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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.
2
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”.
3
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
4
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).
5
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).
6
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.
7
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.
8
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.
9
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.
10
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.
11
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.
12
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”.
13
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.
.
14
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
15
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.
16
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
17
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
18
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 lbW 6000 ) 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.
19
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
2Vq
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
WnCL
1
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
20
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
qSCn N
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
qSCCx 1
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
Xx 1
1
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
Xx 2
2
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
Xx 3
3
21
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
Hh 1
1
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
Hh 2
2
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.
PTV
W
Tx 4
)689.1(
5504
WV
P
WV
Pnx
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
142 xxx nnnF
22
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
321
nnnFy
MFx
312 nnn
334422221111 xnhnhnxnhnxnM xxx
23
424211121
3
)()()(
xx
hhnhhnxxnn xx
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.
312 nnn
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
23
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,LC , normal al viento relativo; el coeficiente de
resistencia al avance o arrastre, DC , paralelo al viento relativo; y un coeficiente de momento,
MC , 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:
sencos DLN CCC
cossen DLC CCC
22
CNR CCC
NC 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.
RC 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, RC , puede ser resuelta paralela a la
sustentación y a la resistencia al avance verdadero, teniendo '
NC y '
CC las cuales no son
necesariamente perpendiculares el uno al otro.
Para propósitos de diseño es satisfactorio asumir que NNL CCC ' . La fuerza total de
sustentación en el ala se da por qSCqSCqSC NNL ' y la fuerza total paralela a la
cuerda del ala está dada por qSCC , 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 cqSCM
, donde c es la cuerda del ala. El coeficiente de momento, MC , tiene que ser determinado
alrededor de algún punto definido en la cuerda del ala. Usualmente es dado alrededor del centro
aerodinámico. El centro aerodinámico ..ac quizá definida dentro de la cuerda del ala alrededor
el cual el momento de las fuerzas aerodinámicas son consideradas independientes de LC , que
son, producto de NC 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:
CPxCC NMx
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
CCP 25.0
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
25
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.
26
Fig. 10 – Vista lateral de aeronave Hedwig-XX1.
Fig. 11 – Vista isométrica de aeronave Hedwig-XX1.
27
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
30
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
12 ∗ 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.
31
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
32
Fig. 17 – Aeronave en su posición desplazada por carga
Fig. 18 – Deformación Total a Escala de 1.3e2
Fig. 19 – Vista Isométrica Escala Real
33
Fig. 20 – Análisis en montantes
Fig. 21 – Tren de Aterrizaje en Posición Original
Fig. 22 – Tren de aterrizaje con desplazamiento
34
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.
35
FUSELAJE.
36
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.
37
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.
38
Fig. 27 – Vista lateral reconstruida del fuselaje por sección de cabina.
Fig. 28 – Vista lateral reconstruida del fuselaje.
39
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.
40
ALA.
41
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.
42
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.
43
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.
44
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.
45
EMPENAJE
VERTICAL Y
HORIZONTAL.
46
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.
47
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.
48
Fig. 50 – Vista completa de empenaje completamente montado en la aeronave.
49
TREN DE
ATERRIZAJE.
50
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,
51
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.
52
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.
53
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.
54
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.
55
Fig. 62 – Instalación de tren de nariz (Vista frontal y lateral).
Fig. 63 – Vista de elementos estructurales que rodean al tren de nariz.
56
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.
57
SOPORTES DE
MOTOR.
58
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
59
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.
60
Fig. 70 – Estructura completa con la cual se monta el motor en la aeronave.
61
MONTANTES DEL
ALA.
62
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.
63
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.
64
Fig. 75 – Sujeción de montantes a semiala.
Fig. 76 – Vista posterior de sujeción de montantes a semiala.
65
Fig. 77 – Vista lateral de montantes completamente colocados.
Fig. 78 – Vista frontal de montantes colocados.
