DISEÑO PRELIMINAR DEL AVIÓN USB – 001 – X …biblioteca.usbbog.edu.co:8080/Biblioteca/BDigital/27700.pdf · A todo el personal de seguridad de la Universidad por el excelente

DISEÑO PRELIMINAR DEL AVIÓN USB – 001 – X PARA APLICACIÓN DE

INSUMOS AGROQUÍMICOS

ROGER ALPHONSE ACEVEDO

CARLOS GUSTAVO CAMARGO GÓMEZ

PEDRO MAURICIO CARO CARO

SAMUEL ALBERTO CASTILLO MARTÍNEZ

JAIME GIOVANNY CORTÉS GUTIÉRREZ

EDGAR SAUL CHAVES JIMÉNEZ

CARLOS ENRIQUE ESPAÑA RAMÍREZ

JUAN FELIPE GONZÁLEZ CARREÑO

VIVIANA ANGÉLICA MARTÍN CAMACHO

LENIN EDUARDO MORALES PEÑA

EMILIO MORELL PAZ

PABLO CÉSAR NAVARRO RUIZ

JUAN FELIPE OCHOA RESTREPO

JOSÉ LUIS VALLEJO ROMO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ, D.C.

2003

DISEÑO PRELIMINAR DEL AVIÓN USB – 001 – X PARA APLICACIÓN DE

INSUMOS AGROQUÍMICOS


CARLOS GUSTAVO CAMARGO GÓMEZ









EMILIO MORELL PAZ

PABLO CÉSAR NAVARRO RUIZ



Trabajo de investigación presentado como requisito parcial para optar al título de

Ingeniero Aeronáutico

Director: Ing. Miller Bermúdez

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D.C.

2003

Nota de Aceptación

__________________________________ __________________________________ __________________________________ __________________________________ __________________________________ __________________________________ Presidente del Jurado Jurado __________________________________ Jurado

Bogotá D.C. 28 de mayo de 2003

AGRADECIMIENTOS

Los autores expresan sus más sinceros agradecimientos a:

Fray Fernando Garzón Ramírez Rector de la Universidad de San Buenaventura,

por el apoyo brindado durante todo el proceso, como pioneros del gran proyecto

institucional que es el USB-001-X.

Miller Bermúdez. Ingeniero Aeronáutico y director técnico del trabajo de

investigación, por la confianza y orientación en busca de la mejor solución a los

problemas planteados.

Rosa Amparo Ruiz Saray. Magíster y asesora metodológica, por el aporte

incondicional en el tratamiento metodológico de la investigación y organización de

la misma.

Andreas Gravenhorst, Ingeniero Aeroespacial y docente de la Universidad, por

compartir los amplios conocimientos con el grupo, por la constante motivación y

por la desinteresada colaboración con el desarrollo estructural de la aeronave.

Alejandro García, Ingeniero Mecánico y secretario del nodo de Ingeniería

Aeronáutica, por su apoyo a la parte logística del proyecto y por haber estado

pendiente de las necesidades del grupo en todo momento.

A todo el personal que labora en los hangares de ingeniería, en especial al

Ingeniero Yesid Gómez, a Don Arturo y a Nelson por la actitud desinteresada,

colaboradora y siempre oportuna tanto dentro como fuera de los hangares.

A todo el personal de seguridad de la Universidad por el excelente trato que

tuvieron para con el grupo en las largas jornadas extra académicas desarrolladas

en las instalaciones de la Universidad.

A todas aquellas personas que de una u otra forma colaboraron en la realización

del proyecto.

...A mis compañeros de tesis,

que en todo momento soportaron mi trabajo,

quienes fueron una guía para sacar este proyecto adelante

e hicieron que me exigiera a mi mismo,

en especial Juan Felipe Ochoa

Juan Felipe González y Samuel Alberto Castillo.

...A mis padres,

por estar siempre conmigo y brindarme su apoyo,

por respetar mi decisión en el estudio en cuanto a la carrera que seleccioné.

...A mi hermano Alain y su familia,

que siempre colaboraron con mis inquietudes e incertidumbres.

...A Dios,

que durante toda mi vida me ha indicado el camino correcto

y me ha permitido superar adversidades y necesidades.

...A mis amigas Jacqueline Zamudio y Juana Jurado.


...A mis padres,

quienes con su ejemplo y sabiduría me apoyaron

y estuvieron conmigo a cada momento.

...A mis hermanos,

quienes han compartido conmigo los mejores momentos.

...A Mónica,

por su comprensión, compañía y su amor

...A mis amigos,

los cuales siempre me han acompañado,

y quienes me ayudaron a salir adelante

en los momentos más difíciles.

CARLOS GUSTAVO CAMARGO LÓPEZ

...A la memoria de mi padre,

por sus enseñanzas y ejemplo.

...A mi madre,

la persona más importante en mi vida.

...A mis hermanas,

por su apoyo incondicional.

...A Ivonne,

por estar siempre conmigo

...A mis compañeros,

por su sacrificio y dedicación a este proyecto.


...A mis amigos,

por el apoyo brindado.

...A mi padre,

que confió en mi en todo momento.

…A mi hermano,

por su apoyo.

y sobre todo...

...A las mujeres más importantes en mi vida:

Mi madre, mi hermana, mi sobrina, y mi novia

quien estuvo conmigo en los momentos más difíciles y me brindó su apoyo.


…A mis compañeros de tesis, los que con su amistad duplicaron mis alegrías

y juntos dividimos a la mitad nuestras angustias o problemas.

...A mis padres, Jaime y Deyanira,

quienes con su apoyo, confianza y sacrificio me guiaron por el mejor camino.

...A mi tío Henry,

quien siempre se ha esforzado por darme lo mejor y junto a mis padres

hacer de mi un hombre de bien.

...A mi tío Alvaro,

quien más que un tío es mi amigo y mi hermano,

por sus consejos, gran ejemplo de vida

e infinita paciencia en la oficina.

...A mi novia Angélica, por estar siempre a mi lado con su amor y comprensión y,

porque con ella aprendí que amar no es mirarse el uno al otro;

es mirar juntos en la misma dirección.

...A mis amigos Maelo y Orlando,

quienes también son fuente del ejemplo a seguir en mi vida.


...A mis padres,

gestores de los pasos que me han llevado

a conquistar mi sueños.


...A mi madre, Esther Julia,

para quien las palabras de agradecimiento no son suficientes

para dedicarle este triunfo de mi vida.

Gracias por tu amor.

...A mi padre Carlos, y mi hermana Patricia,

que me apoyaron en los momentos que necesité de ellos.

...A mi esposa, compañera y amiga, Elizabeth,

quien siempre ha estado a mi lado apoyándome

paciente y expectante por la realización de nuestra familia

y de nuestro futuro.

...A mi hijo, Nicolás,

fuente de gracia y motivación máxima en mi vida.


...A mis papás,

por su apoyo incondicional, por buscar y querer lo mejor para mi.

...A mi hermano,

por la compañía que me ha brindado a lo largo de toda mi vida.

...A mi tío Daniel, por aconsejarme y preocuparse por mi futuro.

...A mi primo Juan Manuel,

por darme ese ejemplo de vida,

y que a pesar de lo difícil y dolorosa que sea una situación

siempre se puede salir adelante.

...A mis amigos, por todos los momentos alegres.

...Al alma de mi abuelita Dilia,

que desde el cielo me acompaña y me cuida.

...A Dios,

por todo lo que me ha dado y por brindarme esta alegría tan grande.


...A mis padres,

que me dieron la oportunidad de ser una persona integra

y con capacidades para desenvolverme en la vida.

... A mi hija, Laura Daniela,

que me dio las fuerzas para seguir adelante y no desfallecer.

Ellos y por sobre todo mi hija,

fueron la razón principal para continuar este largo proceso

que hoy culmina

y del cual me siento orgullosa.

...A José Luis,

por su apoyo y compañía.


Porque no fue un logro únicamente mío,

este trabajo va dedicado con mucho cariño:

...A mis padres Luis Eduardo y Graciela,

por todas las oportunidades que me dieron.

...A mi hermana Alejandra y mi sobrinita María Camila,

por su apoyo.

...A toda mi familia,

en especial a mis abuelos, mi tía Alba y mi primo Ernesto,

por expresar constantemente el interés en mi futuro.

Y por supuesto,

...A mi novia Diana,

por su paciencia, cariño y comprensión

durante el desarrollo del proyecto.

Gracias por el apoyo que me brindaron durante esta etapa de mi vida

que culminó satisfactoriamente.


...A Dios,

por permitirme estar en este mundo y disfrutar

de las cosas bellas que tiene la vida.

...A mi madre, Nydia,

que a pesar de la distancia siempre estuvo a mi lado

disfrutando de mis triunfos y apoyándome en mis derrotas.

