de cada combinación probable de peso y centro de gravedad

› Las características de controlabilidad, estabilidad, equilibrado y de entrada en pérdida deben de ser mostradas para cada altitud esperada en las operaciones de la aeronave

ii. 25.23 Limites de distribución de carga

Límites de la envolvente de pesos – centro de gravedad iii. 25.25 Límites de pesos

Pesos máximos y mínimos considerados en esta subparte iv. 25.27 Límites del centro de gravedad

Necesidad de fijar las posiciones limitantes al centro de gravedad para cada condición de operación

v. Peso vacío y correspondiente centro de gravedad

Forma de determinar el OEW y la posición de su centro de gravedad - Actuaciones

i. 25.101 General

ii. 25.103 Velocidad de pérdida (defina más arriba) iii. 25.105 despegue

18 Artículo de carácter general sobre las condiciones a fijar a la hora de aplicar los requisitos sobre despegue. Se supondrá condiciones que no superen un 50% de viento de cara y 150% de viento de cola

iv. 25.107 Velocidades de despegue v. 25.109 Distancia de aceleración parada

Definición del término de “distancia de aceleración parada” tanto para pista seca como para pista húmeda. Además se definen los coeficientes de fricción de frenada en pista húmeda como unos polinomios función de la velocidad, para distintas presiones de inflado y para diversos pavimentos

vi. 25.111 Senda de despegue vii. 25.117 Subida (general)

viii. 25.121 Subida con un motor inoperativo

Se especifican las condiciones de velocidad, gradiente mínimo y peso para efectuar una subida con un motor inoperativo en los casos siguientes

› Despegue con tren extendido

› Despegue con tren retraído

› Fase final del despegue y aproximación

Se da el ángulo de ascenso de subida en segundo segmento dependiendo del número de motores que tenga el avión

ix. 25.123 Crucero x. 25.125 Aterrizaje

- Controlabilidad y maniobrabilidad i. 25.143 General

El avión debe de ser seguro en cuanto a controlabilidad y maniobrabilidad durante todas las fases de vuelo (despegue, ascenso, crucero, descenso y aterrizaje), así como debe de ser posible efectuar una suave transición entre cada condición de vuelo sin tener unas habilidades excepcionales de pilotaje, alerta o fuerza y sin peligro de exceder el factor de carga límite en ninguna de las operaciones probables.

Se da una tabla que especifica las fuerzas permitidas en los mandos para esfuerzos de larga y de corta duración

ii. 25.145 Control longitudinal

19 iii. 25.147 Control lateral y direccional

› Control direccional (general): Debe de ser posible, con las alas a nivel, guiñar hacia el motor operativo

› Control direccional (aviones con cuatro o más motores)

› Control lateral (general): Debe de ser posible hacer un giro balanceado de 20 grados, con y contra el motor inoperativo, desde vuelo estacionario a una velocidad 30% superior a V_SR

› Control lateral (aviones con cuatro o más motores)

› Control lateral (con todos los motores operativos) iv. 25.149 Velocidad mínima de control

V_MC se define como la velocidad calibrada en la que cuando el motor crítico se hace de repente inoperativo, es posible mantener en control del avión con ese motor aún inoperativo, y mantener un vuelo recto mantenido con un ángulo de balance de no más de 5º

VMC no debe de exceder el 30% de la VSR en potencia máxima de despegue, para el centro de gravedad más desfavorable, para el avión equilibrado en despegue, para MTOW a nivel del mar, sin tener en cuenta efecto suelo y para el avión en la configuración de despegue más critica durante la senda de planeo después del despegue, exceptuando la zona con el tren extendido

VMCL es el mismo concepto que el anterior pero para aterrizaje. Para aviones con 4 motores o más la velocidad mínima de control es VMCL-2, teniendo en cuenta el fallo de un segundo motor.

