CONSTRUCCIÓN DE AERONAVE TRIPULADA
“HEDWIG-XX1”.
INFORME GENERAL DE PROYECTO ACADÉMICO DE DESARROLLO TECNOLÓGICO.
Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH) Programa educativo de Ingeniería en Aeronáutica.
Abril, 2017.
Este documento se basa en el expediente de proyecto general AERO/2015-0012.
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RESPONSABLES DE PROYECTO.
Director del proyecto: Dr. Pablo Alejandro Arizpe Carreón.
Líder del proyecto y constructor en jefe: Cap. Manuel Repper Bracho.
Líder de la planta motriz: Ing. Marco Antonio Brito Hernández Ingeniero de manufactura: Ing. Israel Bautista Osorio
Alumnos responsables del reporte técnico: 7ª generación de la carrera de ingeniería en aeronáutica.
Alumnos responsables de la construcción general y tren de aterrizaje: 8ª generación de la carrera de ingeniería en aeronáutica.
Alumnos responsables de la mano de obra, manufactura, fabricación de partes, pintura, puesta en marcha de la aeronave: 9ª, 10ª y 11ª generación de la carrera de ingeniería en
aeronáutica.
Asesores: Profesores del órgano académico del programa educativo de ingeniería en aeronáutica.
Participantes en general: 300 alumnos y 16 profesores del programa educativo de ingeniería aeronáutica.
“Minds rising us to the sky”.
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ÍNDICE
Introducción 4
Antecedentes 5
Objetivo 13
Marco Teórico 14
Especificaciones Técnicas de la Aeronave. 25
Resultados Aerodinámicos 27
Análisis Estructural, Reparaciones y Manufactura. 31
Fuselaje
Ala
Empenaje Vertical Y Horizontal
Tren De Aterrizaje
Soportes Del Motor
Montantes Del Ala
Cubierta De Nariz
Sección De Cabina, Interiores E Instrumentos.
Planta Motriz 76
Pruebas a Realizar 89
Cronograma de Actividades 91
Conclusiones 93
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INTRODUCCIÓN
En el México actual, el sector aeronáutico se encuentra en un constante desarrollo desde hace algunos años y es de vital importancia evolucionar en este sector dentro de nuestro país, impulsándolo a formar parte de la tecnología que desarrolla la aviación en México.
Por ello, el presente proyecto tiene como finalidad la construcción de una aeronave de ala fija funcional como un proyecto académico cumpliendo así mismo con este reporte que proporciona la información técnica con la que se ha desarrollado el proyecto mencionado dentro del programa educativo de ingeniería en aeronáutica de la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo, en el cual participan todos los alumnos de todas las generaciones vigentes que conforman al mismo. Este reporte muestra un resumen de resultados y procedimientos que se emplearon para la reconstrucción de la aeronave basado en la memoria de cálculo en resguardo del P.E, se muestra la metodología de diseño que se debe seguir para la construcción de una aeronave y se presenta la metodología que se emplea para este proyecto ya que el mismo no tomo origen desde cero y eso facilito la viabilidad tanto económica como académica para la puesta en marcha del ya denominado Hedwig XX1.
El Programa Educativo de Ingeniería en Aeronáutica tiene como propósito formar profesionistas capaces de desempeñarse eficientemente en las áreas de investigación, diseño, construcción, instalación, mantenimiento, administración de sistemas y componentes de aeronaves, así como en la administración de la infraestructura de soporte para la operación de empresas del sector aeronáutico, siendo capaces de incorporarse a los procesos productivos de la industria en general. Con base en lo anterior, este proyecto cumple con todo lo necesario para la formación de ingenieros en aeronáutica debido a que ya se realizaron actividades tales como la investigación, el diseño de algunas partes estructurales, la construcción de partes y reconstrucción de otras, instalación de sistemas, mantenimiento y administración, todo esto sin mencionar el trabajo en conjunto que es significativo en cualquier organización.
Este proyecto es un proyecto terminal capaz de generar el impacto esperado en la sociedad y demostrar que los ingenieros formados en la UPMH son capaces de desarrollar cualquier clase de proyecto y enfrentar los retos que con lleva a los mismos.
Dicho proyecto en cuestión se desarrolla en dos fases:
I FASE – FUNCIONALIDAD.
En la primera fase, la aeronave se construye y se presenta de manera funcional con motor y partes principales ensambladas. (Abril 2017)
II FASE – SEGURIDAD, PUESTA EN MARCHA Y RETIRO.
En la segunda fase a la aeronave se colocan sistemas, partes estructurales y todo aquello necesario para llevar a cabo una operación con completa seguridad (Agosto 2017), seguido a ello se realizan dos operaciones para probar en vuelo a la aeronave (Septiembre 2017), dentro de la celebración del aniversario de la escuela y la carrera. Una vez que se tenga comprobado que la aeronave es capaz de volar y realizar operaciones exitosas se mantendrá en exhibición dentro de las instalaciones de la UPMH (Septiembre 2017).
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ANTECEDENTES.
En México, existen antecedentes de construcción de aeronaves desde la década de 1910, esta fecha nos remite a un contexto donde se gestaba un levantamiento armado e inicio de la Revolución Mexicana que debido a la inconformidad con el gobierno en funciones; pese a la situación política y social, se registraban hechos extraordinarios inimaginables en cuanto a la innovación tecnológica en la aeronáutica.
El estado de Hidalgo, es un referente internacional en el ámbito de los precursores de la aviación. Las hazañas e inventos de los hermanos Juan Pablo y Eduardo Aldasoro Suárez, originarios de Mineral del Monte, siendo preparatorianos idearon a sus 18 años de edad, el primer planeador en 1909 y pudieron volar unos cuantos metros; posteriormente diseñaron un motor y en un rustico túnel de viento hicieron sus pruebas de estabilidad de vuelo.
Becados por el Presidente Francisco I. Madero para asistir a la Escuela de Aviación Moissant en Nueva York, certificándose como pilotos aviadores, los Aldasoro, fueron fundadores de la Fuerza Aérea Mexicana (FAM), maestros de generaciones posteriores, estuvieron en el Departamento de Aeronáutica Militar y en los Talleres Nacionales de Construcciones Aeronáuticas, mientras que Juan Guillermo Villasana López, en 1910 voló en su aeroplano llamado “Pachuca” sobre la ciudad de mismo nombre; diseñó los planos del modelo de un avión tipo Deperdussin por encargo del francés Jacques Poberejsky, siendo la primera aeronave que bautizó con el nombre “Latinoamérica”. Además, diseñó la hélice “Anahúac” que contribuyó a que las aeronaves pudiesen ascender a una altura de 19 mil 750 pies, que se exportó en 1915 a otras naciones, siendo reconocido por el gobierno japonés y norteamericano, quienes quisieron adquirir la patente. El gobierno, le envió a la Universidad de Búfalo en Estados Unidos y obtuvo el título de Ingeniero en Aeronáutica. En 1920, participó en un concurso que convocaba Inglaterra, donde el premio era de 15 mil libras esterlinas al primer técnico que construyera un helicóptero, y él lo logró al construir un aparato que se elevó verticalmente. En 1918 es nombrado Director de Aeronáutica Civil, fue instructor en la FAM, en 1909 fundó la “La Sociedad de la Aviación”. En ese entonces, el Presidente de México, Francisco I. Madero, un progresista, creía que la aviación tenía posibilidades para crear un ejército moderno con espíritu patriótico, por lo que encomendó hiciera cinco aviones.