66
CUBIERTA DE NARIZ.
67
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.
68
Fig. 80 – Dimensionamiento para la colocación de la cubierta en la nariz del avión.
El siguiente paso a seguir, fue el corte de la fibra de carbono a fin de adaptarse a la forma
inferior de la sección de la planta motriz, recurriendo al uso de herramientas de corte para
facilitar las actividades de manipulación y adaptación del material en cuestión.
Fig. 81a – Posicionamiento de la fibra de vidrio para su corte posterior.
Se contó con una parte reutilizable de otra aeronave para adaptarse a la parte superior de la
planta motriz para constituir la nariz de igual manera de fibra de vidrio. Además, se realizaron
cortes en la parte superior de esta pieza a fin de funcionar como ventilación para la planta motriz.
Fig. 81b – Cubierta superior.
69
Una vez terminada la sección inferior de la nariz se comenzó a adaptar ambas partes para así
considerar los elementos de sujeción más convenientes.
Fig. 82 – Medición y adecuación de cubierta superior e inferior para la nariz del avión.
Posteriormente se realizan más cortes para obtener una sección como parte del respirador
colocada en la parte superior de la nariz. La sección de fibra de vidrio se somete a un cambio
de forma para así adaptarse al respirador de la nariz.
Fig. 83 – Sección de respirador.
Una vez dimensionadas las dos partes principales de la nariz que son la superior e inferior, se
realizó un remachado en cada una de las uniones para así estar perfectamente adaptadas a la
forma de la planta motriz previamente instalada, donde se agregaron dos cortes en los extremos
para así conseguir una forma más uniforme a causa del paso de componentes que forman parte
del motor.
Fig. 84 – Vistas laterales de cubiertas colocadas en la aeronave.
70
SECCIÓN DE
CABINA,
INTERIORES E
INSTRUMENTOS.
71
Las reparaciones y modificaciones que se emplearon en la cabina fueron las necesarias para
únicamente la reconstrucción de esta, así como también para la implementación de
instrumentos.
Palanca de mandos y sistema de mandos de control.
Se reparó la palanca de mandos y todo lo referido al sistema que manipula las superficies de
control, ya que el estado en el que se encontraban dichos componentes presentaba oxidación.
La reparación inició por retirar las partes afectadas de su lugar y retirando el óxido con lija
desbastando hasta obtener una superficie lisa y sin presencia del material de deterioro. La pieza
ya libre de óxido se recubrió con una capa de recubrimiento que servirá para evitar que
nuevamente se oxide, ofreciendo a la vez la estética del componente.
Fig. 85 – Condiciones de corrosión en el timón y sistema de control.
Fig. 86 – Desensamble del sistema de mando de control.
72
Fig. 87 – Acabado del sistema de control.
Los cables tensores para las superficies de control que van de los pedales al timón de dirección
fueron reemplazados por cables que controlan a dichas superficies y fueron obtenidos de otra
aeronave, por otra parte, a las varillas que van de los pedales al tren de nariz se les colocó un
refuerzo en las terminales que van en los pedales. Tal refuerzo fue una lámina de acero soldada
con micro alambre, las demás terminales de unión entre los mandos de control se encontraban
en buen estado por lo cual solo se realizó una limpieza y lubricación del componente.
Dentro de las modificaciones realizadas se consideraron los siguientes aspectos:
Los asientos con los que llego la aeronave debido a su deterioro y partes con roturas, fueron
removidos, y reemplazados por asientos que se adaptaron para usarse en la aeronave. Dichos
asientos fueron tomados de sillas que se encontraban en inutilidad y se adaptaron de tal forma
que se pudieran colocar en el lugar correspondiente para los futuros tripulantes. Para la
adaptación de dichos asientos se cortaron las patas de estos, facilitando la actividad de
empotrarlos en el lugar correspondiente, la sujeción de estos se llevó a cabo por medio de
remaches y tornillos fijados por barrenos que se hicieron en la estructura de la silla y de la
estructura del aeronave donde se colocaron los asientos.