...A mi padre, Carlomagno,

por todo lo que me ha brindado durante estos cinco años

y por enseñarme día a día a ser una mejor persona.

...A mi abuelita Ara

...A mi hermana Tatiana

...A mi hermano David y mis primitos David Andrés y Luis Miguel

...A todas aquellas personas,

que de una u otra manera creyeron en mi.

EMILIO MORELL PAZ

...A mi madre, Ana Judith Ruiz,

por su amor y su apoyo incondicional.

...A mi hermano, Mario Fernando Navarro,

por su apoyo en los momentos justos que los requería.

...A mi novia, Claudia Romero,

por estar siempre a mi lado,

por su comprensión y su apoyo.

PABLO CESAR NAVARRO RUIZ

... A mis padres,

quienes son las personas más importantes en mi vida

y que con su sacrificio, apoyo, cariño, sabiduría y entrega

me permitieron llegar a este, el punto cumbre de mi carrera.

... A mis hermanas Adriana y Patricia,

por ser el ejemplo más cercano y digno de seguir.

...A Dios

...A Patricia,

por su amor, cariño, comprensión, apoyo y compañía.

...A mis amigos y compañeros, por los buenos momentos.

...A Juan Santiago y Juan Camilo,

por ser mis hermanos del alma. Amigos de verdad

que siempre me han apoyado y soportado.

...A mi familia


...A mis padres, Luz Marina y José Luis,

por su infinito amor y comprensión.

...A mi hermanita Diana,

por su apoyo absoluto e incondicional.

...A mi abuela Alba,

mi motor para salir adelante

quien hizo nacer en mi la constancia.

...A mi Ángel,

que ha logrado en mi

la lucha por materializar mi sueño.


Preliminary Design of the USB-001-X Aircraft for Agrochemical Products Applications

Abstract: The purpose of this work is to design and develop an agricultural airplane, following the established design methods according to the specific technical theory available on the aeronautical subject. The entire work is based and formed under the Computer Aided Design (CAD) Advanced Aircraft Analysis (AAA) which gave us the appropriate tools for designing in a proper, clear, and accurate way, the supposed aircraft. Dr Jan Roskam theories were accepted as the principal source of information and the method of design. The work was done following up the sequential methodological steps announced by the design process, starting from a selective analysis of specific “base lines” aircraft and ending with a definitive choice of one of them which fitted with initial requirements set up by particular and known needs found on the aerial fumigation field. After deciding it, design process started as well, establishing all technical, legal, operational and performance parameters of the aircraft. Finally it was designed and modeled an aircraft which fitted into the proposed requirements and that, in a proper way, will be an important support tool for fumigation companies along National Territory and will supply the solutions to many actual troubles in this field.

I. INTRODUCTION

This document provides the information regarding to the followed steps done to make the preliminary design of a crop duster airplane for agrochemical products applications. As a guide to obtain such result, refer to DARcorporation, AAA Software, and AutoCAD. Program and books as “Airplane Design” part I to VIII of Dr Roskam Jan and “Aircraft Design: A Conceptual Approach” of Dr Raymer P. Daniel, President of Conceptual Research Corporation. The authors of this document agree with these guide books, due to the convenient proposal suggested, as step by step, to go through, to achieve the final purpose.

II. ADDITIONAL REQUIREMENTS

The requirements that may be established in this case are the airplane’s three views and its characteristics. For the previous statements, main dimensions and parameters of the USB-001-X will be specified.

Table 1. Main Characteristics of USB-001-X SPECIFICATIONS

Wing Span 33 ft Wing Chord 4.4 ft Wing area 145.2 ft2 Aspect Ratio 7.5 Length 21.38 ft Height 8.4 ft Landing gear Fixed Tricycle Wheel size 1.46 Seats 1

WEIGHTS AND LOADS Total weight 1938 lb Empty weight 970.8 lb Payload 623 lb Wing loading 8.4 lb/ft2 Weight/power relation 15.55 lb/hp Fuel 30 ga

POWER PLANT AND PROPELLER Engine Lycoming 0-320 Propeller 2 blades

PERFORMANCE Application speed 52.13 knots Stall Speed 38.2 knots Max. speed 85 knots Take off distance 750 ft Landing distance 700 ft

Fig 1. Three views of USB-001-X

III. ACNOWLEDGMENTS The authors gratefully acknowledge the contributions done by Ing. Miller Bermudez and MD. Ms. Rosa Amparo Ruiz Saray for their support, to make possible the accomplishment of this project.

IV. REFERENCES

[I] RAYMER, Daniel P, “Aircraft Design: a conceptual approach,” Third Edition, AIAA Educational Series, 1999, pp. 923. [II] AIRPLANE DESIGN. United States : Roskam Aviation and Engineering Corporation. 1990. VIII v.

V. BIOGRAPHIES

Roger Alphonse Acevedo was born in Cairo, Egypt, on August 15th, 1979. He graduated from the Lycée Français Louis Pasteur, Bogotá, and studied at the Universidad de San Buenaventura, Aeronautical Engineering. His employment experience includes working at the Technical Headquarters at the Army Aviation Brigadier. His fields of interest include airplanes maintenances, airplanes pilot

training and Aerospace fields.

Carlos Gustavo Camargo was born in Zipaquirá, Cundinamarca, on August 31, 1978. He graduated in 1996 from the Colegio Militar San Jorge, and he will graduate on July 2003, as an Aeronautical Engineer.

Pedro Mauricio Caro Caro was born in Chiquinquirá, Colombia, on October 22nd, 1977. He graduated from the Gimnasio Colombo Andino, and studied Aeronautical Engineering at the Universidad de San Buenaventura. His employment experience included the use of maintenance software named, ICARUS used at the Colombian Army Airplanes. His fields of interest include quality

control and airplanes reliability.

Samuel Alberto Castillo was born in San Gil, Colombia, on August 28th 1980. He graduated from the Colegio Seminario San Carlos, and he made his studies at the Universidad de San Buenaventura, where he received the Aeronautical Engineer Title. His field of interest is the Aeronautical Administration.

Jaime Giovanny Cortés Gutiérrez was born in Bogotá, Colombia, on April 8th, 1980. He studied at the Colegio Centro Don Bosco were he received also the title of Technical Drawer, and studied Aeronautical Engineering at the Universidad de San Buenaventura. His employment experience includes the MBE & Internet Médico Ltda, Bogotá, Colombia, where he works at the

Administrative Department, and the improvement of NIBP cards (National Investment Bank Projects) in the UAEAC. He also gave courses for increasing companies productivity using Microsoft Excel, Access, tools.

Edgar Saul Chaves Jiménez was born in Bogotá, Colombia, on March 11th, 1975. He graduated from the Instituto Pio XII, Bogotá, studied at the Universidad Antonio Nariño, Mechanical Engineering during three years, and performed his professional studies about Aeronautical Engineering on the Universidad de San Buenaventura. His fields of interest include airplane

maintenance, airplane design, and Aerospace fields.

Carlos Enrique España Ramírez was born in Bogotá, Colombia, on May 4th, 1974. He graduated from Gimnasio Militar Panamericano, Villavicencio, Meta, and studied Aeronautical engineering at the Universidad de San Buenaventura. His employment experience included Commercial Pilot from Aeroclub de Colombia and aeroportuary security, working in the

improvement of NIBP cards (National Investment Bank

Projects) in the UAEAC. His field of interest is the Aeronautical Administration.

Juan Felipe González Carreño was born in Bogotá Colombia, on November 4th, 1980. He graduated from the Colegio San Bartolomé La Merced on 1998, and performed his professional studies on the Universidad de San Buenaventura. His experience in aeronautical field includes digitalization of emergency equipment CAD drawings In Avianca’s fleet. Several family members are

involved with the aviation field. His special fields of interest include airplanes plastic models. He also wants to become an airplane pilot.

Viviana Angelica Martín was born in Bogotá, Colombia on 2nd December, 1977. She graduated from Colegio de San José and studied Aeronautical Engineering at Universidad de San Buenaventura. Her employment experience includes the Aerocivil and the making of the Maintenance Program on an airplane for that group. Her fields of interest are airframe and structures.

Lenin Eduardo Morales Peña was born in Bogotá Colombia, on February 13th, 1978. He graduated from the Externado Nacional Camilo Torres, he studied three years in Escuela Militar Marco Fidel Suarez, and studied Aeronautical Engineering at the Universidad de San Buenaventura. His employment experience includes aeroportuary security, working in the improvement of

NIBP cards (National Investment Bank Projects) in the UAEAC.

Emilio Morell Paz was born in Cali, Colombia, on October 16th, 1980. He graduated from the Colegio Lacordaire on July 1996, and studied Aeronautical Engineering at the Universidad de San Buenaventura. He has written several articles about aviation topics published in a Colombian aviation magazine, named Aviación al Rojo Vivo. He

worked with the Colombian Air Force in a project to improve the air condition system characteristics for the Boeing 707.