En 1917, otro suceso marcó la historia de la aviación en Pachuca, al realizarse el Primer correo aeropostal de Pachuca a la ciudad de México en una aeronave Boeing Stearman con matrícula 6082.
A más de 100 años, Hidalgo, vuelve a ser noticia al desarrollar un proyecto de Diseño y construcción de una aeronave basado en el modelo canadiense Zenith tripulada, que se manufactura en el laboratorio de la carrera de Ingeniería en Aeronáutica en las instalaciones de la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH).
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Cada generación de la carrera de Ingeniería en Aeronáutica realiza un proyecto terminal en la materia de “Diseño y Construcción de Aeronaves y motores” que se imparte en 8º cuatrimestre donde todos los alumnos diseñan por equipo una aeronave y entregan un reporte desde el punto de vista aerodinámico, estructural con adaptación en planta motriz y manufactura de aeromodelo a escala. A partir de la 4ª generación este aeromodelo se prueba de manera funcional comprobando que la aeronave no tripulada es capaz de volar y generar al menos una operación, y poco a poco se fue escalando esta idea de tal forma que la 5ª generación diseñó y construyó en el 2015 una aeronave completamente funcional de 3 metros de envergadura controlada a distancia por un radio control.
Fig. 1– Proyectos terminales de la 4ª generación.
Fig. 2 – Proyecto terminal de la 5ª generación
La 6ª generación participó con su diseño en la competencia nacional SAE Aero Design Mexico, siendo los primeros ingenieros de la UPMH en participar en esta competencia con un diseño único en su clase, ya que diseñaron y construyeron una aeronave de carga que cumplía con las especificación de la competencia SAE capaz de soportar 13Kg de carga útil en un solo vuelo.
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Fig. 3 – Proyecto terminal de la 6ª generación.
Para el año 2017 la 7ª generación nuevamente participa en el concurso SAE con dos diseños completamente innovadores. Los reportes de diseño se encuentran actualmente en resguardo del P.E de Ingeniería en Aeronáutica con el cual, los mismos los alumnos fueron evaluados en materia de diseño.
Fig. 4 – Proyecto terminal de la 7ª generación.
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Fig. 5 – Proyecto terminal de la 7ª generación.
Para la 8ª generación se pretende evaluar con un proyecto de mayor magnitud. Este proyecto comienza su conceptualización en junio del 2012 donde los estudiantes de la 4ª generación de la carrera de aeronáutica junto con el entonces profesor Pablo Alejandro Arizpe decidieron llevar a cabo el diseño conceptual de una aeronave monoplaza moto delta, que sin embargo, por problemas económicos no se desarrolló.
Debido a la complejidad que presentó este proyecto, el actual director de la carrera en diciembre del 2015 puso en las manos la construcción del motodelta pensado en el 2012 a la 8ª generación donde entonces llevaban cursado el primer ciclo de formación como proyecto terminal de la carrera. Los alumnos empezaron a trabajar con sus tutores para el desarrollo de este proyecto, en el mismo año de 2015 la comandancia del aeropuerto de Pachuca “Juan Guillermo Villasana”
entrega en donación a la UPMH partes de una estructura de una aeronave para posibles prácticas estructurales y a la productora de televisión ARGOS, un programa de televisión donde en uno de sus capítulos hicieron explotar un avión.
La carrera de ingeniería en aeronáutica logró rescatar algunas partes de la estructura, mientras la televisora ARGOS hace llegar al programa educativo tales partes en condiciones de quemaduras y destrucción de las partes que se llevó.
Realizando una evaluación de los daños, parecería que las partes de dicha aeronave fuera prácticamente chatarra por el daño y las quemaduras estructurales, sin embargo se decidieron ser conservadas y así utilizarlas para posibles prácticas en el área de estructuras.
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Fig. 6 - Condiciones de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
Fig. 6a – Estado de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
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Fig. 6b – Estado de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
Fig. 6c – Estado de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
Fig. 6d – Estado de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
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Fig. 6e – Estado de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
Fig. 6f - Estado de entrega de las partes estructurales que recibió la UPMH.
A principios de 2016 el profesor Manuel Repper Bracho, perteneciente a la plantilla docente de tiempo completo del P.E de Ingeniería en Aeronáutica escucha del proyecto moto delta de la 8ª generación y propone la construcción de una aeronave tripulada de mayor envergadura en comparación con el moto delta propuesto.
Después de revisar la viabilidad económica del proyecto parecía en ese entonces poco factible, pero el presente proyecto toma vida con las partes de la aeronave que donó la comandancia del aeropuerto y las partes dañadas y quemadas por la productora ARGO que fueron entregadas en las condiciones como ya se comentó con anterioridad, reduciendo así enormemente los costos de tal forma que los profesores Manuel Repper y Pablo Arizpe deciden llevar a cabo este proyecto en sustitución del moto delta para los alumnos de la 8ª generación.
Cabe mencionar que el presente proyecto toma como base la reconstrucción de los componentes estructurales dañados de una estructura que pertenece al modelo canadiense de las aeronaves Zenith CH750 Stol, teniendo en cuenta algunas modificaciones y reparaciones estructurales, así como el sistema de propulsión que conforma a la nueva aeronave denominada Hedwig XXI. También es de considerarse que este proyecto se encuentra dirigido por el director del programa educativo y liderado por el profesor Manuel Repper Bracho, siendo apoyado por la plantilla docente que lo conforma de acuerdo a las áreas de conocimiento y por supuesto cerca de 300 alumnos de la carrera de la ingeniería en aeronáutica.
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Hedwig-XX1 toma su nombre como una aeronave académica experimental de ahí las siglas XX y el consecutivo 1 ya que es el primer proyecto de esta clase del P.E, el nombre de Hedwig (en español lechuza) se basó en la mascota del programa educativo debido a la zona inmersa de los alrededores de la UPMH ya que se encuentran viviendo lechuzas silvestres, este nombre lo pusieron alumnas de la 10ª generación de la carrera.
Fig. 7 – Elección del nombre del proyecto “Hedwig-XX1”.
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OBJETIVO.
Objetivo general.
Puesta en vuelo de una aeronave tripulada construida por el P.E de Ingeniería en Aeronáutica como parte de las festividades del 9º aniversario de la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH) así como de la carrera de Ingeniería en Aeronáutica.
Objetivos específicos:
Reconstrucción de una aeronave tripulada en el estado de Hidalgo, denominada Hedwig- XXI basada en los componentes estructurales del Zenith CH750 Stol como modelo original.
Adaptación de planta motriz.
Diseño y manufactura de componentes para la aeronave.
Evaluación de alumnos de la 8ª generación en su proyecto terminal.
Puesta en marcha y operación de la aeronave reconstruida.
Entrega de reporte técnico fundamentando el proyecto.
.
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MARCO TEORICO
Secuencia de Diseño Básico para Aeronave
Requerimientos Iniciales:
- Peso de despegue.
- Peso vació.
- Carga de paga.
- Peso del combustible.
- Superficie alar.
- Alargamiento del ala.
- Potencia o empuje para el despegue (75%).