Fig. 88 – Asiento que se le retiro a la aeronave.
73
Fig. 89 – Asientos que se le colocaron a la aeronave.
Fig. 90 – Remaches y tornillos para sujetar los asientos.
Instrumentos.
Para la operación de la aeronave es muy importante la consideración de los instrumentos de
vuelo, por lo cual en el proyecto se adoptaron los instrumentos necesarios para realizar un vuelo
VFR en condiciones de seguridad de vuelo a baja altitud.
Para el desarrollo de la parte de la instrumentación en el proyecto se tuvo que adaptar la placa
que era parte de la cabina, con la finalidad de colocar los instrumentos de medición
correspondientes, para esta metodología se consideró las dimensiones de cada panel para
poder trabajar sobre ella y así asignar la ubicación respecto a la medida de cada instrumento,
después de ello se recortó cada sección asignada a los instrumento y se traspasó con un
marcador al panel de aluminio para poder taladrar los contornos de instrumentos y mandos,
posteriormente se calibró cada contorno de las circunferencias.
Al final para la estética del tablero de instrumentos se aplicó pintura recubrimiento protector en
toda la superficie de la placa.
A continuación se puede observar la placa colocada y pintada dentro de cabina con los orificios
correspondientes a cada uno de los instrumentos de vuelo.
74
Fig. 91 – Manufactura en cabina del tablero para los instrumentos de vuelo.
Los instrumentos colocados dentro de cabina para la aeronavegabilidad de la aeronave son los
siguientes:
Fig. 92 – Indicador de viraje, RPM y presión de aceite, respectivamente.
Fig. 93 – Indicador ADF, indicador de succión y horizonte artificial, respectivamente.
Es importante mencionar que algunos de los instrumentos serán reemplazados y mucho
depende del presupuesto con el que cuente la carrera haciendo referencia a un vuelo visual
para lo cual solo se requiere el indicador de revoluciones por minuto o tacómetro y el indicador
75
de presión de aceite, que se encuentran conectados directamente con el motor de la aeronave.
Por último se colocaron todos los instrumentos al tablero de la aeronave, para ello se utilizaron
tornillos para poder ser sujetados
.
Fig. 94 – Instrumentos de medición en cabina.
76
PLANTA MOTRIZ.
Estudio Comparativo.
A continuación, se muestra una selección de motores alternativos de cuatro tiempos, en la cual
se muestran datos como son la potencia, la cilindrada, las revoluciones por minuto, el par motor
y la relación de compresión. Estos datos son importantes para realizar el estudio comparativo
en cuanto a la selección del motor a utilizar en dicho proyecto.
Tabla 4 – Estudio comparativo de motores de cuatro tiempos.
Modelo Par(Nm) Potencia(Kw) RPMDimensiones
(m^3)Relación de compresión Cilindrada(cm^3)
1600 TL 111 40 4000 10.537 7.7 1584
1600 Karmann-Ghia Coupe 106 37 2800 8.899 7.5 1584
1600 A 106 34 3700 10.273 7.5 1493
1.4 TSI 108 40 4100 10.273 6.6 1584
1500N 106 34 3800 10.002 8.2 1679
1500S 106 40 4200 10.002 8.2 1679
1500A 106 34 3700 10.002 10 1984
1600LE 110 40 4000 10.002 8.3 1584
1100 101 34 2000 8.943 19.5 1896
1200 104 41 2400 9.321 7.2 1585
1200A 104 41 2400 9.45 9 1272
1300 106 37 4200 10.398 9.75 1349
1500 106 37 4200 10.032 19.5 1422
181 99 33 3800 10.537 8 1093
411 LE 132 60 4900 8.899 8.2 1272
411 LE Variant 132 60 4900 10.273 7.2 1584
Beetle 164 86 5200 10.273 8.2 1272
Sedan 97 37 4000 10.002 7.2 1584
Beetle TDI 209 66 3750 10.002 8.2 1272
Brasilia 106 40 4200 10.002 9.5 1272
Citi Golf 1.3 100 48 5600 10.002 19.5 1349
Citi Golf chico 1.3 102 51 5500 8.943 8 1422
CrossPolo 1.4 TDI 156 51 4000 9.321 8.2 1093
Derby GL 76 37 5800 9.45 7.2 1272
Derby GLS 96 45 5600 10.398 8.2 1584
Gol BX 111 40 4600 10.032 7.2 1272
Golf LS 96 45 5600 9.321 8.2 1584
Igala 106 40 4200 9.45 9.5 1272
Jetta C 96 45 5600 10.398 9.5 1272
Polo 1.3 95 41 5400 10.032 9.5 1272
MOTORES
77
Gráficas de Dispersión.