- Equilibrado

i. 25.161 Equilibrado

Establece cuando se deben de cumplir los requisitos de este artículo - Estabilidad

i. 25.171 General

El avión debe de ser longitudinalmente, direccionalmente y lateralmente estable para cualquier condición que es normal esperar en la vida del avión.

ii. 25.173 Estabilidad estática longitudinal

20 Un tirón se requiere para obtener y mantener velocidades por debajo de una velocidad de equilibrado y un empujón se requiere para obtener velocidades superiores a la de equilibrado

iii. 25.175 Demostración de la estabilidad estática longitudinal iv. 25.177 Estabilidad estática lateral y direccional

La estabilidad estática direccional, tendencia a recuperarse de un resbalamiento con el timón de dirección positivos, debe ser posible a velocidades desde 1.13VSR a superiores a VFE

v. 25.181 Estabilidad dinámica

Se recogen los criterios muy generales en relación al modo de corto periodo y al balanceo holandés

- Entrada en pérdida

i. 25.201 Demostración de la pérdida

Se recogen condiciones bajo las cuales hay que hacer los ensayos de determinación de pérdida, así como la maniobra concreta que hay que realizar y los criterios aceptados para reconocer que el avión ha entrado en pérdida.

ii. 25.203 Características de la pérdida iii. 25.207 Avisos de entrada en pérdida

- Características del manejo en tierra

i. 25.231 Control y estabilidad longitudinal

Se especifica que el avión no tendrá tendencia a caerse hacia delante y otras condiciones relativas al equilibrio longitudinal en maniobras

ii. 25.233 Control y estabilidad direccional

El avión no mostrará tendencia a volcar, bajo viento cruzado a velocidades de 20 nudos Deben de ser satisfactoriamente controlables sin habilidades de pilotaje excepcionales y sin usar frenos o potencia de los motores para mantener la condición de vuelo

iii. 25.235 Condición de Taxi iv. 25.237 Velocidades de viento

21 - Requisitos misceláneos de vuelo

i. 25.251 Vibraciones y bataneo ii. Características a alta velocidad iii. Características fuera de equilibrado

22

Tema 5 Introducción a las normas de Cálculo estructural

1) Introducción

Pertenece a la subparte C de las normas CS-25, JAR25 y FAR25. A la hora de abordar la parte de las normas relativa al cálculo estructural habrá que definir claramente las cargas a considerar y los factores de seguridad aplicables. Además de introducir conceptos fundamentales como la carga límite y la carga última y exponer los requisitos de resistencia y deformación que hay que demostrar, así como la manera de hacerlo.

 General

 Cargas de vuelo

 Cargas de superficie de control

 Cargas de tierra

 Cargas de agua

 Condición de aterrizaje de emergencia

 Evaluación de fatiga 2) Cargas

a) Los requisitos de resistencia se especifican en términos de cargas límite y última

› Cargas límite: Las cargas máximas previstas en servicio

› Cargas últimas: Las cargas límite multiplicadas por un factor de seguridad prescrito

El avión x no tiene porque sufrir nunca las cargas límite, es decir, las cargas límite no serán las máximas que se den en la vida del avión. Las cargas límite se pueden superar debido a error o por accidente

Las normas nos dan la forma de calcular el factor de carga dependiendo del tipo de avión

A menos que se diga otra cosa, las cargas de las que se habla en la norma son cargas límite.

b) A menos que se diga otra cosa, las cargas especificadas de aire, tierra o agua se deben de equilibrar con fuerzas de inercia considerando cada elemento de masa del avión. El peso del avión se considerará también fuerza de inercia.

La distribución de las cargas en los cálculos debe de ser la que más se acerque a la distribución real, o bien de la forma más aproximada conservativa (es decir, el resultado es peor que el real)

Los métodos utilizados para determinar las cargas deben ser comprobadas mediante medidas en vuelo a menos que los métodos utilizados para determinar esas condiciones de carga se demuestren válidos

23 c) Si las deflexiones que experimenta la estructura bajo carga cambiaran de manera significativa la distribución de cargas interiores o exteriores, esta redistribución debe ser tenida en cuenta.

3) Factor de seguridad

A menos que se diga otra cosa, se debe aplicar un factor de seguridad de 1.5 a las cargas límites prescritas que son consideradas cargas externas sobre la estructura.

Cuando una condición de carga viene dada en términos de cargas últimas, no es necesario aplicar un factor de seguridad a menos que se especifique

4) Requisitos de resistencia y deformación

a) La estructura debe soportar la carga límite sin sufrir deformación permanente perjudicial (se considerara válido si no se supera el límite elástico).