Pablo César Navarro Ruiz was born in Bogotá, Colombia, on June 26th, 1974. He graduated from the Colegio República de Colombia. He performed his studies at the Universidad de San Buenaventura. His employment experience is as an Assembler Technician at the Colmove Ltda. His special field of interest are the aerospatiale sciences.

Juan Felipe Ochoa Restrepo was born in Medellín Colombia, on November 10th, 1980. He graduated form the Colegio San Bartolomé La Merced, and performed his formal studies on the Universidad de San Buenaventura. His experience in aeronautical field includes an optimization and enhancement of the air cooling system of the Boeing 707, project, and other

investigation and research projects on asymmetrical airplanes. His special fields of interest include R/C airplanes for surveillance and other academically-recreational purposes.

José Luis Vallejo was born in Bogotá, Colombia on May 6th, 1977. He graduated from Colegio de la Presentación and studied aeronautical engineering at Universidad de San Buenaventura. His special fields of interest are engines.

VI. EDITOR´S NOTE As it is intended and expressed on the recommendations of this project, it’s desirable for this one to be continued, and so to complement it. By that, it doesn’t mean that the preliminary design of this crop duster airplane is not complete, instead, it will be gratefully to make the detailed design, a step further. The authors will like to suggest Engineers from the Universidad De San Buenaventura and students which are next to the graduation to make this work.

CONTENIDO

Pág.

INTRODUCCIÓN

1. PROBLEMA

1.1 LÍNEA

1.2 TÍTULO DEL PROYECTO

1.3 DESCRIPCIÓN DEL PROBLEMA

1.4 FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

1.5 JUSTIFICACIÓN

1.6 OBJETIVOS

1.6.1 Objetivo general

1.6.2 Objetivos específicos

2. MARCO REFERENCIAL

2.1 MARCO TEÓRICO

2.2 MARCO CONCEPTUAL

2.2.1 Diseño

2.2.2 Aerodinámica

2.2.3 Estructuras del avión

2.2.4 Unidad motopropulsora

2.2.5 Estabilidad y control

2.3 MARCO LEGAL

3. DISEÑO METODOLÓGICO

3.1 TIPO DE INVESTIGACIÓN

3.2 INSTRUMENTOS

3.3 PRESENTACIÓN DE RESULTADOS Y ANÁLISIS DE LA

INFORMACIÓN

1

6

6

6

6

10

10

12

12

12

14

14

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20

22

23

25

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31

31

31

32

3.4 VARIABLES

3.4.1 Variable dependiente

3.4.2 Variables independientes

3.5 HIPÓTESIS

4. ESTRUCTURA

4.1 DETERMINACIÓN DE LOS REQUERIMIENTOS Y PARÁMETROS

BÁSICOS DEL DISEÑO

4.2 ESTUDIO DE MERCADO

4.2.1 Estudio de la demanda

4.2.2 Cuantificación de la demanda

4.2.3 Estudio de oferta

4.2.4 Identificación del producto

4.2.5 Estrategia de mercado

4.3 JUSTIFICACIÓN DE LA CONFIGURACIÓN DE CABINA

4.4 SELECCIÓN DE AERONAVES PARA LA ESCOGENCIA DEL

BASELINE

4.5 MÉTODO COMPARATIVO DE AERONAVES

4.6 ANÁLISIS POR CARGAS PAGAS

4.7 VALIDACIÓN DE AERONAVES PARA LA SELECCIÓN DEL

BASELINE

4.8 ESCOGENCIA DEL BASELINE

4.9 DETERMINACIÓN DE LA CARGA ALAR, CARGA DE EMPUJE Y

CÁLCULO DEL PESO DE LA AERONAVE

4.9.1 Determinación de las fracciones de peso de la aeronave

4.9.2 Análisis de la carga alar y carga de potencia

4.10 DEFINICIÓN DE LA CONFIGURACIÓN GEOMÉTRICA

4.11 DEFINICIÓN DE LA CONFIGURACIÓN DE LA CABINA DE LA

AERONAVE

4.12 ESTIMACIÓN INICIAL DE LAS DIMENSIONES DE LA AERONAVE

4.13 SELECCIÓN Y ANÁLISIS DE LA UNIDAD MOTOPROPULSORA

34

34

34

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41

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47

48

48

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55

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80

80

83

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93

97

99

4.13.1 Preselección de motores

4.13.2 Elección del motor

4.13.3 Justificación de la configuración del motor

4.14 SELECCIÓN, ESTUDIO Y ANÁLISIS DE LOS PERFILES

4.14.1 Preselección teórica primera etapa

4.14.2 Análisis del perfil NACA 4415 utilizando dinámica computacional

de fluidos

4.15 DETERMINACIÓN, CONFIGURACIÓN Y CÁLCULO PRELIMINAR

DEL TREN DE ATERRIZAJE

4.15.1 Descripción

4.15.2 Dimensionamiento de las ruedas

4.15.3 Estructura del tren de aterrizaje

4.16 VALIDACIÓN EN EL SOFTWARE DE CONFIGURACIONES Y

ELECCIÓN DE LA OPCIÓN MÁS ADECUADA AL DISEÑO

4.17 ANÁLISIS DE LA INSTALACIÓN DE LA UNIDAD

MOTOPROPULSORA

4.17.1 Estudio de la bancada

4.17.2 Geometría de la bancada

4.17.3 Construcción del montante del motor

4.17.4 Dimensionamiento de la hélice

4.17.5 Estimación de pesos

4.17.6 Determinación de áreas de entrada y salida de aire para

refrigeración

4.18 DISEÑO PRELIMINAR DE LA AERONAVE EN EL SOFTWARE

4.18.1 Módulo de pesos

4.18.2 Módulo de aerodinámica

4.18.3 Módulo de rendimiento

4.18.4 Módulo de geometría

4.18.5 Módulo de propulsión

4.18.6 Módulo de estabilidad y control

99

101

102

105

105

113

122

122

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139

150

172

181

198

206

4.19 DISEÑO PRELIMINAR DEL SISTEMA DE CONTROL

4.20 EVALUACIÓN CUALITATIVA DE LA ESTABILIDAD Y

CONTROLABILIDAD DE LA AERONAVE

4.20.1 Controlabilidad longitudinal y trim

4.20.2 Controlabilidad lateral - direccional y trim

4.21 CARACTERÍSTICAS Y BOSQUEJO INICIAL DE LA

ESTRUCTURA DE LA AERONAVE

5. RESULTADOS

6. RECURSOS

6.1 RECURSOS MATERIALES

6.2 RECURSOS INSTITUCIONALES

6.3 RECURSOS TECNOLÓGICOS

6.4 RECURSOS FINANCIEROS

6.5 RECURSOS HUMANOS

7. CONCLUSIONES

8. RECOMENDACIONES

BIBLIOGRAFÍA

ANEXOS

213

219

220

227

229

238

242

242

242

243

243

245

246

251

257

LISTA DE TABLAS

Pág.

Tabla 1.

Tabla 2.

Tabla 3.

Tabla 4.

Tabla 5.

Tabla 6.

Tabla 7.

Tabla 8.

Tabla 9.

Tabla 10.

Tabla 11.

Tabla 12.

Tabla 13.

Tabla 14.

Tabla 15.

Tabla 16.

Tabla 17.

Tabla 18.

Respuestas de la encuesta

Costos del Turbo-Thrush

Costos del Quick silver GT-500

Costos del MXP 740

Costos del USB-001-X

Configuración de cabina de las aeronaves de fumigación

Primera comparación de aeronaves (Stiletto y Fournier)

Segunda comparación de aeronaves (Tecnam P92 y Wilga)

Tercera comparación de aeronaves (Fournier y Wilga)

Cuarta comparación de aeronaves (Elmwood y Aviasud)

Quinta comparación de aeronaves (Aero Boero y Husky)

Sexta comparación de aeronaves (Husky y Aviasud)

Especificaciones técnicas de las aeronaves validadas

Valores para determinación de cargas sobre ruedas

Opciones de llantas para tren principal y tren de nariz

Determinación de la fuerza en los mandos de control

Comparación de fuerzas en el sistema de control con los

valores exigidos en regulaciones FAR 23

Materiales estructurales del USB-001-X

32

50

52

53

54

59

63

64

64

65

65

66

72

125

127

221

222

237

LISTA DE FIGURAS

Pág.

Figura 1.

Figura 2.

Figura 3.

Figura 4.

Figura 5.

Figura 6.

Figura 7.

Figura 8.

Figura 9.

Figura 10.

Figura 11.

Figura 12.

Figura 13.

Figura 14.

Figura 15.

Figura 16.

Figura 17.

Figura 18.

Figura 19.

Figura 20.

Figura 21.

Figura 22.

Figura 23.

Figura 24.