- Coeficiente máximo de levantamiento con el avión limpio.
- Coeficiente máximo de levantamiento con flaps extendidos.
La secuencia es la siguiente:
1. Determinar las especificaciones de la misión y preparar una lista de los puntos que tengan mayor impacto en el diseño.
2. Preparar un estudio comparativo de aeronaves con misiones similares.
3. Seleccionar el tipo de configuración a utilizar.
4. Preparar un bosquejo a escala de fuselaje y cabina de pilotos.
5. Seleccionar el sistema de propulsión a utilizar, así como lugar y forma donde será colocado.
6. Decidir parámetros de diseño del ala, su tamaño, localización y posición de controles, alargamiento, flechado, perfil, relación espesor - cuerda, ángulo de incidencia, ángulo diedro, conicidad, etc.
7. Decidir tipo, tamaño y disposición de dispositivos hipersustentadores (flaps o aletas y slats).
8. Realizar un esquema del empenaje indicando tamaño, geometría y posición, tanto relativa como en el fuselaje (ángulo diedro longitudinal, cuerda, conicidad, perfil, etc.).
Seleccionar tamaño y localización de los controles direccional y longitudinal.
9. Decidir el tipo de tren de aterrizaje a utilizar y su posición en la aeronave, indicando número y tipo de neumáticos.
10. Preparar un arreglo a escala de la configuración preliminar. Realizar un análisis de carga y balance.
11. Realizar el análisis de estabilidad y control para la configuración propuesta 12. Realizar el análisis de la curva polar.
13. Formular conclusiones sobre los puntos anteriores:
I. Si los resultados de peso y balance así como los del estudio de estabilidad y control son satisfactorios, entonces se continúa con el punto 14.
II. Si los resultados no son satisfactorios entonces el C.G. ha sido situado incorrectamente con respecto al tren de aterrizaje. Realizar los ajustes necesarios y si el problema se resuelve continuar con el punto 14, si no se resuelve regresar al punto 2 de la secuencia y reconfigurar la aeronave.
III. Si el rango entre las posiciones delantera y trasera del C.G. es muy grande, siga las instrucciones del punto II de este apartado. Este problema tiende a
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desaparecer si el C.G. de la carga de paga, del combustible y del peso vació estuviesen muy próximos entre si, algunas veces, el problema puede resolverse cambiando de posición un componente pesado.
IV. Si los resultados del punto 11 muestran que el avión tiene mucha o poca estabilidad longitudinal y/o direccional o que existe un problema al volar a la velocidad mínima de control, será necesario realizar ajustes en las dimensiones del empenaje y si procede recalcular los puntos 10 y 12.
14. A partir de la curva polar obtenida en el punto 12, calcular aquellos valores D L que correspondan a las fases de la misión, ya que estos cambios afectan al peso de despegue, al peso vació y al peso de combustible: si estos pesos cambian en menos de 5% continuaremos con el punto 15, si los pesos cambian más del 5% debemos redimensionar y regresar al punto 3 de la secuencia.
15. Realizar un dibujo de las 3 vistas preliminares del avión, donde ya se consideren los cambios de acuerdo a los resultados de los puntos 10 al 14.
16. Realizar un reporte que documente los resultados y que incluya recomendaciones.
17. Realizar una lista de los sistemas principales necesarios en el avión y preparar dibujos que permitan visualizar la interacción de los sistemas y la estructura del avión.
18. Dimensionar a los neumáticos y elementos del tren de aterrizaje y verificar la forma en que se fijara en la estructura así como su esquema de retracción.
19. Realizar un dibujo del arreglo de la estructura.
20. Calcular la envolvente de vuelo.
21. Realizar análisis estructural a cada componente principal.
22. Realizar el análisis de peso y balance, calculando momentos y productos de inercia.
23. Analizar los resultados del punto 21, de acuerdo a lo establecido en las conclusiones I, II y III del punto 13.
24. Si es necesario modifique las 3 vistas de la aeronave.
25. Realizar el análisis de estabilidad y control, de acuerdo a las 3 vistas del punto anterior.
26. Calculo de las cargas de equilibrio 27. Recalcular la curva polar.
28. Calcular las características del sistema de propulsión.
29. Realizar una lista de capacidades que el avión debe alcanzar incluyendo normas establecidas como la F.A.R., identificando los que sean críticos para el diseño preliminar.
30. Calculo de los rendimientos de motor y aeronave
31. Calcular las capacidades críticas de la aeronave y compararlas con las del punto anterior.
32. Si es necesario realizar ajustes a la configuración iterando los puntos del 17 al 28, tantas veces como sea necesario.
33. Realizar las 3 vistas finales y tabular los parámetros geométricos esenciales.
34. Finalizar el dimensionamiento de la(s) cabina(s).
35. Preparar el dibujo preliminar de todos los sistemas principales en especial de los sistemas de control de superficies primarias de vuelo.
36. Finalizar el arreglo estructural, de acuerdo a los cambios necesarios según los puntos del 20 al 32.
37. Preparar el proceso preliminar de fabricación.
38. Preparar el estudio de mantenimiento.
39. Preparar el análisis de costos de diseño, de fabricación y de operación.
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Estimación del Rango del Centro de Gravedad
El grado de éxito logrado estimando el peso de un nuevo diseño depende grandemente de la experiencia combinada con datos de aviones anteriores y conocimiento de los tipos propuestos de construcción. La primera estimación preliminar normalmente se fundamenta en los cálculos que involucran la carga útil que consiste en tripulación, pasajeros, combustible, aceite, y carga.
Los datos del desempeño de las especificaciones dan el alcance deseado, velocidad y carga de paga. Esta información le permite al diseñador estimar aproximadamente el combustible y aceite necesario, lo único desconocido es la carga útil. Desde que los rangos de carga útil son del 25 al 40 por ciento del peso bruto de diseño, dependiendo del propósito del avión y del tipo y cantidad de equipo instalado, el peso bruto de diseño aproximado puede ser encontrado dividiendo la carga útil por el porcentaje supuesto. En este diseño se contempla un peso vacío de 1320lb que incluye la carga útil de 630 lb. En la estimación preliminar es conveniente considerar una subdivisión del peso bruto total primeramente en los grupos principales. El peso vacío en este trabajo se calcula tomando en cuenta los siguientes porcentajes.
Grupo Porcentaje
Ala Empenaje Fuselaje Instrumentos Mobiliario
Tren de aterrizaje principal Tren de nariz
Controles Accesorios Hélice Tolvas Mascarilla Tapa fuego Equipo eléctrico Equipo electrónico Bancada y motor Carga en ala Carga en cabina Piloto y copiloto Combustible
Tabla 1 − Ejemplo de Tabla para porcentajes
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Una vez que se tienen los pesos correspondientes de cada uno de los componentes principales de la aeronave se procede a calcular el momento que produce cada componente con respecto al datum tomando en cuenta la estación en la que se encuentra instalado dicho componente con la finalidad de encontrar la posición delantera y trasera del C. G.