A cualquier carga desde cero hasta la límite, la deformación no debe de interferir con la segura operación del avión

b) La estructura debe soportar las cargas últimas durante al menos 3 segundos. Sin embargo cuando se hace un ensayo dinámico simulando condiciones de cargas reales, el límite de 3 segundos no se aplica, durará lo que dure el ensayo.

Los ensayos estáticos a carga última deben incluir la deformación última. Se pueden usar métodos analíticos, pero hace falta demostrar que:

› No son importantes los efectos de esa deformación

› Las deformaciones implicadas deben ser tenidas en cuenta totalmente en el análisis

› Los métodos y las suposiciones usadas son suficientes para cubrir los efectos de esas deformaciones

c) Si el fenómeno que consideramos es dinámico y los esfuerzos transitorios son mayores que los esfuerzos en condiciones estáticas hay que tenerlas en cuenta.

(Por ej: en el aterrizaje hay oscilaciones en las alas que el fenómeno puede acarrear deformaciones mayores o esfuerzos mayores a los estáticos)

e) El avión debe ser diseñado para aguantar cualquier vibración y bataneo que pueda ocurrir en cualquier condición probable hasta VD, incluidas entrada en pérdida o posibles superaciones del límite de bataneo.

f) Al menos que se demuestre que es extremadamente importante, el avión debe ser diseñado para resistir cualquier vibración estructural debida a un fallo, cual funcionamiento o condiciones adversas en el sistema de control de vuelo.

Estas deben de ser consideradas cargas límite y deben investigarse a velocidades superiores a V_D.

24 5) Prueba de cumplimiento

a) El cumplimiento con los requisitos de fuerza y deformación de esta subparte deben ser mostrados para cada condición de carga crítica. El análisis estructural solo debería ser utilizado si la estructura será conforme con aquella para la que la experiencia ha mostrado que este método es válido.

d) Cuando se utilicen ensayos estáticos o dinámicos para demostrar el cumplimiento de los requerimientos de cargas para estructuras en vuelo, deberán aplicarse a los resultados de los ensayos factores adecuados de corrección del material, a menos que la estructura, o parte de la misma que esté siendo ensayada tenga propiedades tales que un número de elementos contribuye a la resistencia total de la estructura y el fallo de uno de ellos tenga como resultado la redistribución de la carga a través de caminos alternativos.

25

Tema 6 Cargas de Vuelo. Maniobras Simétricas

1) Introducción

En esta lección se define la envolvente de maniobra, sus velocidades y factores de carga característicos, aportando criterios y aclaraciones necesarios para su elaboración.

Además se consideran las maniobras previstas por las normas que son maniobras en equilibrio con aceleración de cabeceo nula y maniobras con aceleración de cabeceo para ciertos movimientos del control de cabeceo.

2) Cargas de vuelo generales

a) Los factores de carga de vuelo representan el cociente entre la componente aerodinámica normal y el peso. Signo positivo hacia el extradós

b) Hay que demostrar los requisitos de esta subparte (incluyendo compresibilidad) para todo peso y altura, así como para toda distribución de carga

c) Se deben de investigar suficientes puntos de la envolvente de diseño para poder asegurar que se obtiene la carga más alta para cada elemento de la estructura d) Las fuerzas significativas que actúan sobre el avión, se deben equilibrar de

forma conservativa. Las inercias en equilibrio con los empujes y fuerzas aerodinámicas, los momentos del empuje y aerodinámicos, los momentos angulares (cabeceo) en equilibrio con los momentos del empuje y aerodinámicos, incluyendo los debidos a carga en cola o góndolas

3) Envolvente de maniobra

- Envolvente de maniobra

a) Los requisitos de resistencia para la estructura se deben cumplir para cada combinación de velocidad y factor de carga, dentro de los límites de la envolvente. Así mismo la envolvente sirve para determinar los límites estructurales operativos del avión

26 - Velocidades de proyecto

a) Velocidad de crucero de proyecto, V_C

1. VC suficientemente mayor que VB para prevenir de incrementos inadvertidos de velocidad debido a turbulencia atmosférica severa (VC>VB)