Rueda de diseño

Perfil de la misión

Ayres Corporation Turbo Thrush S2RT34

Quick Silver GT 500

MXP 740

Misión escogida para la validación del baseline

Configuraciones posibles para la aeronave

Sketch de la aeronave

Geometría del tren tipo triciclo

Esquema geométrico de las cargas sobre ruedas

Esquema del tren principal

Configuración del tren de nariz

Ubicación del tren de nariz

Cálculo del peso de decolaje y tabla del perfil de la misión

Cálculo del centro de gravedad vacío de la aeronave

Cálculo del centro de gravedad total de la aeronave

Cálculo de la pendiente de sustentación para el ala

Cálculo del coeficiente de sustentación del ala con ángulo de

ataque igual 0

Curva de distribución de sustentación del ala

Cálculo de la pendiente de sustentación para el estabilizador

horizontal

Curva de drag polar del avión durante el aterrizaje

Curva de drag polar del avión durante la fase de aspersión

Predicción de la resistencia total de la aeronave

Distribución de la resistencia en el ala

15

43

49

51

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90

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129

130

130

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153

154

156

158

159

164

165

Figura 25.

Figura 26.

Figura 27.

Figura 28.

Figura 29.

Figura 30.

Figura 31.

Figura 32.

Figura 33.

Figura 34.

Figura 35.

Figura 36.

Figura 37.

Figura 38.

Figura 39.

Figura 40.

Figura 41.

Figura 42.

Figura 43.

Figura 44.

Figura 45.

Figura 46.

Figura 47.

Figura 48.

Coeficiente de momento de la aeronave para α = 0

Coeficiente de momento de la aeronave para el ángulo de

ataque de la condición de vuelo

Cálculo del centro aerodinámico de la aeronave

Datos de entrada para el cálculo de la relación de presión

dinámica del estabilizador horizontal

Diagrama de restricciones para la aeronave

Parámetros básicos para obtención de geometría de fuselaje

Parámetros de salida para la geometría del ala

Parámetros para la determinación de la geometría por el

método de paneles

Parámetros de entrada y salida para la geometría del alerón.

Geometría del alerón

Parámetros geométricos del estabilizador horizontal

Parámetros para la determinación de la geometría del

estabilizador horizontal por el método de paneles

Parámetros de entrada y salida para la geometría del elevador

Geometría del elevador

Parámetros de entrada y salida para la geometría del

estabilizador vertical

Parámetros para la determinación de la geometría del

estabilizador vertical por el método de paneles

Parámetros de entrada y salida para la geometría del rudder

Geometría del estabilizador vertical y rudder

Parámetros de entrada y salida para la geometría del canard

Parámetros para la determinación de la geometría del canard

empleando el método de paneles

Datos para la extracción mecánica de potencia

Dimensionamiento del área del ducto de entrada

Derivativas longitudinales y transversales

Análisis del diagrama de trim

169

169

171

172

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182

186

186

188

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196

196

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197

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201

204

207

209

Figura 49.

Figura 50.

Figura 51.

Figura 52.

Figura 53.

Figura 54.

Figura 55.

Figura 56.

Figura 57.

Figura 58.

Diagrama de trim de la aeronave

Mecanismo de control del elevador

Control del elevador

Funcionamiento del rudder

Bisagra externa y punto de aplicación de fuerzas

Transmisión del movimiento de alerones.

Movimiento flaperón

Derivativas para la evaluación de velocidad igual a 39.53 kt

Derivativas para la evaluación de velocidad igual a 76.5 kt

Bosquejo general de la configuración estructural

210

215

216

216

217

218

219

225

227

235

LISTA DE ANEXOS

Anexo A.

Anexo B.

Anexo C.

Anexo D.

Anexo E.

Anexo F.

Anexo G.

Anexo H.

Anexo I.

Anexo J.

Anexo K.

Anexo L.

Anexo M.

Anexo N.

Encuesta

Análisis por cargas pagas para escogencia de baseline

Derivativas de las aeronaves validadas como baseline

Determinación de las fracciones de peso, carga alar y carga de

empuje

Configuración de cabina

Determinación de la geometría inicial del avión

Opciones de planta motriz para el avión fumigador USB-001-X

Elección del motor según el método analítico “TOPSIS”

Preselección teórica de los perfiles

Análisis del perfil NACA 4415 utilizando dinámica computacional

de fluidos

Instalación del motor

Dimensionamiento de la hélice, estimación de peso planta

motriz y estimación del área de entrada y salida de gases

Derivativas de estabilidad y control

Evaluación cuantitativa – comparativa de las derivativas de la

aeronave

GLOSARIO

AAA: software de análisis avanzado de aeronaves (Advanced Aircraft Analysis).

ALA: superficie técnicamente eficaz de un avión sobre la que se genera la fuerza

aerodinámica de sustentación.

ALERÓN: superficie sustentadora que va incluida en el ala y ayuda a la aeronave

a realizar los movimientos en el eje de roll.

ÁNGULO DE ATAQUE: ángulo entre el plano del ala (acorde a la superficie de

sustentación) y la dirección del movimiento (velocidad libre de la corriente).

ASCENSO: cambio de altura de la aeronave para llegar a al altura de crucero.

ASPERSIÓN: medio por el cual un elemento se distribuye uniformemente sobre un

área determinada.

ATERRIZAJE: colocación de la aeronave sobre la pista.

AUTONOMÍA DE VUELO: tiempo total en el cual un aeronave puede permanecer

en vuelo.

AVGAS 100/130: combustible de gasolina para aviones de motor a pistón.

BASELINE: avión que se utiliza como base para el diseño de una nueva aeronave

y que se ajusta a los parámetros de diseño requeridos.

CABINA SIDE BY SIDE: tipo de cabina, donde el piloto y el copiloto se encuentran

sentados uno al lado del otro.

CABINA TANDEM: tipo de cabina, donde el copiloto se encuentra sentado detrás

de la silla del piloto.

CARGA O FUERZA: acción física de carácter vectorial responsable de los

cambios del movimiento de los cuerpos.

CARGA DE EMPUJE: empuje total de la aeronave dividido entre su peso bruto

máximo de operación.

CARGA ÚTIL: parte del peso total de la aeronave que incluye el peso de la

tripulación, equipaje, carga y equipos utilizados para realizar una labor

determinada. Es proporcionada por los parámetros de diseño.

CENTRO AERODINÁMICO: punto a lo largo de la superficie de sustentación o del

ala sobre el cual el coeficiente de momento no varía con un cambio del ángulo de

ataque. Generalmente se denota como c.a.

CENTRO DE GRAVEDAD: punto en el que los momentos generados por los

pesos de los componentes de la aeronave son exactamente iguales en magnitud.

Generalmente se denota como c.g.

CENTRO DE PRESIÓN: punto a lo largo del ala sobre el cual el momento debido

a la sustentación es cero, es decir, es el punto de la acción de la sustentación. El

centro de presión cambiará su posición cuando el ángulo de ataque cambie.

CILINDRO: dispositivo que convierte la energía fluida en fuerza y en movimiento

mecánico linear. Consiste generalmente en un elemento móvil tal como un pistón y

una barra de pistón, barra de émbolo, émbolo o espolón, funcionando dentro un

agujero cilíndrico.

COMPRESIÓN: acción ejercida por una fuerza exterior sobre un cuerpo y que

tiende a deformarlo.

CONSUMO DE COMBUSTIBLE: cantidad de combustible que se emplea o se

gasta durante la operación normal del motor y se obtiene de la división de la

distancia recorrida entre la cantidad de combustible empleada para recorrer tal

distancia.

CONSUMO ESPECÍFICO DE COMBUSTIBLE (SFC): libras de consumo de

combustible por hora para producir un caballo de fuerza en el eje de la hélice,

también es llamado Cbhp.

CORAZAS: elemento que envuelve la estructura del avión y que actúa como

blindaje.

COSTOS DE MANTENIMIENTO: gastos en los que se debe incurrir para cumplir

con los programas de mantenimiento estipulados según los manuales de cada

aeronave, pieza o componente.

CRUCERO: segmento de la misión en el cual la aeronave se desplaza a una

altura y velocidad constante.

CUERDA AERODINÁMICA: dimensión de la superficie de sustentación desde el

borde de ataque hasta el borde de fuga.

DEFORMACIÓN: alteración de la forma de un cuerpo por acción de fuerzas

exteriores o por calentamiento.

DENSIDAD DE COMBUSTIBLE: masa de combustible dividida entre el volumen

ocupado por el combustible.

DESCENSO: disminución de altura y velocidad de la aeronave para llegar a la

aproximación y después al aterrizaje.

DESPEGUE: segmento de la misión en el cual la aeronave, debido a la

sustentación y a su velocidad se levanta del piso.