Descripción W(lb) Radio (fts) Mom(lb*ft) Empenaje
Fuselaje Instrumentos Mobiliario Tren de nariz Tren Principal Controles Accesorios Helice Tolvas Cono Helice Mascarilla Tapa fuego Eq. Eléctrico Eq. Electrónico Bancada y Mot.
carga en ala carga en Cabina Piloto y copiloto Ala
Wcomb Wtotbruto Wtotal
Tabla 2 − Ejemplo de Tabla para momentos
El Centro de Gravedad Delantero se calcula para la condición de los tanques de combustible llenos y el Centro de Gravedad Trasero se toma para la condición de tanques de combustible vacíos
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Envolvente de Vuelo
Para realizar la Envolvente de una aeronave, la cual se define como el diagrama de velocidades características de la aeronave contra el Factor de Carga que las velocidades generan; este diagrama nos indicara las posibles limitaciones estructurales que se podrían presentaran en la aeronave. Dentro de este diagrama se presentan sólo dos posibles limitaciones, una es por Maniobra y la otra es por Ráfaga. La limitación por maniobra tiene que ver solo con los movimientos a los que es sujeta la aeronave y la limitación por ráfaga está relacionada con los vientos ascendentes o descendentes. Para la realización de la envolvente se cuenta con dos métodos, uno de los cuales se encuentra en la subparte C del FAR 23 y el otro en el Apéndice A del mismo FAR; aunque la única limitante que presenta el último método nombrado, es que solo aplica para aeronaves clasificadas como ligeras (donde W 6000lb) y por lo mismo es un método simplificado.
El método completo se muestra se enuncia brevemente, ya que este es el método completo y aplica para cualquier aeronave sin ninguna restricción.
Dentro del FAR 23, se tienen tres categorías de aeronaves como lo son:
1) Normal.
Para esta categoría, se tiene contemplado un factor de carga de n= 3.8, el cual es suficiente para soportar diversas maniobras como:
a) Maniobras incidentales de vuelo.
b) Aproximación al desplome.
c) Ochos perezosos (virajes pronunciados con inclinaciones no mayores de 60º).
2) Utilitaria.
Para esta categoría, se tiene contemplado un factor de carga de n= 4.4, el cual es suficiente para soportar diversas maniobras como:
a) Barrenas.
b) Ochos perezosos (virajes pronunciados con inclinaciones no mayores de 60º).
3) Acrobática.
Para esta categoría, se tiene contemplado un factor de carga de n= 6, el cual es suficiente para generar ninguna limitante en maniobras.
En este diagrama se tiene las siguientes definiciones de Velocidades:
VS ̶ 1g Velocidad de desplome o velocidad mínima hasta la cual la aeronave es controlable.
VC ̶ Velocidad de diseño de crucero.
VD ̶ Velocidad de diseño en picada.
VA ̶ Velocidad de diseño de maniobra.
Dentro del diagrama se determinaran estas velocidades así como los puntos críticos.
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Una vez obtenidos con anterioridad los Límites Trasero y Delantero del Cetro de Gravedad, las Curvas Características (a partir de la Polar) y la Envolvente de Vuelo de la aeronave lo que prosigue es realizar el cálculo de las Cargas de Equilibrio de la aeronave, de éstas últimas obtendremos las condiciones críticas a las cuales va ha estar sujeta dicha aeronave. Como datos necesarios de entrada:
a) Envolvente de Vuelo de la aeronave (Velocidades y Factores de Carga).
b) Peso máximo de la aeronave considerando combustible y pasajeros . c) Gráficas de XCP vs CL , CN vs. CL y CC vs. CL
d) Limites Delantero y Trasero del Centro de Gravedad.
e) Potencia Máxima del Motor.
1. En primera instancia se debe leer la velocidad de las diferentes condiciones de vuelo a las que se encuentra sometida la aeronave. Estas se obtienen de la envolvente de vuelo.
Esta velocidad estará denominada por la letra “V”.
2. Para este paso lo que se obtiene es el factor de carga para cada condición de vuelo de la aeronave, que de igual manera se obtienen de la envolvente de vuelo.
3. El siguiente paso es el cálculo de la presión dinámica para cada condición de vuelo, por medio de la siguiente expresión:
2 V2
q
V = Se obtiene el valor del paso 1 para cada condición.
= 1.225Kg/m3 = 0.002378slug/ft3
4. El siguiente calculo que prosigue para las Cargas de Equilibrio es el del CL para cada condición de vuelo y se calcula de la siguiente forma:
qS W CL n1
n1 ̶ Factor de carga, se obtiene del paso 2.
5. Se calcula el Coeficiente Normal para cada condición de vuelo que se obtiene de las Curvas Características (Polar) de la aeronave; entramos a la gráfica de CN vs. CL con el valor del CL obtenido con anterioridad en el paso 4 y leemos el valor correspondiente de cada condición.
6. En esta parte de igual manera que en el paso 5, se lee el Coeficiente Cordal para cada condición en la gráfica de CC vs. CL
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7. En este paso se obtiene el valor del Centro de Presiones para cada condición de vuelo a partir de la gráfica de XCP vs. CL
8. Se calcula es el factor de carga para cada condición de vuelo de la siguiente forma:
W n qSCN
q ̶ Presión dinámica, se obtiene del paso 3.
CN ̶ Coeficiente Normal, se obtiene del paso 5.
9. En este momento con toda la información ya obtenida, se encuentra los factores de carga horizontales, las distancias y las alturas adimensionales, se puede comenzar calculando el factor de carga nx1, el cual se obtiene para cada condición de vuelo, por medio de la siguiente expresión:
W qSCC
x1
CC ̶ Coeficiente Cordal, se obtiene del paso 6.
10. Después de haber obtenido nx1, calcularemos la distancia adimensional x1 para cada una de las condiciones de vuelo ya que depende del valor de XCP , de la siguiente forma:
C x1 X1
X1 = Distancia referida desde el Datum propuesto al centro de presiones del ala para cada condición de vuelo, con respecto a la horizontal.
C = cuerda del ala
11. La segunda distancia adimensional es x2 , este valor será constante para todas las condiciones de vuelo, pero se deben de hacer dos tablas ya que depende de la posición del Centro de Gravedad.
C x2 X2
X2 ̶ Distancia referida desde el Datum hasta la posición del C. G. de la aeronave, con respecto a la horizontal.
12. Se prosigue en calcular la distancia adimensional x3, esta valor será constante para todas las condiciones de vuelo. Generalmente se considera que el centro de presiones del empenaje Horizontal será constante, por lo que consideraremos que éste se encuentra al 25% de la cuerda del empenaje.
C x3 X3
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X3 ̶ Distancia referida desde el Datum hasta el 25% de la cuerda del E.H, con respecto a la horizontal.
13. Ahora se calcula la altura adimensional h1, este será un mismo valor para todas las condiciones de vuelo.
C h1 H1
H1 ̶ Distancia referida desde el Datum hasta la posición del Centro de Presiones del ala, con respecto a la vertical.
14. La última altura adimensional que se calcula es h2, la cual será un mismo valor para todas las condiciones de vuelo. Cabe mencionar que ésta altura es igual a la altura h1, consideración se hace para simplificar los cálculos. Esta altura ubica el centro de gravedad del fuselaje.
C h2 H2
H2 ̶ Distancia referida desde el Datum hasta el Centro de Gravedad de la aeronave, con respecto a la vertical.
15. En este paso se calcula el factor de carga producto de la tracción al cual está sujeto la aeronave, se le denominará nx4 . Este valor se obtiene para cada una de las condiciones de vuelo. A partir de este paso se tendrán dos tablas debido a que se debe de realizar el cálculo para la Potencia Máxima y Potencia Mínima.