De acuerdo a los datos comparados considerando datos de la tabla 4, en la siguiente gráfica de
dispersión se muestra la potencia de los motores contra la relación de compresión de los
mismos, definiendo así la zona operativa del motor a elección.
Fig. 95 – Potencia contra relación de compresión.
A continuación, la gráfica de dispersión muestra las revoluciones por minuto de los motores
antes mencionados contra la relación de compresión de los mismos.
Fig. 96 – RPM contra relación de compresión.
78
En la siguiente gráfica de dispersión muestra el par de los motores antes mencionados contra
la relación de compresión de los mismos.
Fig. 97 – Par motor contra relación de compresión.
Por último, la gráfica de dispersión muestra la cilindrada de los motores antes mencionados
contra la relación de compresión de los mismos, determinando de esta manera que el motor a
elección se encuentra en la media de la zona operativa de comparación de datos de entre otros
modelos.
79
Fig. 98 – Cilindrada contra relación de compresión.
80
Datos Técnicos del Motor.
Ficha técnica del motor.
Carrera 69 mm
Cilindrada 1493 cm3
Compresión 7.5
Potencia máxima según DIN 70020 34 (46) / 4000 kW (CV) a 1/min
Par motor máximo según DIN 98.1 (10.0) / 2600 Nm (kpm) a 1/min
Consumo de combustible -
Según DIN 70030 9.0 litros /100Km
Combustible 83 ROZ Res F 1
Consumo de aceite Max 1 litros / 1000 Km
Tabla 5 – Ficha técnica del motor a decisión.
Medidas y pesos.
Longitud 762 mm
Ancho 343 mm
Altura Vacío 509.5875 mm
Altura libre sobre el piso 200 mm
Peso en vacío, listo para el servicio 115 kg
Carga útil 180 Kg
Tabla 6 – Datos técnicos de dimensiones y peso del motor a decisión.
Considerando aspectos de funcionamiento como antecedente se menciona lo siguiente:
Fig. 99 – Motor de 4 cilindros.
Los motores de cilindros opuestos refrigerados por aire se han utilizado para propósitos de uso
aeronáutico. Limbach Flugmotoren produjo desde 1970 más de 6000 motores para aviación
basados en motores de cilindros opuestos.
El motor refrigerado por aire no requiere una unidad de reducciones de engranajes costosas y
a menudo complejas de utilizar una hélice a las RPM de crucero eficiente. Con su disponibilidad
relativa de bajo costo y partes, muchos aviones experimentales se han diseñado a base de este
tipo de motores.
81
Fig. 100 – Motor refrigerado por aire instalado en un Evans VP-1 Volksplane.
Algunos aviones que utilizan este tipo de motor son;
Aerosport codorniz.
Airdrome Fokker D-VIII.
Airdrome Nieuport 11.
Airdrome Nieuport 24.
Estos motores se utilizan en configuraciones de 2, 4, 6 y hasta 8 cilindros.