DIAGRAMA DE RESTRICCIONES: diagrama que muestra la relación entre carga

alar y carga de empuje para los diferentes segmentos de misión requeridos de la

aeronave.

DISEÑO CONCEPTUAL: primera fase del diseño de una aeronave. En esta fase

se hallan parámetros como: pesos, dimensiones, arreglos en la configuración y el

desempeño en vuelo.

DISEÑO PRELIMINAR: segunda fase en el diseño de una aeronave, la cual se

determina cuando los cambios mayores han terminado. Se hacen arreglos de

configuración basados en dibujos. Es la fase de maduración del diseño

seleccionado donde se evalúan áreas como: aerodinámica, propulsión,

estructuras, estabilidad y control.

EMPUJE: fuerza que lleva una aeronave hacia adelante, también conocida como

fuerza de tracción.

ESTRUCTURA: conjunto de elementos que constituyen el esqueleto portante de

una construcción.

FAA: administración federal de aviación.

FACTOR DE CARGA: relación entre las fuerzas a las que esta sometida una

aeronave y su peso.

FAR: regulaciones establecidas por la administración federal de aviación civil de

Estados Unidos para la operación de aeronaves.

FLAP: pieza móvil situada en el borde de salida del ala del avión, que contribuye a

generar y mejorar su estabilidad y sustentación a bajas velocidades.

FRACCIÓN DE COMBUSTIBLE: parte del peso total de combustible requerido

para cada segmento de la misión.

FUERZAS AERODINÁMICAS: fuerzas que actúan sobre una aeronave. Son

cuatro: sustentación, resistencia, empuje y peso.

JAA: Entidad encargada de la aviación civil en Europa.

JAR: Regulaciones europeas para la operación de aeronaves.

L/D: indicación de la eficiencia aerodinámica de la aeronave.

MATERIAL COMPUESTO: aquel obtenido por la combinación de dos o más

materiales diferentes.

MOTOR A PISTÓN: motor de émbolo que transforma la energía térmica en

energía mecánica para dar movimiento a la hélice.

MOTOR REMANUFACTURADO: motor que habiendo cumplido con su ciclo de

vida útil, es refaccionado con elementos y accesorios nuevos y en buen estado

para ponerlo en óptimo funcionamiento con el fin de alargarle el ciclo de vida.

NÚMERO DE REYNOLDS: relación entre las fuerzas inerciales y las fuerzas

viscosas de un cuerpo. Número adimensional que indica el grado de turbulencia

de un fluido.

PBMO (PESO BRUTO MÁXIMO DE OPERACIÓN): peso máximo que la aeronave

debe tener al iniciar la misión para la cual fue diseñada.

PERFIL ALAR: sección transversal de un ala.

PERFIL DE LA MISIÓN: requerimiento principal en el cual se describen las

condiciones de operación de la aeronave. Se divide en segmentos y depende de

factores como: rango, capacidad, consumo de combustible y techo de operación.

PLACAS SÁNDWICH: placa compuesta de varias capas con cometidos

diferenciados, pero fabricada para ser empleada como un solo elemento.

POTENCIA DEL MOTOR: factor que indica la rapidez con que puede trabajar el

motor. La potencia máxima es el mayor número obtenido de multiplicar el torque

del motor por la velocidad de giro en que lo genera.

RAC: reglamento aeronáutico colombiano.

RANGO: velocidad de una aeronave multiplicada por la cantidad de tiempo que

puede permanecer en el aire. También se conoce como la distancia que una

aeronave es capaz de recorrer sin abastecerse de nuevo de combustible.

RELACIÓN PESO/POTENCIA: resultado matemático de dividir el peso en báscula

entre la potencia medida registrada en el banco de rodillos.

RENDIMIENTO DE LA HÉLICE: relación entre la potencia de propulsión de la

hélice y la potencia del árbol o eje del motor. Las hélices utilizadas con motores

alternativos de explosión tienen un rendimiento próximo a la gama de 0.85 a 0.88.

SLAT: superficie aerodinámica empleada para brindar hipersustentación que se

encuentra en el borde de ataque de un perfil.

SUPERFICIE ALAR: peso máximo bruto de operación de la aeronave dividido

entre su carga alar.

TBO: tiempo medio entre servicios de Overhaul.

TECHO DE ASPERSIÓN: altura en la cual un aeronave realiza el trabajo de

aspersión.

TECHO DE OPERACIÓN: altura máxima que la aeronave desarrolla en vuelo sin

sufrir daños estructurales y donde el rendimiento de su unidad motopropulsora es

óptimo.

TENSIÓN: fuerza de reacción que aparece en el seno de un cuerpo sometido a

solicitaciones, generalmente a esfuerzos de tracción y referida usualmente a la

unidad de superficie.

TORQUE: fuerza que producen los cuerpos en rotación.

TORSIÓN: tipo de deformación que experimenta un cuerpo cuando, sujeto por uno

de sus extremos se le tuerce mediante la aplicación de un par de fuerzas.

TRACCIÓN: esfuerzo mediante el cual se solicita una pieza, sección o elemento

de ésta, mediante fuerzas perpendiculares a superficies de corte imaginarias que

tratan de desmembrarla.

UAEAC: unidad administrativa especial de aeronáutica civil.

VÁLVULA: dispositivo encargado de abrir y cerrar las canalizaciones por donde

entra el líquido o gas al conducto o depósito en el que está insertada.

VÁLVULA DE ADMISIÓN: válvula encargada de dar paso a la mezcla de

combustible al interior de los cilindros abriendo o cerrando los conductos de los

colectores de admisión.

VÁLVULA DE ESCAPE: válvula que tiene como función liberar la mezcla ya

quemada y convertida en gases al exterior a través de los colectores y el tubo de

escape.

VELOCIDAD DE ASPERSIÓN: velocidad requerida por una aeronave de

fumigación para realizar una aspersión adecuada de acuerdo al tipo de elemento

que se aplica.

VELOCIDAD DE CRUCERO: velocidad que desarrolla la aeronave durante el

segmento de crucero. Es constante debido a que el empuje y la altura de vuelo no

cambian.

VELOCIDAD DE PÉRDIDA: velocidad donde se presenta una pérdida critica de

sustentación.

VIDA SEGURA: periodo de tiempo en el cual se estima que un componente, parte,

estructura o sistema no va a fallar.

VIGA: cada una de los elementos que constituyen las barras de una estructura de

entramado.

INTRODUCCIÓN

Colombia no se ha escapado a la larga mano de la “revolución verde”, es decir a la

agricultura industrial apoyada en insumos, fertilizantes y madurantes químicos. Es

así que desde hace algunas décadas, para la producción de caña de azúcar y

otras plantaciones se ha recurrido en forma creciente al uso de los agroquímicos

como plaguicidas, herbicidas, fertilizantes y madurantes que con el transcurrir del

tiempo se tienen que aplicar de forma rápida y efectiva.

A pesar de la situación actual, el estado colombiano encaminó esfuerzos hacia

ramas que hasta el momento no han sido suficientemente explotadas ni

aprovechadas, para que se les de apoyo, haciendo de esto una prioridad nacional.

En el caso de la aviación, existen procesos de diseño y construcción que pueden

ser optimizados y maximizados pero por no haber tenido una infraestructura

apropiada ni haber contado con recursos y oportunidades, no se han puesto en

práctica las actividades aéreas para la agricultura, que son de seguro provechosas

e interesantes para empresas y grupos económicos influyentes.

La aviación a nivel mundial ha crecido a pasos agigantados. Todo apunta a una

optimización y a un nivel de desarrollo tal que el transporte comercial aéreo y las

actividades aéreas particulares, se convertirán en el sustento de muchos entes

económicos importantes, así como el de aquellos que decidan explotarla, situación

que probablemente nunca imaginaron los hermanos Wright al construir y volar el

tan hoy recordado Flyer I cerca de la conmemoración de los 100 años de su

primer vuelo. La idea concebida por los hermanos Wright, llevó a un transporte de

correo más rápido y eficaz, a desarrollar poderosas armas de guerra, a transportar

pasajeros y carga, a los servicios de fumigación y agricultura, a la toma de

fotografías, a transportar heridos en sofisticadas aeronaves que prestan el servicio

de ambulancia aérea y a desarrollar conceptos importantes para la exploración del

espacio y demás.

¿Cómo empezó y evolucionó la práctica de la fumigación aérea? Fue en 1911

cuando al alemán Alfred Zimmerman se le ocurrió utilizar los medios aéreos en la

agricultura. Posterior a la primera guerra mundial sus ideas fueron utilizadas para

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

que suponía realizar los trabajos de una manera difícil y peligrosa. El final de la

segunda guerra mundial dio paso a lo que se conoce como aviación agrícola,

unida a la aparición de productos muy eficaces y de bajo costo que ayudan y

mejoran dicha producción.