P TV
W T
x4
) 689 . 1 ( 550
4 WV
P WV
nx P
̶ Eficiencia de la hélice (75% - 80%) P ̶ Potencia desarrollada por el motor 500 y 1.689= Factores de conversión
16. nx2, el cual debe de ser obtenido para cada una de las condiciones de vuelo. Por condición de equilibrio de fuerzas en el eje horizontal se puede obtener de la siguiente forma
1 4
2 x x
x n n
n
F
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17. En este paso se calcula n3 , el cual se debe de obtener para cada una de las condiciones de vuelo. Del diagrama libre podemos calcularlo por medio de un sistema de ecuaciones simultaneas, a continuación se presentan:
0 , 0 ,
0
3 2
1
n n n Fy
M Fx
3 1
2 n n
n
3 3 4 4 2 2 2 2 1 1 1
1x n h n x n h n h n x
n
M x x x
3 2
4 2 4 2 1 1 1 2 1 3
) (
) (
) (
x x
h h n h h n x x
n n x x
18. Una vez calculado n3, se procede a calcular n2 por medio de Fy. El valor de n2 se debe de obtener para cada una de las condiciones de vuelo.
3 1
2 n n
n
Nota: El valor de n1 y n3 los obtenemos de los pasos 2 y 17 respectivamente.
19. Por último la Carga de Equilibrio producto del empenaje horizontal, denominado LE. Este valor se debe de obtener para cada una de las condiciones de vuelo.
LE = n3W
Como se explica se deben de realizar dos tablas. Las tablas señaladas son las siguientes:
Posición Delantera del Centro de Gravedad
Mínima Potencia
Máxima Potencia
Posición Trasera del Centro de Gravedad
Mínima Potencia
Máxima Potencia
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Fuerzas del Ala en vuelo y Diagramas de Cortantes y Momentos para el Fuselaje
Puesto que dentro de las características de un perfil siempre se cuentan con coeficientes adimensionales, para el propósito del análisis de esfuerzos es conveniente encontrar todas las fuerzas normales y paralelas para la cuerda de un ala básica. Se tienen coeficientes de fuerzas que serán, el coeficiente de sustentación,CL, normal al viento relativo; el coeficiente de resistencia al avance o arrastre, CD, paralelo al viento relativo; y un coeficiente de momento, CM, alrededor de un punto definido sobre la cuerda del ala. Las magnitudes de los coeficientes están en función del ángulo de ataque . Resolviendo los coeficientes normal y paralelo para la cuerda del ala, tenemos:
L cos D sen
N C C
C
L sen D cos
C C C
C
2 2
C N
R C C
C
CN ̶ El coeficiente de la fuerza normal a la cuerda del ala, positivo hacia arriba.
CC ̶ El coeficiente de la fuerza paralela a la cuerda del ala, positivo hacia el frente.
CR ̶ El coeficiente de la fuerza resultante.
Si la sustentación y la resistencia al avance verdadera no son perpendiculares y paralelas a la cuerda del ala, el coeficiente de fuerza resultante, CR, puede ser resuelta paralela a la sustentación y a la resistencia al avance verdadero, teniendo C y N' C las cuales no son C' necesariamente perpendiculares el uno al otro.
Para propósitos de diseño es satisfactorio asumir queCL CN C'N. La fuerza total de sustentación en el ala se da por CLSq CN Sq C'NSq y la fuerza total paralela a la cuerda del ala está dada por CC Sq, donde S es el área efectiva del ala y q la presión dinámica
2
2
1v . El momento total torsionante de la fuerza de sustentación en el ala se dar por CM Sqc , donde c es la cuerda del ala. El coeficiente de momento, CM , tiene que ser determinado alrededor de algún punto definido en la cuerda del ala. Usualmente es dado alrededor del centro aerodinámico. El centro aerodinámico
c.a. quizá definida dentro de la cuerda del ala alrededor el cual el momento de las fuerzas aerodinámicas son consideradas independientes deCL, que son, producto de CN que es la distancia al centro aerodinámico en porcentaje de la cuerda del ala y es igual a una constante.24
Para un punto x a lo largo de la cuerda, el coeficiente de momento está expresado por la ecuación:
x CP
C CMx N
Donde CP es la posición del centro de presión. CP y x son dadas en porcentaje de la cuerda. Si x es tomada a una distancia desde el borde hasta el centro aerodinámico y asumimos que x = 0.25, entonces:
N M
C CP0.25C
CM ̶ Coeficiente de momento alrededor de un punto ubicado a un cuarto de la cuerda (+CM da un momento tal que causa un incremento en el ángulo de ataque).
Para realizar el análisis estructural del Fuselaje, se parte de los dibujos de la aeronave. Estos dibujos nos sirven como base para dividir el fuselaje en secciones, de las cuales debemos encontrar el peso de cada una de ellas y su longitud. Para encontrar el peso necesitamos contar con las dimensiones de los atizadores, como son su sección transversal, su densidad, etc.;
necesitamos también el espesor y las medidas de las pieles, pero estas últimas también las encontramos a partir de los dibujos. Se proponen un número determinado de secciones, debido a que realizan los cortes en la ubicación de las cuadernas.
El fin de esta sección es determinar la sección denominada como “sección critica”:
1. Propiedades de la Sección.
2. Cargas que soporta cada Atizador.
3. Flujos de Corte.
La Sección Crítica es la misma para las cuatro condiciones de Vuelo Críticas. Por esta razón sólo se tiene que realizar un cálculo de los tres puntos anteriores. De las cuatro tablas de Momentos y Cortantes se tomará el valor de Momento y Cortante mayor. Recordar que se trata de una sección abierta y simétrica. El Cortante se considera positivo hacia arriba y el Momento negativo en sentido de las manecillas del reloj
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ESPECIFICACIONES TÉCNICAS DE LA AERONAVE.
AERONAVE HEDWIG-XX1
Perfil alar NACA 65018
Envergadura 9.59 m
Superficie Alar 16.51 m2
Cuerda raíz 1.722 m
Cuerda punta 1.722 m
Aspect ratio (AR) 5.569
Conicidad 1
CAM 1.722 m
Longitud de fuselaje 7 m
Altura 2 m
Peso Vacío 500 Kg
Tabla 3 – Especificaciones de aeronave.
Fig. 8 – Vista frontal de aeronave Hedwig-XX1.
Fig. 9 – Vista superior de aeronave Hedwig-XX1.
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Fig. 10 – Vista lateral de aeronave Hedwig-XX1.
Fig. 11 – Vista isométrica de aeronave Hedwig-XX1.
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RESULTADOS AERODINAMICOS
Se llevó a cabo el cálculo aerodinámico pertinente para conocer los parámetros que intervienen en el diseño de la aeronave, mostrando la curva polar como la de principal comportamiento.
Fig. 12 –Curva polar para aeronave Hedwig XX-1
Las Simulaciones numéricas en el área de aerodinámica (CFD) que se realizaron incluyeron los montantes como elementos estructurales en condiciones de vuelo a una altitud de 2360m sobre el nivel del mar a una velocidad de aproximadamente 115km/h
Fig. 13 –Dibujo esquemático del ala
28 Resultados de Velocidad
Fig. 14 –Distribución de velocidades en ala
29 Resultados de Presión
Fig. 15 –Distribución de presión en ala
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Adaptación de Hélice.