Fig. 101 – Motor de 2 cilindros en configuración de cilindros opuestos.
Algunos aviones que utilizan motor de 2 cilindros en configuración de cilindros opuestos:
Belita Ultra Cub
Hangar Ultrababy de Duane
Hummel Bird
Se comenzó la adaptación del motor a la aeronave con la manufactura de un soporte para el
motor. Se tomaron ciertas consideraciones, como que la estructura que une el motor con el
fuselaje de la aeronave fuera una unión rígida y el motor tuviera una unión flexible usando bujes
en la sujeción del motor. Se optó por una estructura en configuración de armadura para soportar
el motor.
82
Mantenimiento del Motor.
Tomando en cuenta los parámetros ofrecidos por datos técnicos del motor, se aplicó un
mantenimiento mayor (overhaul) para iniciar la vida operativa del mismo. El mantenimiento
contempló conocimientos especializados, precisándose además aparatos propios de un taller,
así como herramientas especiales. Tales trabajos tienen que ejecutarse de acuerdo con las
normas de mantenimiento de la fábrica, pues de ello depende la seguridad y el desempeño de
la aeronave.
Fig. 102 Motor de cilindros opuestos refrigerado por aire previo a la reparación.
Durante el proceso de mantenimiento se realizaron los siguientes procesos:
- Rectificación de cigüeñal.
- Rectificación de bancada.
- Rectificación de Barriles.
- Rectificación de Culatas.
- Cambio de válvulas, asientos y guías.
- Cambio de metales de biela.
- Cambio de pistones, camisas y anillos.
- Limpieza de partes.
- Cambio de empaques.
- Cambio de metales de árbol de levas
- Inspección de tolerancias.
- Cambio de accesorios (bomba de combustible, aceite, generador, poleas, etc.)
Las actividades de desarrollo se cumplieron con la participación de todos los compañeros que
aplicaron sus mejores conocimientos en cuestión mecánica, debido a que se requirió mayor
atención en el mantenimiento mayor realizado dentro de las instalaciones de la universidad.
Después de todas las actividades de mantenimiento con la debida supervisión del Ing. Marco
Brito, se terminó el mantenimiento listo para una puesta en marcha, agregando la estética para
el impacto meramente visual.
83
Fig. 103 Motor de cilindros opuestos refrigerado por aire después de la reparación.
84
Elección del Tipo de Motor con Tipo de Combustible.
En todo tipo de aeronave, la parte fundamental para la operación y funcionamiento es la planta
motriz. Este componente es el que permite a la aeronave pasar de un estado de reposo al vuelo
controlado.
Existe diversidad de motores en el campo de la aviación general que se clasifican de acuerdo
al régimen de vuelo y/o a la misión que deba desempeñar. La elección de la planta motriz fue
vital dentro del proceso de reconstrucción, pues con ello se determina en gran medida el costo
del proyecto y parte de los parámetros operativos de la aeronave.
Es por ello que como ya se mencionó, se ha seleccionado un motor de cuatro tiempo que se ha
adaptado de acuerdo a condiciones similares que demanda la aeronave Zenith CH701 Stol,
debido a la fundamentación estructural en este modelo de aeronave.
Fig. 104 – Motor opuesto de 4 tiempos.
Selección del combustible.
Un aspecto muy importante a considerar es el retardo del encendido en la combustión que
resulta estar influenciado por la relación de compresión adoptada, que a su vez se encuentra
bastante ligada a la clase y calidad del combustible a usar. El motor a gasolina emplea dos tipos
de combustible que son Magna y Premium.
Al ser seleccionado este tipo de combustible, son los más adecuados para el motor alternativo
de cuatro tiempos, ya que es necesario tomar en consideración la potencia calorífica, costo,
disponibilidad del combustible, niveles de aplicación de carga, revoluciones del motor,
frecuencia de los cambios de carga y condiciones atmosféricas de operación.