El primer trabajo aéreo de fumigación se realizó en los montes de Teruel ubicados

en España en el año 1.950 sobre 1.234 hectáreas; hacia 1.955 ya se trataron

cerca de 140.000 hectáreas, interviniendo en su realización 22 aeronaves; en

2

1.979 se fumigaron 1.200.000 hectáreas con 153 aeronaves realizando los

trabajos. A partir de los 80’s ya se aplicaban insumos agroquímicos a más de

5.000.000 de hectáreas.

Conscientes del compromiso moral, social y científico que aceptamos y llevaremos

en nuestra profesión de Ingenieros Aeronáuticos, hemos decidido desarrollar una

aeronave que supla las necesidades del sector agrícola y que permita un aumento

en la productividad, así como la disminución de los costos de operación tanto en la

fumigación como en los demás posibles usos de la aeronave.

El diseño del USB–001–X, nombre con el que se ha denominado la aeronave, se

realizó comenzando por sus cálculos fundamentales y avanzó de una manera

integrada en las áreas de diseño conceptual, estabilidad y control, aerodinámica y

motores; teniendo en cuenta los conceptos propios de cada disciplina y a su vez

aplicando el aporte ingenieril de los estudiantes, para finalmente y con base en los

cálculos establecidos proporcionar el soporte necesario para la continuidad del

proyecto institucional en lo referente a diseño detallado, construcción, pruebas y

certificación.

Este proyecto es la materialización de un sueño, dado que todo ingeniero

aeronáutico anhela poder diseñar una aeronave; sin embargo, ésta es una tarea

dispendiosa y requirió del esfuerzo de un gran grupo de trabajo.

3

El presente documento contiene el trabajo de grado titulado DISEÑO

PRELIMINAR DEL AVIÓN USB-001-X PARA APLICACIÓN DE INSUMOS

AGROQUÍMICOS, el cual se desarrolló en ocho capítulos que a continuación se

explican.

En el primero se hace referencia al problema existente en las tareas de aplicación

de insumos agroquímicos por medios aéreos, se presenta una justificación de este

trabajo de investigación y se mencionan los objetivos de la misma.

En el segundo capítulo se presenta la fundamentación teórica, conceptual y legal

que respalda la investigación, en la cual se determina que toda aeronave debe ser

certificada para poder ser utilizada en trabajos aéreos comerciales, y que su

certificación comienza con el cumplimiento de las regulaciones tanto nacionales

como internacionales desde las primeras etapas del diseño conceptual.

En el tercer capítulo se describe el tipo de investigación metodológica empleada,

que es del tipo experimental, la cual se desarrolló a través de un cuestionario

aplicado al Ingeniero Agrónomo José Antonio Tobar, en la que se determinaron las

principales características de las labores de aplicación de insumos agroquímicos

por medios aéreos en el Ingenio Providencia.

4

En los capítulos cuatro y cinco se presenta el trabajo ingenieril, concretando las

tareas realizadas desde el análisis y escogencia del baseline hasta el diseño

preliminar, pasando por la determinación de coeficientes de diseño,

configuraciones y cálculos de los diferentes componentes de la aeronave. De la

misma manera se muestran los resultados de la investigación, relacionados

directamente con los planos y las características técnicas de la aeronave

diseñada.

En el sexto capítulo se relacionan todos los recursos materiales, institucionales,

tecnológicos, financieros y humanos utilizados durante el desarrollo del proyecto.

En los capítulos siete y ocho se presentan las conclusiones de la investigación y

del trabajo de grado, así como las recomendaciones propuestas por los autores

para la mejora de la aeronave y posterior desarrollo del diseño detallado, de la

construcción y certificación de la misma.

5

1. PROBLEMA

1.1 LÍNEA

El presente trabajo de investigación se ubica en la línea de diseño y construcción

de aeronaves establecida por el programa de Ingeniería Aeronáutica de la

Universidad de San Buenaventura.

1.2 TITULO DEL PROYECTO

Diseño preliminar del avión USB–001–X para aplicación de insumos agroquímicos

1.3 DESCRIPCIÓN DEL PROBLEMA

En Colombia durante casi una década (1993 – 2000), las labores agrícolas de

aspersión de fumigantes e insumos agroquímicos por vía aérea se hizo mediante

la utilización de ultralivianos, fue entonces cuando los entes reguladores

restringieron dichas labores para aeronaves de mayor peso estableciendo que los

ultralivianos podían realizarlas únicamente si éstos y los cultivos pertenecían a la

misma persona (o sociedad) bien fuera esta natural o jurídica.

El caso específico que atañe a este trabajo de diseño hace referencia a las

operaciones de aplicación de insumos agroquímicos en los cultivos de caña de los

Ingenios azucareros, trabajo que se ha venido desarrollando con el avión

ultraliviano Quick Silver GT-500, el cual ha tenido algunos inconvenientes debido a

las limitaciones de rango y carga útil, sin embargo en la situación actual es la

mejor herramienta que poseen los Ingenios para la aplicación de insumos

agroquímicos debido a los problemas que tuvieron con aviones convencionales.

Por otro lado, el mayor inconveniente de esta aeronave es que no posee

certificado tipo, lo cual restringe su uso bajo responsabilidad de personas

particulares, naturales o jurídicas, que sólo pueden emplearlas en áreas de su

propiedad, limitando su empleo en trabajos agrícolas por carecer de una base

legal firme y amplia para convertirse en un servicio prestado por empresas que

fundamenten su razón social en este servicio.

Durante el año 2001 Hárrison Leal Pineda, Julián Andrés Pérez Betancur y Carlos

Alberto Redondo Mercado, estudiantes de décimo semestre del programa de

Ingeniería Aeronáutica realizaron un proyecto investigativo sobre la operación del

Quick Silver GT-500, donde evaluaron la capacidad de carga, el desempeño y

operación. En esta investigación se observó que las aeronaves ultralivianas se

imponen en las tareas de aspersión de insumos agroquímicos y son una solución

bastante satisfactoria a los problemas más urgentes y cruciales de esta actividad,

como es el efecto de deriva provocado por aeronaves convencionales a causa de

7

la velocidad y altura con las que tienen que operar, situación que suele generar

pérdidas de insumos y reclamaciones por parte de las personas de dichos lotes.

Con el presente diseño preliminar se ofrece una aeronave para que pueda ser

certificada experimental con características de utilitaria, que sea excelente

alternativa de solución a los problemas mencionados, que realice una labor óptima

en el proceso de aspersión de insumos agroquímicos, que se ajuste a las

exigencias legales y a las necesidades técnicas operacionales. De igual forma, se

pretende que sea una aeronave segura, eficiente, económica, viable, efectiva y

rápida en dicho proceso.

Durante el proceso de aspersión del insumo agroquímico se presentan algunos

inconvenientes como los siguientes:

• Las pistas en Ingenios azucareros no son las más recomendadas para

aviones convencionales. Existen pistas para los aviones ultralivianos las

cuales son sencillas, económicas, fáciles de construir y no son preparadas.

Por el contrario las de aviones convencionales tienen costos elevados en su

construcción y mantenimiento y no se encuentran cerca al mayor porcentaje

de lotes.

8

• En ocasiones es necesario realizar la aspersión sobre un lote determinado

que requiere de aplicación de agroquímicos, no siendo conveniente para los

lotes adyacentes. Esta labor se le dificulta al piloto de aviación convencional

por las altas velocidades en las que operan los aviones certificados en

categoría FAR 23.

• Cuando el lote sobre el cual se va a ejercer la aspersión del insumo

agroquímico está muy alejado de la pista, se requiere hacer más de un

vuelo para poder completar la aspersión debido a la limitación de la

aeronave en capacidad de transporte del insumo agroquímico o del

combustible; elevando el costo de la operación debido al número de vuelos.

En solución a tales inconvenientes, se planteó en la fase inicial del diseño

conceptual una aeronave que puede llegar a cumplir la misión, teniendo las

siguientes características:

1. Características físicas:

• Ala alta con superficies hipersustentadoras.

• Cabina cerrada.

• Tren triciclo fijo.

2. Rendimiento:

• Vaspersión :60 mph

9

• Vpérdida :40 mph

• Peso bruto máximo operacional :2350 lb

• Techo operacional :8000 ft

• Capacidad combustible :33 gal

• Capacidad insumo agroquímico :450 lb.

• Motor :4 cilindros opuesto, normalmente

aspirado, configuración de instalación

pusher

• Potencia del motor :150 hp aproximadamente.

• Distancia de despegue :750 ft

• Distancia de aterrizaje :700 ft

Actualmente, la mayoría de las aeronaves que prestan estos servicios en

Colombia son ultralivianos adaptados para el cumplimiento de dicha función, por

tal motivo se ha tomado la decisión de diseñar el USB–001–X, que debe cumplir

un proceso de diseño y cálculo en concordancia con las normas de certificación

estándar para aeronaves de su categoría.