2. 𝑉_𝐶≥ 𝑉_𝐵+ 1.32𝑈_𝑟𝑒𝑓.¹ Sin embargo VC no necesita ser mayor que la máxima velocidad de vuelo horizontal a la potencia máxima continua a la altitud correspondiente (es decir, 𝑉_𝐶≤ 𝑉𝑚𝑎𝑥 ,𝑕𝑜𝑟𝑖𝑧𝑜𝑛𝑡𝑎𝑙 𝑐𝑜𝑛𝑡𝑖𝑛𝑢𝑎 )

3. A altitudes donde VD (velocidad de picado de proyecto) se limita por número de Mach VC también

En general la velocidad de proyecto V_C se selecciona de forma que envuelva a las velocidades operativas máximas deseadas y será entonces la velocidad mayor a la cual se puede operar el avión en vuelo comercial (suele ser la cota superior de las velocidades máximas de crucero)

b) Velocidad de picado de proyecto, V_D Se debe seleccionar V_C tal que𝑉_𝐶

𝑀_𝐶 no sea mayor que 0.8 𝑉^𝐷 𝑀_𝐷 o que el margen mínimo 𝑉_𝐶

𝑀_𝐶 y 𝑉_𝐷

𝑀_𝐷 sea el mayor que los siguientes valores:

1. A partir de cuna condición de vuelo establecido a V_C, hay que realizar una maniobra de picado durante 20seg. Y con un ángulo de 7,5º, y luego realizar un tirón a factor de carga 1.5g. El incremento de velocidad experimentado en la maniobra puede ser calculado si se dispone de datos aerodinámicos fiables o conservativos. La potencia se fija en su valor máximo de crucero (limitada por la necesaria V_M0) y se debe mantener hasta que se inicia el tirón, en cuyo momento se asume que se reduce la misma y que el piloto utiliza los sistemas aerodinámicos de frenado

2. Un margen mínimo para prevenir de variaciones atmosféricas (ráfagas horizontales, penetración en corrientes o frentes fríos,…), de errores de instrumento y variaciones en la fabricación de la célula. Estos factores se consideran de manera estadística. El margen no será inferior de 0.07M salvo que se demuestre que se puede determinar una menor, mediante análisis racional de

1 VB es la velocidad para máxima intensidad de ráfaga de proyecto. Es la velocidad a la que el avión va a estar sometido a ráfagas más intensas (velocidades bajas).

U_ref es la velocidad de ráfaga de referencia que, a V_C vale 17.07 m/s (56ft/s) a nivel del mar y disminuye linealmente con h hasta 13.41 m/s (44ft/s) a 15000ft y decrece con h hasta 7.92 m/s (26 ft/s) a 50000ft

27 cualquier sistema automático. En cualquier caso este margen nunca será inferior a 0.05M

Se aconseja que el margen debido al picado no sea ensayado en vuelo, sino determinado por análisis. En realidad se llevarán a cabo ensayos en vuelo incluyendo cabeceo, balance y guiñada de forma que se demuestre que el margen entre VC y VD

𝑉_𝐷 𝑀_𝐷

𝑉_𝐶

𝑀_𝐶 ≤ 0.8 𝑉^𝐷 𝑀_𝐷 → 𝑠𝑢𝑏𝑠ó𝑛𝑖𝑐𝑜 𝑏𝑎𝑗𝑜 𝑙𝑎 𝑚𝑎𝑦𝑜𝑟 𝑑𝑒 𝑝𝑖𝑐𝑎𝑑𝑜

∆𝑀 → 𝑠𝑢𝑏𝑠ó𝑛𝑖𝑐𝑜 𝑎𝑙𝑡𝑜

La ecuación para determinar el cambio de velocidad en un descenso prolongado es:

𝑑𝑉

𝑑𝑡 = 𝑔 sin 𝜏_𝑟𝑒𝑞 + 𝜏_𝑜 + 𝑇 𝑊−𝐶_𝐷

𝐶_𝐿

Donde

𝜏_𝑟𝑒𝑞 = 7.5º 𝜏_𝑜 = 0º

𝑐𝑎𝑙𝑐𝑢𝑙𝑜 𝑑𝑒 𝐶_𝐿: 𝑛_𝑧𝑞 = 𝐶_𝐿𝑞𝑆_𝑤 𝐶_𝐷: 𝐶_𝐷 = 𝑓(𝐶_𝐿, 𝑀)

c) Velocidad de maniobra de proyecto, V_A

1. 𝑉_𝐴 ≥ 𝑉_𝑆1 𝑛, siendo n el factor de carga límite positivo a VC y V_S1 la velocidad de entrada en pérdida en configuración limpia (Velocidad mínima para n=1) 2. VA y VS se evaluarán para todo peso y altura