Tanto la gasolina Magna y Premium se diferencian por su nivel de octanaje, el cual en la
Premium cuenta con 92 octanos, mientras que la Magna tiene 87 octanos.
85
Fig. 105 – Comparación del poder calorífico de gasolinas seleccionadas.
Fig. 106 – Motor con prueba de sistema de combustible del tipo Magna.
Control de emisiones del motor de cuatro tiempos.
Las emisiones que genera el motor de cuatro tiempos sólo provienen de los gases que salen
por el tubo de escape, pero estos corresponden solo al 60% de la contaminación emitida por el
motor, el porcentaje restante corresponde en un 20% a las emisiones evaporativas de los
depósitos de gasolina, como el tanque de combustible y la cuba del carburador y en otro 20%
a los residuos de la combustión que escapan de la cámara hacia el interior del motor y a los
vapores del cárter.
Para obtener niveles de emisiones bajos, es necesario mantener la correcta operación de los
sistemas de combustible y encendido; no obstante, esto no es suficiente, por lo cual se han
diseñado sistemas de control de emisiones a fin de disminuir la carga de contaminación
producida por el motor, ya que ésta alcanza aproximadamente el 70% de la contaminación del
medio ambiente.
La función primordial de los sistemas de control de emisiones es la de disminuir la salida de los
gases contaminantes, en unos porcentajes determinados por leyes expedidas para tal fin en
cada país donde inclusive se especifica para cada ciudad.
86
Diseño de Tanques de Acuerdo a Estructura del Motor.
Las principales dimensiones del tanque de combustible del Zenith CH701 Stol se basan en las
siguientes dimensiones que son calculados por la autonomía que ejerce el motor del mismo.
Fig. 107 – Dimensiones de los tanques de combustible.
Este tanque de combustible está ubicado en la primera sección del ala que mostramos en la
siguiente ilustración.
Fig. 108 –Ubicación del tanque de combustible.
Para poder determinar la cantidad y dimensiones que tiene el tanque de combustible se toman
en cuenta los siguientes factores de la aeronave.
Tripulación: Dos pasajeros
Longitud: 20 pies 11 pulg (6,38 m)
Envergadura: 27 pies 0 pulg (8,23 m)
Altura: 8 pies. 7 pulgadas (2,62 m)
Superficie alar: 122.0 pies cuadrados (11,33 m 2)
Capacidad de combustible: 40 L.
87
Fig. 109 – Ubicación de tanques de combustible en la aeronave.
Internamente el tanque de combustible se encuentra en primera sección de la semi-ala.
Fig. 110 – Representación interna de los tanques de combustible dentro de la semiala.
Tanques de combustible.
88
Generación de Curvas de Rendimiento de la Planta Motriz y Fijación de
Parámetros.
Empleando los valores del coeficiente de levantamiento (CL) y coeficientes de resistencia al
avance total (CD) con aletas y tren de aterrizaje extendidos, obtenidos en la polar de la aeronave,
permitieron hacer los cálculos pertinentes de la velocidad y a su vez, los datos específicos de
la potencia que requerirá dicha aeronave dependiendo de los diferentes ángulos de ataque y
velocidad. La siguiente gráfica muestra la curva de potencia requerida en HP.
Fig. 111 – Curva de potencia requerida para la aeronave.
Para la obtención de la curva de potencia disponible es necesario conocer los datos específicos
de la planta motriz, como lo es la potencia de freno; otro dato requerido para dicha curva son
las características de la pala a emplear, para este caso aún no se tienen las gráficas de la
eficiencia (Ƞ) y factor de avance (J).
Fijación de zonas operativas.
Debido a la falta de información para la obtención de la curva de potencia disponible, no se
puede determinar las zonas operativas a las cuales se puede manipular la aeronave.
Fijación de potencia.