1.4 FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

¿Cómo diseñar un avión para la aplicación de insumos agroquímicos hasta la fase

preliminar?

10

1.5 JUSTIFICACIÓN

Como parte fundamental de la formación de Ingenieros Aeronáuticos, se tiene en

cuenta la práctica y la aplicación de conceptos adquiridos a través del proceso de

formación profesional. El USB–001–X es la gran posibilidad para desarrollar estos

conceptos de una manera integral, y así contribuir al fomento de la investigación al

interior de la universidad, dado que, el proceso de diseño de un avión va más allá

de lo que muchos pueden imaginar, como se demostró durante el desarrollo del

proyecto.

La importancia al desarrollar el proyecto es la adquisición de experiencia que sin

lugar a dudas éste pueda otorgar. Participar en un proyecto de tal magnitud

permite obtener grandes conocimientos y beneficios para el constante desarrollo y

desenvolvimiento en el campo aeronáutico, en tanto que ayuda a colocar en

práctica todas nuestras capacidades en un campo complejo como lo es el diseño

preliminar de un avión, lo cual no es tarea fácil teniendo en cuenta los limitantes

sociales y económicos por los que Colombia atraviesa.

De la misma manera, el proyecto USB–001–X contribuyó a la integración de todos

los estudiantes involucrados en él, y posibilitó la unificación de un sin número de

ideas que surgieron de cada estudiante para obtener el mejor desempeño no sólo

de el avión sino de cada persona tanto técnica como humanamente.

11

Este proyecto marcará una pauta en el ámbito del programa de Ingeniería

Aeronáutica que motivará y generará nuevas ideas y el desarrollo del talento de

las promociones posteriores.

1.6 OBJETIVOS

1.6.1 Objetivo General

Diseñar hasta la fase preliminar un avión en la categoría experimental – utilitaria

para aplicación de insumos agroquímicos a una velocidad de aspersión de 60 mph

en espacio aéreo no controlado.

1.6.2 Objetivos Específicos

• Realizar un estudio de las diferentes aeronaves que conforman el espacio

de diseño a fin de seleccionar el Baseline que represente la configuración

más acorde para la misión encomendada.

• Analizar diferentes aviones con características de rendimiento similares a

los requerimientos y misión planteada.

12

• Seleccionar las aeronaves sobresalientes acordes con las exigencias del

diseño en la fase preliminar para su validación en el software AAA.

• Definir el punto de diseño del avión.

• Seleccionar la planta motriz y el tren de aterrizaje que más se ajuste a las

necesidades del avión USB–001–X.

• Configurar aerodinámicamente los planos, el canard y el empenaje.

• Definir la geometría del avión USB–001–X.

• Escoger el tipo de estructura del avión.

• Modelar el avión USB–001–X en el software AAA.

• Evaluar los criterios de estabilidad longitudinal y lateral – direccional y de

rendimiento en cumplimiento de las regulaciones vigentes.

13

2. MARCO REFERENCIAL

2.1 MARCO TEÓRICO

El diseño de una aeronave es tan solo un apéndice de la Ingeniería Aeronáutica,

requiere de ramas analíticas como aerodinámica, estructuras, estabilidad, control y

propulsión. Para diseñar una aeronave se necesita tener el conocimiento

adecuado en cada una de las áreas anteriormente mencionadas.

Existen muchas teorías sobre la forma en la cual se debe efectuar un diseño;

entidades como el AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronautics) y la

NASA (National Aeronautics and Space Administration) utilizan no sólo una sino

varias de ellas para el diseño, entre las cuales se encuentran la teoría de diseño

del Dr. Jan Roskam, la teoría del Dr. Daniel Raymer y metodologías autónomas de

cada una de las entidades y empresas encargadas de diseñar. De la misma

manera existen diferentes formas de realizar el diseño preliminar que van desde

los cálculos y estimaciones iniciales hasta el diseño basado en la teoría de prueba

y error. Lo que sí es cierto, es que el diseño de una aeronave es un largo proceso

que requiere cientos de horas de trabajo y grandes equipos de diseño, para lograr

una aeronave que se adecue a los requerimientos dados y cuya operación resulte

económicamente viable.

En lo que respecta a este trabajo de investigación, se trabajó sobre dos teorías

existentes. La primera de ellas del Dr. Jan Roskam, explicada y desarrollada en

sus libros de diseño de aeronaves y apoyada en el software AAA (Advanced

Aircraft Analysis). La segunda teoría utilizada fue la desarrollada por el Dr. Daniel

Raymer, explicada en su libro “Aircraft Design: A Conceptual Approach” y

ampliamente utilizada en la determinación del peso de la aeronave, en el análisis

de las fracciones de combustible y en los cálculos de geometría y del tren de

aterrizaje.

Utilizando cualquiera de las teorías mencionadas, la rueda de diseño nos

proporciona una aproximación adecuada al proceso de diseño preliminar que se

debe seguir.

Figura 1. Rueda de diseño

Requerimientos. Análisis dediseño.

Dimensionamiento y estudiode mercado.

Conceptos de diseño.

Fuente: RAYMER, Daniel. Aircraft design: a conceptual approach. AIAA Education series. Tercera

edición. 1999.

15

En la figura 1 los requerimientos son seleccionados previamente teniendo en

cuenta los resultados del estudio de mercado, los conceptos de diseño son

desarrollados para encontrar la solución apropiada a dichos requerimientos y el

análisis del diseño es el que lleva a desarrollar nuevos conceptos; frecuentemente

muestra errores en el proceso, casi siempre conduce a realizar cambios en los

cálculos y a plantear nuevamente los conceptos de diseño. Este análisis hace del

proceso de diseño una tarea iterativa y repetitiva.

Dentro de las teorías para el diseño conceptual del avión fumigador USB-001-X

se tienen en cuenta los planteamientos de diseño conceptual enunciados por el

Dr. Daniel P Raymer, en los cuales se da inicio con el planteamiento de un boceto

inicial del avión, los análisis de pesos, fracciones de combustible, carga alar,

potencia y geometría.

Simultáneamente, se trabajó con la teoría desarrollada por el Dr. Jan Roskam,

basada en los siguientes pasos:

1. Obtener una especificación de la misión y construir con base a ésta el

perfil de la misión.

2. Numerar las fases de la misión en una secuencia lógica.

3. Para ciertas fases de la misión las fracciones de combustible pueden ser

obtenidas de las tablas existentes. Para otras fases se tienen en cuenta

16

valores como eficiencia aerodinámica (L/D) y consumo especifico de

combustible (SFC).

4. Determinar la fracción total de combustible de la misión.

5. De la descripción de la misión, determinar las reservas de combustible y

la fracción de reserva de combustible.

6. Se deben estimar valores como peso al despegue (Wto), peso vacío de la

aeronave (We), y peso del combustible (Wf). Si la misión demanda pérdidas

súbitas de peso algunas de las fracciones de combustible necesitan ser

corregidas.

7. Seguir las características de diseño y de la misión con base en las normas

de aeronavegabilidad establecidas en la FAR 23.

8. Realizar gráficos seleccionando la carga de empuje al despegue, la carga

alar al despegue, el coeficiente máximo de sustentación, el coeficiente

máximo de sustentación al despegue y al aterrizaje y, la relación de

aspecto del ala.

9. Determinar la potencia al despegue y la superficie alar.

10. Determinar la geometría externa del avión y las dimensiones básicas del

fuselaje, la cabina, las alas y el empenaje.

17

Estos parámetros se utilizan para iniciar el desarrollo de la configuración de la

nueva aeronave, y se trabaja paralelamente bajo las dos teorías, validando los

datos resultantes de una con la otra.

La selección de los perfiles se basa en las gráficas polares de los perfiles NACA

del libro “Theory of Wing Section”. La teoría explica que para aeronaves que

requieren altas velocidades se utilizan perfiles laminares y para aeronaves de

bajas velocidades perfiles turbulentos.

A partir de estas gráficas se obtienen los coeficientes de sustentación, de

resistencia al avance y los momentos a ¼ de la cuerda con respecto al centro

aerodinámico.

Una vez conocidos estos coeficientes se realiza el cálculo de la velocidad de

pérdida y de las fuerzas aerodinámicas de sustentación y de resistencia al avance

que actúan sobre el perfil basados en la teoría del libro “Fundamentals Of

Aerodynamics”.

Obtenidos los resultados de estos cálculos se hace la selección por el método

comparativo, consistente en verificar las características cuantitativas obtenidas y

analizar cuales se ajustan a los requerimientos de diseño. Basándose en esto se

obtienen los perfiles apropiados.

18

Posteriormente, se realiza el estudio a los sistemas hipersustentadores para

definir cual de ellos es el que mejor se ajusta a los requerimientos, teniendo en

cuenta factores determinantes como el incremento de sustentación, facilidad de

fabricación y mantenimiento.