3. VA no necesita ser mayor que VC ni que la velocidad a la cual la curva CNmax

intersecta a la línea de factor de carga límite positivo de maniobra, es decir 𝑉_𝐴 ≤ 𝑙𝑎 𝑚𝑒𝑛𝑜𝑟 𝑑𝑒 𝑉_𝐶

𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥} ∩ 𝑛_{lim ⁡(+)}→ 𝑣 ∗

28

 Determinación de las velocidades de vuelo para CNmax :

𝑛𝑊 =1

2𝜌𝑉²𝑆_𝑊𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥} 𝑝𝑢𝑒𝑠 𝑛 = 𝑁 𝑊 Considerando que CNmax=CLmax=cte:

𝑉_𝑆1 = 2𝑊

𝑆_𝑊𝜌𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥} ⟹ 𝑛lim ⁡(+)

2𝑊 𝑆_𝑊𝜌𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥} La parábola queda

𝑉 = 2𝑛𝑊

𝑆_𝑊𝜌𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥} ∩ 𝑛~𝑛_{lim ⁡(+)}

Pero se ha demostrado que para ciertas velocidades C_Nmax deja de ser constante, debido a problemas aerolásticos, de esta manera, podemos representar el factor de carga frente al número de M, quedándonos una curva parecida a la del CL frente el ángulo de ataque.

𝑛_𝑧𝑊 = 𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥}𝑞𝑆_𝑊 ⟹ 𝑞 = 𝑛_𝑧𝑊

𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥}𝑆_𝑊 (1) Si como 𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥} depende del M:

𝑞 =1

2𝜌𝑉² , 𝑉 = 𝑎𝑀 , 𝑎 = 𝛾𝑅𝑇 = 𝛾𝑃

𝜌 = 𝛾𝑃_𝑜𝛿 𝜌_𝑜𝜍

⟹ 𝑞 =1

2𝜌𝑀² 𝛾𝑃_𝑜𝛿 𝜌_𝑜𝜍 =1

2𝛾𝑃_𝑜𝛿𝑀² = 𝐾𝛿𝑀²

𝐾𝛿𝑀² = 𝑛_𝑧𝑊

𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥}𝑆_𝑊 ⟹𝑛_𝑧𝑊

𝛿 = 𝐾𝑀²𝐶_{𝑁𝑚𝑎𝑥}𝑆_𝑊 = 𝐾𝑀²𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥}𝑆_𝑊

- Factores de carga límite

a) Salvo limitaciones por C_Lmax, se va a suponer que el avión está sometido a maniobras simétricas que resultan en los factores de carga límite prescritos. Se tendrán en cuenta las velocidades de cabeceo apropiadas en los tirones y virajes estacionarios correspondientes

b) El factor de carga límite positivo de maniobra para cualquier velocidad hasta V_D no será inferior de 2.1 + _𝑊+10000²⁴⁰⁰⁰ , salvo que no debe de ser inferior a 2.5 ni superior a 3.8, siendo W en libras.

29 𝐴𝑣𝑖𝑜𝑛𝑒𝑠 𝑚𝑢𝑦 𝑝𝑒𝑞𝑢𝑒ñ𝑜𝑠 → 3.8

𝐴𝑣𝑖𝑜𝑛𝑒𝑠 𝑚𝑢𝑦 𝑔𝑟𝑎𝑛𝑑𝑒𝑠 → 2.5

c) El factor de carga límite negativo de maniobra:

1. No será inferior a -1 a velocidades hasta Vc

2. Debe variar linealmente con la velocidad del valor a Vc hasta 0 en VD

d) Se utilizarán factores de carga inferiores a los anteriores si el avión tiene características que le imposibilitan excederlas en vuelo

4) Envolvente de maniobra con flaps

a) Velocidad de proyecto con flaps, V_F:

VF para cada posición de flaps debe ser suficientemente mayor que la velocidad operativa recomendada para esa fase de vuelo como para permitir variaciones en el control de la velocidad y transmisión de una posición a otra de flap sin que pongamos en peligro la aeronave

Si se utiliza un dispositivo para posicionar el flap, o se utiliza algún elemento limitador de la carga, las velocidades y posiciones del flap serán las programadas o permitidas por el dispositivo

V_F no será menor que:

› 1.6 VS1 para flaps despegue a MTOW

› 1.8 VS1 para flaps aproximación a MLW

› 1.8 VS1 para flaps aterrizaje a MLW

Las velocidades VF son unas de las más significativas que afectan al diseño de un avión comercial. Cuanto mayores son, se requiere más estructura en las zonas de unión al cajón de torsión. El propósito de las VF es impedir que el avión entre en pérdida si se retraen los flaps a esa velocidad.

30 - Envolvente de maniobra con flaps

a) Si se van a utilizar flaps durante el despegue, la aproximación o el aterrizaje, a las velocidades VF y posiciones de flaps correspondientes, se supondrá al avión sometido a maniobras simétricas (y ráfagas). Las cargas límite correspondientes son:

› Maniobras a factor de carga positivo de 2.0

› Ráfagas

c) Si se van a utilizar flaps u otros dispositivos hipersustentadores en ruta, y con los flaps en la posición adecuada a velocidades hasta la velocidad de diseño elegida para esas condiciones, se supone que el avión está sometido a maniobras simétricas y ráfagas dentro del rango determinado por las maniobras a factor de carga límite positivo

d) El avión debe estar diseñado para maniobras a factor de carga 1.5g a MTOW y con dispositivos hipersustentadores en configuración aterrizaje

- Envolvente de maniobras Total

31 5) Maniobras Simétricas

- Maniobras sin aceleración de cabeceo

En maniobras si aceleración de cabeceo ocurre 𝑞 =^𝑑_𝑑𝑡^2𝜃₂ = 0

Se hace para todos los puntos de la envolvente de maniobras, la forma de hacerlo es igual para todos, tomemos como ejemplo el punto C de la envolvente de maniobras correspondiente a crucero (acelerando hacia arriba con aceleración (n-1)g)

𝑊 𝑔

𝑑²𝑧

𝑑𝑡² = 𝐿 − 𝑊 = 𝑛𝑊 − 𝑊 = (𝑛 − 1)𝑊

La sustentación se reparte entre el ala y el estabilizador horizontal para que el momento de cabeceo sea nulo. Suponemos una distribución de sustentación a lo largo de la envergadura del ala elíptica y una distribución de masas en el ala

𝑊_𝑎𝑙𝑎 = 𝐾_𝑤𝑐^1.2𝑑𝑦

𝑏 2

−𝑏 2

Donde c es la cuerda, el 1.2 representa que el ala no es maciza ni una cascara, pero está próxima a una cáscara, y K_w dice como se distribuye la masa del ala. Si se conoce el peso del ala será muy sencillo calcular el valor de Kw.

Con estos datos se calcula la distribución de momentos en el ala. Generalmente a MZFW sale el mayor momento flector en el encastre, pues no aliviamos nada con el momento negativo que produciría el peso de combustible.

Para MTOW dado es más crítico llevar más carga de pago que llevar más combustible en lo referente a momento flector en el encastre. Para diseño, para un MTOW, elegimos la configuración MPL con el FW necesario para obtener el momento flector en el encastre

32 - Maniobras con aceleración de cabeceo

El las maniobras con aceleración de cabeceo se cumple 𝑞 =^𝑑_𝑑𝑡^2𝜃₂ ≠ 0

La norma considera dos casos:

› Deflexión máxima del mando de cabeceo

› Deflexión específica o maniobra contrarrestada a) Deflexión máxima del mando de cabeceo

Se supone una deflexión instantánea. Se hace a velocidad V_A. Volando con el aión equilibrado (n=1) se pasa de A1 a A2 dando un tirón en la palanca.

b) Deflexión específica o maniobra contrarrestada

Se da una ley concreta de deflexión del timón en función del tiempo (JAR). Suele ser una variación sinusoidal de la deflexión del timón entre ±𝛿_{𝑒,𝑚𝑎𝑥}. El tiempo característico de esta deflexión lo da las normas, es del orden de segundos (≤ 3seg) y tiene que ver con el modo de corto periodo (perturbación en ángulo de ataque desde una posición de estabilidad)