La potencia requerida máxima que se obtuvo con respecto a dicha curva, se encuentra un valor
de 68.41 HP, donde dicha potencia será aplicable en un ángulo de ataque respecto al ala de -
1°, para la obtención de dicho dato se contempló un peso de la aeronave de 560 kg.
3.54
18.39
68.42
18.39
6.50
3.54
1.65
0.77
0.51
0.00
10.00
20.00
30.00
40.00
50.00
60.00
70.00
80.00
0.00 5.00 10.00 15.00 20.00 25.00 30.00 35.00 40.00 45.00 50.00
PO
T re
q (
HP
)
V (m/s)
Curva de potencia requerida
89
PRUEBAS A REALIZAR.
Las pruebas en las plantas motrices son partes importantes, no solo posteriores a la
manufactura sino también cuando se realiza una modificación. Esto se realiza de acuerdo a los
estándares más altos de calidad que la autoridad aeronáutica dictamina, la seguridad en vuelo
no se puede dejar de considerar y esa es una de las razones de las diferentes pruebas a realizar.
La prueba más usual se realiza en un banco de pruebas donde se somete a varios ciclos de
funcionamiento la puesta en marcha del motor, recolectando cada uno de los parámetros como
por ejemplo temperaturas en las líneas de aceite, y temperatura y composición de los gases de
escape, pero debido a que no se cuenta con un banco de pruebas para la evaluación del
proyecto, la prueba que se realizara en su lugar es la puesta en marcha del motor, recolectando
igualmente parámetros importantes haciendo referencia al combustible y revoluciones
otorgadas, por lo tanto, las diferentes pruebas que se realizaran en la aeronave son las que se
mencionarán a continuación:
Corrida de motor: Es la primera prueba realizada después de la instalación de la planta motriz,
el cual se somete a varios ciclos de funcionamiento donde en el motor del avión o “ground
check” se comprueba que la presión y temperatura del aceite del motor tengan valores
nominales de funcionamiento. Si no marca valores normales algo grave debe suceder en el
sistema de lubricación y de ser así se debe volver lo más pronto posible y sin acelerones
evitando dañar algún otro conjunto del sistema de propulsión, haciéndolo llegar a un lugar de
aparcamiento para apagar el motor antes de que pueda griparse.
Una vez realizadas las diversas inspecciones a la planta motriz así como el overhaul pertinente,
se realiza la instalación de cada uno de los componentes de la aeronave que sean requeridos
para que dentro de la cabina el piloto se pueda tomar el mando de las diferentes superficies de
control de la aeronave y en este caso del motor.
A diferencia de la puesta en marcha del motor, el rodaje puede resultar más complicado y más
tardado debido a la cantidad de elementos a revisar en el supuesto caso de alguna falla o de
que algún elemento no funcione adecuadamente.
Rodaje (Taxing): Se entiende por actividad de rodaje al movimiento de la aeronave sobre el
suelo o pista determinada para dicho suceso. El propósito principal del rodaje es maniobrar el
avión para llevarlo a la posición de despegue o retornarlo al área de aparcamiento después del
aterrizaje. Algo importante que se debe de realizar dentro de la actividad de rodaje, es poner a
prueba el sistema de frenos aplicándolos suave y progresivamente, determinando que si los
frenos no funcionan adecuadamente, este el momento apropiado para detectarlo antes de dar
paso a una actividad mayor. Entre otros factores a revisar durante estas pruebas son las fallas
mecánicas, donde se considera también que la potencia del motor este dentro de los parámetros
deseados, así como las luces de la aeronave y centro de gravedad de la aeronave que ya incurre
en aspecto de diseño para la estabilidad y control de la misma.
La prueba más difícil y con más riesgos en una aeronave reconstruida es la prueba de vuelo,
debido a esto las dos pruebas anteriores se realizarán con la mayor eficacia posible.