Con la finalidad conocer las características del sistema de propulsión de la aeronave, se revisó la información pertinente y con ello se adaptó la idea de la hélice óptima para el motor montado en el nuevo conjunto ya reconstruido.
Aeronave: Hedwig XXI.
Velocidad de crucero: 35.7633 m/s.
RPM: 3000 RPM.
Techo de operación: 3700 m Densidad: 0.8455 Kg/m3 a 3.7 Km.
Diámetro propuesto de la hélice: 1.651 m
Cabe mencionar que los aspectos operativos fueron idealizados para las condiciones de trabajo del aeronave, como base del proyecto. De acuerdo a la información de adaptación de hélice se realizaron los siguientes cálculos para conocer la potencia relacionada con la hélice propuesta utilizando los datos anteriormente mencionados.
𝐶𝑙 = 𝑊
1
2 ∗ 𝜌 ∗ 𝑉𝑐2∗ 𝑆
= 0.44145
Tomando en cuenta los cálculos realizados en base al método Anderson obtenemos la ecuación del arrastre de nuestra aeronave, a partir de datos de la polar de la misma.
𝐶𝐷 = 0.08 + 0.0516𝐶𝐿2 = 0.09005 Cuantificación de potencia.
𝑇𝐻𝑃 = 1
2000∗ 𝜌 ∗ 𝑉3∗ 𝑆 ∗ 𝐶𝐷 = 19.736𝐾𝑊 = 26.46 𝐻𝑃
0.8 ≤ 𝜂𝑝 ≤ 0.85 (Definiendo una eficiencia de potencia de hasta el 85%) 𝐵𝐻𝑃 =𝑇𝐻𝑃
𝜂𝑝 = 23.778 𝐾𝑊 = 32 𝐻𝑃 𝐶𝑠 = 𝑉 ∗ ( 𝜌
𝑃𝑜𝑡 ∗ (𝑟𝑝𝑠)2 )
1/5
𝐶𝑠 = 0.9639 n = rps 𝐽 = 𝑉
𝑑 ∗ 𝑛 = 0.4332
Cabe mencionar que los datos aquí mostrados son cercanos a la hélice original de 62 pulgadas de diámetro que posee la aeronave Zenith.
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ANALISIS ESTRUCTURAL, REPARACIONES Y MANUFACTURA.
Se realizó el análisis estructural de la aeronave, de los montantes del ala y para el tren de aterrizaje, para el caso de la aeronave completa se simulo en diferentes condiciones que a continuación se muestran
Ala Tren de Aterrizaje
Carga Aplicada 5000 N Carga Aplicada 5000 N
Material Especificado: Aluminio 6061-T6 Neumáticos (Caucho Sintético) Módulo de Elasticidad 62.5 GPa Módulo de Elasticidad 7 MPa
Módulo de Poisson 0.33 Módulo de Poisson 0.49
Ala con Montantes Muelles
Carga Aplicada con Soportes Fijos Módulo de Elasticidad 205 GPa
Carga 5000 N Módulo de Poisson 0.29
Características Aluminio 6061-T6
Fig. 16 – Aeronave en su posición original
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Fig. 17 – Aeronave en su posición desplazada por carga
Fig. 18 – Deformación Total a Escala de 1.3e2
Fig. 19 – Vista Isométrica Escala Real
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Fig. 20 – Análisis en montantes
Fig. 21 – Tren de Aterrizaje en Posición Original
Fig. 22 – Tren de aterrizaje con desplazamiento
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Fig. 23 – Posición Desplazamiento con Escala
Se han realizado diferentes reparaciones de las partes que conforman el avión que se encontraban sumamente dañadas. Estas secciones se han reconstruido y de igual manera se han utilizado diversos tipos de materiales para así poder realizar tales reparaciones.
Los daños más severos se encontraron en el ala, de las cuales ciertas secciones de la misma fueron reparadas con uso de materiales compuestos y pasta de resanado. Se hizo la colocación de remaches ciegos con mandril de estiramiento en ciertas secciones del ala, estos remaches hacen la función para mantener las secciones de la piel firmes en el ala. De igual manera, se agregaron una dupla de montantes en cada semiala para la sujeción en el fuselaje. Se agregaron dos nuevos asientos para el fuselaje, estos nuevos asientos han sido establecidos para la reconstrucción y la comodidad de los pasajeros. Se han establecido nuevos tensores para las superficies de control, observando su correcto funcionamiento.
Se ha colocado un nuevo sistema de tren de aterrizaje fijo debido a que este es un factor importante en la reconstrucción. Todas estas características son tratadas de manera particular de acuerdo a los componentes de la aeronave.
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FUSELAJE.
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El fuselaje se encontraba en condiciones devastadas en el exterior debido a las actividades a las que estuvo expuesta la aeronave, así como condiciones de corrosión que se presentaba por el envejecimiento y las condiciones ambientales en la que se encontraba antes de ser donado a la institución. Sin embargo, los elementos críticos estructurales del fuselaje se mantenían en buen estado, lo que facilitó la reparación de solo algunas secciones del mismo. Las partes más afectadas debido a estos daños eran la parte trasera del fuselaje, en el cual se encuentra la unión que se tiene con el empenaje, en esta sección, el daño era mayor ya que había casi pérdida total de la estructura la cual se tuvo que manufacturar. También se encontraban grietas de diversos tamaños en secciones de la piel a lo largo del fuselaje teniendo que realizar la planeación pertinente para una futura reparación.
Fig. 24– Daño estructural del fuselaje.
El proceso de reconstrucción y manufactura se comenzó con la creación de moldes de aluminio como base para realizar el montaje de las partes estructurales. Las partes que sirvieron como molde se encontraban torcidos y fue necesario regresarlos a su posición original por medio del proceso de doblado, siendo reconstruidos con aluminio.
Por medio de remaches de 1/8 de pulgada, se recubrió la reparación estructural reforzando al fuselaje con una nueva piel.
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Fig. 25– Proceso de reparación.
Para el proceso de reparación de grietas y daños superficiales en la piel, fue necesario remover las partes dañadas, ya que el solo colocar parches pondría en riesgo la integridad estructural de la aeronave, por lo tanto, se optó por colocar nuevas secciones de piel, la cual fue elaborada con lámina de 6 mm de espesor debido a su gran relación peso-resistencia que el material posee. Dichas secciones fueron adheridas a su nueva posición por medio de remaches de uso aeronáutico ya que son de alta presión.
Fig. 26 – Proceso de reparación en fuselaje.
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Fig. 27 – Vista lateral reconstruida del fuselaje por sección de cabina.
Fig. 28 – Vista lateral reconstruida del fuselaje.
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Fig. 29 – Vista inferior de fuselaje reconstruido.
Además, se reconstruyó en su totalidad la sección donde se empotran los montantes del ala en la parte baja estructural del fuselaje, estando sujeta al tren de aterrizaje. Esta parte consiste en una placa empotrada en la sección del fuselaje por medio de remaches de uso aeronáutico de alta presión de 1/8 de pulgada y tornillos de 5/32 de pulgada. La decisión de colocarla en esta sección fue considerada debido a la fuerza de impacto que generará la operación de aterrizaje de la aeronave, ya que ésta tenderá a distribuir las cargas a lo largo de la estructura.