Se hace a todas las velocidades desde V_A a V_D. Lo que exige la norma es que se llegue hasta el factor de carga límite positivo correspondiente a la velocidad para la que se está haciendo

En caso de que así no se llegara al factor de carga que exigen las normas, la variación de la deflexión del timón sería manteniendo más tiempo el timón deflectado hasta alcanzar ese factor de carga

- Fuerzas y momentos

En la cola aparece una fuerza que produce un momento a encabritar Fuerzas de inercia angulares que recogemos con el momento de inercia Iy.

𝑀𝑓𝑢𝑒𝑧𝑎𝑠 𝑑𝑒 𝑖𝑛𝑒𝑟𝑐𝑖𝑎 𝑎𝑛𝑔𝑢𝑙𝑎𝑟𝑒𝑠 = 𝐼_𝑦𝑑²𝜃

𝑑𝑡² = 𝑟²𝑑𝑚𝑑²𝜃

𝑑𝑡² = 𝑟 · 𝑟 · 𝑑𝑚 ·𝑑²𝜃 𝑑𝑡²

Esto es lo mismo que decir que las fuerzas de inercia son proporcionales a la masa del avión y a su distancia al c.d.g. Estas fuerzas dan un momento de cabeceo a picar que contrarresta el momento de cabeceo a encabritar de la cola.

33 La ecuación de momentos queda:

𝑀𝑓𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎𝑠 𝑎𝑝𝑙𝑖𝑐𝑎𝑑𝑎𝑠 = 𝑙_𝑡 · ∆𝐿_𝑡 = 𝐼_𝑦𝑑²𝜃 𝑑𝑡²

› Será crítico el momento que se genera en la parte posterior al centro de gravedad

› Flexión hacia debajo de la parte del avión anterior al centro de gravedad

› En el ala no se nota casi la variación, pues el punto ¼ CMA está muy próximo al c.d.g

› Conseguimos aproximación conservativa si al tomar la deflexión δe del flap, consideramos a éste como flap simple. Así estimamos su incremento de sustentación

La aproximación es conservativa, porque el fenómeno dinámico es menos crítico

34

Tema 7 y 8 Cargas de ráfagas. Factor de atenuación de ráfagas

1) Introducción

Además de las cargas que aparecen debidas a las maniobras que realiza el avión, hay que estudiar las cargas debidas a ráfagas que se presentan durante el vuelo.

El vuelo de los aviones modernos en la atmósfera turbulenta da lugar a:´

› Sensaciones desagradables para los pasajeros o dificultades de control para los pilotos (poco seguro)

› Sacudidas violentas (muy inseguro)

En general las turbulencias son responsables de un no insignificante número de accidentes aéreos.

Las ráfagas atmosféricas se han utilizado durante años como criterio para dimensionar el avión y representan un capítulo muy importante dentro de la certificación del avión.

La evolución en el diseño de aviones de transporte con alas de gran alargamiento, estructura muy flexible y extensa envolvente de vuelo, así como el gran esfuerzo realizado en el diseño estructural para reducir pesos y generalizar leyes de pilotaje han provocado que se hayan tenido que tener en cuenta más aspectos en el proceso de determinación de cargas por ráfagas.

2) Modelos para el cálculo de ráfagas

- Modelo determinista directo

Arranque en 1934: Concepto de Δn estático en un avión rígido sometido a una ráfaga discreta

› Criterio de Pratt (1953): para una ráfaga cosinuidal de semilongitud de onda 12.5 CMG y aparición del factor de atenuación de ráfagas relacionándola con una ráfaga instantánea equivalente. Aparece Kg y la conocida fórmula de Pratt para Δn:

∆𝑛 = 𝐾_𝑔 𝜌_𝑜𝑈_𝑑𝑒𝑉_𝑒𝐶_𝑙𝛼 2𝑊𝑆_𝑤 𝐾_𝑔 =_5.3+𝜇^0.88𝜇 ≡ factor de atenuación de ráfagas 𝑈_𝑑𝑒 ≡ velocidad máxima que aparece en la ráfaga