90
Prueba de vuelo: Una vez comprobado todo lo anterior se prosigue a realizar una de las
pruebas más importantes que es la prueba de vuelo, en la cual una de las funciones que cumple
esta prueba es encontrar y corregir problemas en el diseño de la aeronave. Las primeras
maniobras que se realizarán son el despegue y las conocer las operaciones del vuelo mismo,
siendo pensado para una distancia del relativamente corta desde la pista hacia la altura que
tenga la aeronave en vuelo, para así identificar posibles fallas y no poner en riesgo la vida de
los pilotos asegurando a la vez su posterior aterrizaje, considerando estas maniobras seguidas
para crear un ciclo o perfil de vuelo. Una vez que la aeronave no presenta problemas
principalmente mecánicos se incrementara la altura de vuelo y se continuará la operación de
vuelo de manera normal por un determinado tiempo, concluyendo la operación con un aterrizaje
exitoso y finalizando operaciones con actividades de taxeo y apagado de motor.
91
CRONOGRAMA DE ACTIVIDADES.
A continuación se presenta una tabla con la programación previa de las actividades que se
involucraron a lo largo del proyecto desde la llegada de las estructuras hasta las pruebas de
vuelo a desarrollarse en agosto como primera prueba de vuelo.
MESES
Dic Ene Feb Mar Abr May Jun Jul Ago
1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4
1
1.1
1.2
1.3
1.4
2
2.1
2.2
2.3
2.4
3
3.1
3.2
3.3
3.4
4
4.1
4.2
4.3
4.4
5
5.1
5.2
5.3
6
6.1
6.2
7
8
9
Tabla 7 – Cronograma de actividades.
El presente diagrama está programado de acuerdo a la siguiente notación:
92
Notación. ACTIVIDADES
1 Medición
1.1 Análisis Estructural y esfuerzos de C/parte
1.2 Modelado SolidWorks.
1.3 Alineación de ala
1.4 Mecanismo de poleas y cables tensores
2 Validación aerodinámica
2.1 Validación estructural
2.2 Modelado
2.3 Ajuste de Empenaje
2.4 Mecanismos de mando de superficies
3 Validación de tren de aterrizaje
3.1 Adaptación de hélice
3.2 Materiales adicionales
3.3 Performance de aeronave
3.4 Bancada del motor
4 Diseño de interior de cabina
4.1 Modelado de hélice
4.2 Performance de motor
4.3 Alineación de ala
4.4 Carenado de motor
5 Calculo curva polar
5.1 Envolvente de vuelo
5.2 Materiales para refuerzos
5.3 Colocación de instrumentos
6 Primeras pruebas
6.1 Refuerzos
6.2 Entrega de reporte final
7 Cambios y construcción
8 Finalización de memoria de cálculo
9 Prueba de vuelo
Tabla 8. – Notación de cronograma de actividades.
93
CONCLUSIONES.
Esta aeronave concentra el esfuerzo de muchos participantes y colaboradores que están
haciendo posible la construcción de este prototipo funcional, de la misma forma se realizaron
los diseños correspondientes y la reconstrucción de partes dañadas.
En la etapa de reconstrucción se hicieron cambios inherentes al mismo proceso de la
manufactura y pruebas, estos cambios convirtieron complejo y costoso las reparaciones debido
a los tipos de componentes estructurales que se necesita para poner en vuelo a la aeronave
Hedwig XX1.
El tiempo de desarrollo de este proyecto se extendió dentro del cronograma de actividades
debido a complicaciones por costos, partes que se necesitan conseguir, simulaciones
numéricas y técnicas de manufactura que se definen para la reconstrucción del Hedwig, por
ejemplo, el uso de materiales compuestos.
A partir del análisis aerodinámico se determinó que tiene un gran coeficiente de levantamiento
como el establecido en fichas técnicas y se tiene una estructura confiable.
Al final podemos mencionar que la fase I de este proyecto se terminó con gran éxito.
Fig. 112 – Finalización etapa 1.