Fig. 30 – Sujeción de montantes y tren de aterrizaje.
Por último, para proteger el material por daños de corrosión y de las condiciones ambientales a las que estará expuesta, se optó por la aplicación de una película de recubrimiento en todas las partes estructurales externas de la aeronave, además de tomar en cuenta la estética y presentación de la aeronave.
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ALA.
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El ala es una de las estructuras principales que genera la sustentación de la aeronave por lo requiere estar en buen estado para obtener las mejores prestaciones aerodinámicas que previamente fueron calculadas.
En el ala se encontraron importantes daños sobre la estructura, los cuales involucraron la cubierta, costillas y puntas de ala como las más notables.
Fig. 31 – Estado de entrega del ala.
Fig.32 – Estado de entrega del ala en otra sección.
Fig. 33 – Otras partes incluyentes del ala.
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Fig. 34 – Daños en punta de ala y cubierta.
Fig. 35 – Daño particular en punta de ala.
Fig. 36 – Semiala durante la evaluación de los daños estructurales.
Como parte de los procesos de reparación, se buscaba que las superficies fueran lisas para obtener las mejores condiciones aerodinámicas, por ello se reemplazaron secciones de piel dañadas mediante la colocación de remaches ciegos con mandril de estiramiento en ciertas secciones, estos remaches hacen la función para mantener las secciones de la piel firmes en el ala.
Fig. 37 – Remachado de sección de piel.
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Fig. 38 – Secciones de piel a reemplazar.
Se realizó un proceso de laministeria general sobre para resanar las imperfecciones restantes.
Fig. 39 – Raíz de la semi-ala durante los trabajos de laministería.
Fig. 40 – Proceso de laministería general para él ala.
Fig. 41 – Proceso de pintura sobre el ala después de las reparaciones.
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Se presentan los resultados de las reparaciones estructurales antes mencionadas en el ala.
Fig. 42 – Raíz de la semi-ala antes y después de las reparaciones estructurales.
Fig. 43 – Punta de ala después de las reparaciones estructurales.
Fig. 44 – Vista lateral del ala después de las reparaciones estructurales.
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EMPENAJE
VERTICAL Y
HORIZONTAL.
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De acuerdo al estado estructural en el que encontraba el empenaje de la aeronave “HEDWIG XXI”. Se consideró que la estructura necesitaba reparaciones menores. Estas reparaciones se llevaron a cabo sobre la superficie donde existían daños, al igual que sobre la superficie del borde de salida del empenaje.
Fig. 45 – Condiciones de llegada del estabilizador horizontal similares a las del ala.
Al inicio se encontró que al empenaje le hacían falta ciertas partes de su superficie, por lo cual se decidió cubrir estas zonas con láminas de aluminio, utilizando una reparación tipo parche.
Fig. 46 – Condición de llegada de estabilizador vertical.
Posterior a cubrir estas zonas, se procedió a darle un buen acabado a los bordes de salida, para realizar esta operación se utilizó fibra de vidrio para restaurar dicha zona y se dejó secar, después de esto se procedió a lijar dichas áreas, para darle un acabado específico.
Fig. 47 – Aplicaciones de fibra de material compuesto.
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Una vez que toda la superficie del empenaje estaba lista, se procedió a la aplicación de la película protectora de degradación del material, para esto, fue necesario transportar la aeronave a un área abierta pero destinada cuidadosamente por condiciones de seguridad.
Fig. 48 – Aplicación de recubrimiento y proceso de acabado en empenaje horizontal.
El timón de dirección del empenaje, no requirió extensas labores de reparación, ya que esté se encontraba en muy buenas condiciones, solo fue necesario reparar abolladuras sobre su superficie.
Fig. 49 – Timón de dirección (Estabilizador vertical).
Al finalizar la aplicación de la película de protectora, y posterior al secado de la misma, se procedió a ensamblar el empenaje en la aeronave, dando como resultado un excelente conjunto estructural que está acorde a la idea original de reconstrucción.
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Fig. 50 – Vista completa de empenaje completamente montado en la aeronave.
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TREN DE
ATERRIZAJE.
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El tren de aterrizaje el cual tiene la configuración es un tren de tipo triciclo, del cual se destaca que dentro del programa educativo de ingeniería en aeronáutica se manufacturó uno nuevo adaptándolo a la nueva aeronave.
Los alumnos realizaron el dimensionamiento para la manufactura del tren principal y de nariz.
Fig. 51 – Actividades de dimensionamiento de tren de aterrizaje.
Ante la ausencia de igual manera de la pieza que une el tren de aterrizaje al fuselaje, se dimensionó, construyó y adaptó dicho elemento como parte de la idea del tren nuevo manufacturado por los alumnos, el cual consiste en una placa de metal que a su vez se adaptara para sostener y sujetar a través de pernos y otros elementos de sujeción las estructuras de los dos montantes, otorgando así, mayor rigidez a la estructura alar de la aeronave.
El diseño original de la aeronave cuenta con dos montantes que parten de la unión justamente del tren de aterrizaje con el fuselaje hacia cada semiala, donde son de la misma manera empotradas. Estos montantes se dispondrían de manera semejante al diseño conceptual, formando la característica de configuración triangular por razones estructurales conocidas por el equipo de futuros ingenieros, asegurando así un buen desempeño en cuanto a condiciones estructurales.
El tren de aterrizaje a manufacturar fue destinado para ser de configuración fija. Una vez fijados los objetivos de tal estructura y con base en los conocimientos prácticos de aplicación, se fijaron los materiales aptos teniendo en cuenta una relación precio-desempeño, siendo el tren de aterrizaje una estructura que debe ser capaz de distribuir y reducir las cargas generadas en las distintas fases del perfil de vuelo. Por mencionar las más distintivas por el efecto sobre el elemento a manufacturar, como durante el aterrizaje cabe mencionar que son las de mayor magnitud, ya que se destinó soportar una carga constante representada por el avión mismo cuando se encuentra en pista.
Los materiales seleccionados fueron muelles de acero templado que se colocarían en dos series independientes y superpuestas en una posición paralela de manera horizontal. Ambas series de muelles son unidas a través de anillos manufacturados y cuidadosamente dispuestos en la sección de carga, en donde ambos extremos presentarían una curvatura más notable para así sujetarse a un material de la familia de las poliamidas conocido como Nylamid de calidad aeronáutica y es en este material donde se dispuso ser sujeto el conjunto que conforma al tren,
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gracias a las adaptaciones a través de pernos en conjunto con el sistema del neumático, facilitando a su vez el sistema de frenado en configuración de disco. El uso del material Nylamid se debe al conocimiento sobre sus buenas propiedades mecánicas en comparación con otros materiales, tales como su resistencia a la abrasión (resistencia al desgaste debida al rozamiento), ligereza, facilidad de maquinado (característica muy importante para la manufactura), buena resistencia térmica, y su muy amplia disponibilidad de formas.
En las figuras que se muestran a continuación se aprecia la disposición de cada elemento en el tren de aterrizaje cuidadosamente dimensionado y sujetado a través de elementos como pernos y soldaduras tanto de arco como de gas en algunas secciones del tren de aterrizaje para asegurar que estén fijadas correctamente como lo es en la parte de los muelles de manera crítica.
Fig. 52 - Series de muelles superpuestos y asegurados para el tren de aterrizaje.
Fig. 53 – Sección de sujeción del neumático y el Nylamid hacia el tren principal.
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Fig. 54 – Tren con disposición de muelles y anillos de sujeción para seguridad.
El siguiente paso después de la manufactura del tren de aterrizaje, es el acoplamiento del componente estructural a la sección del fuselaje a través de los elementos anteriormente mencionados, como se muestra en la evidencia fotográfica, se puede observar que se cumple con el trabajo en equipo para dar forma a la correcta instalación de este.
Fig. 55 – Instalación de tren de aterrizaje por medio de pernos.
Fig. 56 – Instalación de tren de aterrizaje por ambos lados para asegurar la linealidad de la aeronave.
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Fig. 57 – Disposición del tren de aterrizaje en la correcta orientación.
Fig. 58 – Vista frontal de la sección del tren de aterrizaje principal completamente instalado.
Fig. 59 – Vistas de posición de neumáticos con referencia al tren de aterrizaje.
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Fig. 60 – Disposición de los muelles en torno al material Nylamid.
Fig. 61 – Elemento terminado de los muelles con recubrimiento de película de material primer.
El tren de aterrizaje de nariz de igual manera se instaló y se encuentra sujeto, pero ahora a la sección frontal del fuselaje, estando de esta forma, en contacto con el motor de la aeronave, siendo esta una de las razones por las que se eligieron los materiales anteriormente mencionados, cuyas propiedades son capaces de resistir efectos térmicos y de carga ciclica.
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Fig. 62 – Instalación de tren de nariz (Vista frontal y lateral).
Fig. 63 – Vista de elementos estructurales que rodean al tren de nariz.
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Fig. 64 – Elementos de sujeción del tren de nariz.
El trabajo de instalación y adecuación del tren de aterrizaje se realizó con base en los estándares de la autoridad aeronáutica de acuerdo a los conocimientos adquiridos por el alumnado que conforma al programa educativo, considerando aspectos importante tales como cualquier distancia ya sea de la pista hasta el fuselaje o de la pista al motor y del suelo a el empenaje, todo esto, para no comprometer la distribución del peso y la seguridad en cada una de las fases del perfil de vuelo de la aeronave.
Fig. 65 Vista lateral con sistema de tren de aterrizaje completamente instalado.
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SOPORTES DE
MOTOR.
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Para esta parte se consideran las estructuras que unen y soportan al motor con el fuselaje de la aeronave para que fuera una unión rígida, ya que es de gran importancia asegurar la adaptación de la misma como montura del motor, para ser operable en condiciones seguras y confiables, evitando así, tener inconvenientes al momento de la puesta en marcha del motor como sistema de propulsión de la aeronave. Sabemos de antemano que la planta propulsora utiliza un motor de cuatro tiempos, la estructura del motor está sujeta con tornillos y con elementos estructurales de sección transversal circular que cuentan con un diámetro de 3/4 de pulgada, tal como se muestra en la siguiente evidencia fotográfica.
Fig. 66 – Instalación de motor sujetándolo al montante.
Los procesos de manufactura generalemte implementados fueron: soldadura, corte, taladrado entre otros.
Fig. 67 – Unión del montante con el fuselaje
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En la parte inferior se encuentra sujeta con elementos estructurales de igual manera que en la parte superior: En la imagen se muestra la instalación del motor al sujetarlo a los montantes.
Fig. 68 – Manufactura de montantes para el motor.
Fig. 69 – Estructura de soporte para el motor.
En la siguiente imagen se puede observar cómo se sujeta la estructura de los montantes para el motor, notando que existe una estructura completamente rígida que es lo que se buscaba desde un inicio.
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Fig. 70 – Estructura completa con la cual se monta el motor en la aeronave.
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MONTANTES DEL
ALA.
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En el P.E de Ingeniería en Aeronáutica se manufacturaron los montantes del ala, los cuales hacen la unión de cada semiala con la estructura del fuselaje y soportan la fuerza de sustentación que hace que el ala se levante estructuralmente.
Para la manufactura de estos montantes se utilizó perfil con sección transversal circular y rectangular, con el cual se elaboraron tres montantes por cada semiala. Cada montante tiene una sección transversal diferente las cuales son incluidas la geometría rectangular, circular y elíptica. Para el montante con sección transversal rectangular se utilizaron las siguientes medidas: 2.35 metros de largo, con sección transversal tiene 23/4 de pulgada x 3/4 de pulgada.
Para el montante con sección transversal elíptica se utilizaron las siguientes medidas: 2.36 metros de largo, la sección transversal tiene 1 1/4 de pulgada x 5/8 de pulgada, y se encuentra representado en la siguiente evidencia fotográfica.
Fig. 71 – Montantes manufacturados.
Fig. 72 – Vista frontal de montantes de ala.
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Para hacer más rígidos estos montantes se manufacturó otro montante con una forma de sección transversal circular, con las siguientes medidas: 47.4 cm de largo y 3/4 de pulgada de diámetro, el cual fue colocado entre los otros dos montantes como se muestra a continuación, para así rigidizar la estructura.
Fig. 73 – Montante con sección transversal circular.
El modo de fijación de las estructuras mencionadas, se realizó por medio de tornillos. Estos se fijaron por un lado hacia la parte inferior del fuselaje y por el otro lado hacia la semiala.
Fig. 74 – Sujeción de montantes a fuselaje.
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Fig. 75 – Sujeción de montantes a semiala.
Fig. 76 – Vista posterior de sujeción de montantes a semiala.
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Fig. 77 – Vista lateral de montantes completamente colocados.
Fig. 78 – Vista frontal de montantes colocados.
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CUBIERTA DE NARIZ.
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El desarrollo de cada una de las partes de la aeronave, requiere la construcción y adaptación de un recubrimiento para la nariz de la aeronave, protegiendo así planta motriz. Para ello se tiene clara una de sus funciones principales, la cual es contribuir a un desempeño aerodinámico, que debido a esto su contemplación es una geometría semicircular, lo cual favorece a las condiciones aerodinámicas de la aeronave reduciendo el parámetro de arrastre, y para lograr esta disposición se utilizó fibra de vidrio como material de construcción.
La planeación de la manufactura de la cubierta de nariz se realizó posteriormente a la colocación de la planta motriz de la aeronave para determinar la posición y fijación por la configuración del motor ya instalado, además del espacio utilizado por el mismo.
Fig. 79 – Consideración de la configuración de colocación de planta motriz.
Para la correcta colocación de la planta motriz de acuerdo al soporte de motor, se contó con la colaboración de docentes y el alumnado siguiendo los procedimientos preestablecidos necesarios debido a la importancia de la seguridad en la puesta en operación de la planta motriz y las posteriores pruebas de vuelo tripuladas. Terminada la colocación de la planta motriz en los montantes que a su vez están sujetos al fuselaje, es requerido el recubrimiento del motor para así reducir el arrastre en esta sección de la aeronave y de igual manera, asegurar la planta motriz de cualquier objeto exterior que pueda afectar el desempeño de este. Se dimensionó la sección de la planta motriz a fin de adaptar la fibra de vidrio como estructura principal para la cubierta.