Para dar un soporte experimental a la selección realizada se desarrolla el análisis

del perfil alar escogido usando el programa ALGOR de elementos finitos, en el

cual se simula en dos dimensiones el comportamiento del perfil bajo la acción de

un flujo de aire.

Como soporte teórico en el campo de motores, es preciso acudir al Manual de

Instalación de Motores (Lycoming Aircraft Engine Installation Manual)

proporcionado por el fabricante del motor seleccionado, el cual establece de

manera clara, precisa y concreta todos los parámetros específicos para la

instalación segura y eficiente de la unidad propulsora en la aeronave. En él, se

determinan, además de todos los procedimientos a seguir, recomendaciones

puntuales en cuanto a regímenes de operación del motor, control de vibraciones,

requerimientos para refuerzos de la estructura montante, refrigeración del motor y

en general todas aquellas recomendaciones necesarias para una operación

eficiente del motor, de tal manera que se garantice no sólo su durabilidad sino su

controlado y conveniente costo de mantenimiento.

19

2.2 MARCO CONCEPTUAL

2.2.1 DISEÑO

El diseñador de una aeronave necesita conocer diferentes disciplinas de la

Ingeniería Aeronáutica como aerodinámica, estructuras, controles y propulsión,

entre otras especialidades a la hora de plasmar sus ideas y hacerlas realidad. No

es sólo dibujar, sino realizar un proceso analítico para determinar cómo el avión

debe ser diseñado y cómo este diseño debe ser modificado para satisfacer los

requerimientos.

El buen diseño de un avión tiende a dirigirse mediante evaluaciones subsecuentes

por medio de las revisiones de los distintos equipos de trabajo que conforman el

proyecto con el propósito de evitar a posterior tener que hacer cambios

significativos que retrasen el proyecto y aumenten los costos para la consecución

de los objetivos planteados.

Los requerimientos o especificaciones de diseño o misión consisten en los

objetivos que se quieren que cumpla la aeronave. Estos, quedan definidos por la

necesidad específica del uso de madurantes en los cultivos de los Ingenios del

Valle del Cauca.

20

El proceso de diseño que permite entregar finalmente un avión que cumpla los

requerimientos está conformado por las siguientes fases:

diseño conceptual, •

•

•

diseño preliminar y

diseño detallado.

En la fase de diseño conceptual, se comienza a pensar como debería ser el avión

ideal. Es en esta fase cuando se da rienda suelta a la imaginación y surgen ideas

originales. En este punto se deciden las dimensiones generales del fuselaje, se

hace una estimación del peso total del avión, el peso de la estructura, el del

combustible total necesario y el del avión vacío. Se hacen hipótesis de cual va a

ser la eficiencia aerodinámica y el consumo específico del motor y finalmente se

determina cual es la carga alar y la relación potencia contra peso (P/W). A partir

de cálculos básicos se determina la superficie alar y valores aproximados del

tamaño de los estabilizadores, el ángulo de flechamiento del ala, flaps, timones y

alerones, si el ala es alta o baja, la cola en "T" o convencional, si llevará wingtips o

no, etc. También se decide el número de motores y la potencia necesaria de cada

uno de ellos.

21

En esta fase se pueden llegar a definir varias configuraciones para un mismo

avión, cumpliendo todas ellas los requerimientos de diseño, pero al final siempre

existirá una que se destaque, de alguna forma u otra entre las demás.

Se llega a la fase de diseño preliminar cuando la configuración general del avión

está definida de forma global y no se esperan cambios importantes. En este punto,

los diferentes equipos de trabajo se encargan de afinar y optimizar el área

tecnológica que les compete, haciendo pequeños ajustes finales a la geometría

del avión. Esta fase termina cuando todos los sistemas del avión están

perfectamente definidos.

2.2.2 AERODINÁMICA

La selección del perfil es un proceso que se realiza teniendo en cuenta las

limitaciones operacionales del diseño de acuerdo a los siguientes criterios:

• Mínima velocidad de pérdida (VS).

• Alto coeficiente de sustentación (Cl).

• Bajo coeficiente de resistencia al avance (CD).

• Óptimo coeficiente de rendimiento aerodinámico (CL / CD).

22

Para incrementar el coeficiente de sustentación se usan y seleccionan sistemas

hipersustentadores los cuales permiten poder operar a menor velocidad,

incrementar al máximo el coeficiente de sustentación durante el despegue y el

aterrizaje, reducir la longitud de pista empleada y obtener un mayor ángulo de

ataque crítico.

Los sistemas hipersustentadores se ubican en los bordes de ataque y salida del

ala de la aeronave. Los que se encuentran en el borde de ataque son llamados

slats y los que se ubican en el borde de salida son llamados flaps.

El slat fijo está ubicado en una posición determinada para obtener los resultados

más convenientes; bajo condiciones favorables se puede generar un aumento

adecuado del Clmáximo y del ángulo de ataque crítico.

En la acción de los flaps se deforma el perfil, se aumenta el ángulo de ataque y se

aumenta la superficie total del ala. Cuando los flaps se desplazan o deflectan

según el caso, la línea de curvatura media del perfil se hace más convexa y la

ordenada máxima de dicha línea se traslada hacia el borde de salida.

2.2.3 ESTRUCTURAS DEL AVIÓN

Es de vital importancia definir el tipo de estructuras que se usan en los principales

componentes, dado que son ellas las que finalmente resistirán los diferentes

23

esfuerzos a que se somete el avión tanto en vuelo como en tierra. Se deben tener

en cuenta cuales son los principales componentes estructurales de un avión y los

tipos de cargas a las cuales están sometidos.

Las partes del avión que tienen una naturaleza estructural forman un conjunto que

consta de: superficies sustentadoras como alas, estabilizadores y canard;

superficies de mando tales como alerones, elevador y timón de profundidad y,

superficies hipersustentadoras como slats y flaps. El fuselaje en su conjunto

consta de una cabina de mando y de un “tailboom”; por último, el conjunto del tren

de aterrizaje consta del tren de nariz y del tren principal.

En ningún otro campo de la ingeniería como en el aeronáutico, es tan necesario

considerar el peso compatible con los requisitos de resistencia estructural, hecho

que se ve reflejado en los márgenes de seguridad de cada elemento estructural.

Por su misma naturaleza, un avión debe ser una maquina extremadamente

eficiente; en vuelo su forma debe generar sustentación para vencer la gravedad y

poder maniobrar y controlar el avión. Debe presentar una superficie mínima para

que la resistencia aerodinámica sea lo más pequeña posible. También debe

proporcionar el espacio suficiente para instalar todos los equipos y sistemas

necesarios, además de permitir un entorno adecuado para la tripulación y la

carga.

24

En lo referente a los materiales que se utilizan en el avión, estos están diseñados

específicamente para el sector aeronáutico proporcionando todas las propiedades

mecánicas y físicas necesarias para ser tenidas en cuenta en el momento del

diseño de la estructura del avión.

2.2.4 UNIDAD MOTOPROPULSORA

En todo avión, una parte primordial para la operación y funcionamiento es el

motor. Él es quien permite al avión pasar de un estado de reposo al vuelo

controlado.

Existen diversidad de motores en el campo de la aviación general. Se clasifican

según su tipo, forma, principio de operación y potencia, entre otros factores

técnicos específicos.

La escogencia de la unidad motopropulsora es vital dentro del proceso de diseño,

pues ella determina en gran medida el costo del proyecto y parte de los

parámetros operativos del avión.

Dentro de las configuraciones de instalación de motor existentes corresponde

escoger la que más se adapte a los requerimientos de estabilidad y

maniobrabilidad que establecen los procesos de diseño conceptual. Para aviones

monomotor existen dos configuraciones básicas de instalación de motor:

25

configuración tractor cuya característica principal es la instalación del motor en la

parte frontal del avión y configuración pusher, cuya característica es la instalación

del motor en la parte posterior del avión. Cada una de ellas ofrece ventajas y

desventajas, las cuales son analizadas para la determinación final de la

configuración.

Una parte constitutiva importante del motor es la estructura montante, un elemento

estructural de soporte cuyo fin es albergar el motor y unirlo firmemente al fuselaje

del avión, siendo definitivo para la absorción de cargas operacionales propias de

la operación tanto del motor como del avión.

Al cabo de éste proceso se establecen según cálculos técnicos basados en la

teoría y estimación de peso, el dimensionamiento de la hélice, las áreas de

entrada y salida de gases y el dimensionamiento general del motor.

2.2.5 ESTABILIDAD Y CONTROL

La estabilidad y control de una aeronave definen la capacidad que tiene la misma

de comportarse correctamente de acuerdo a los requerimientos planteados

cuando su vuelo es influenciado por factores externos e internos como cambios de

potencia, vientos atmosféricos y deflexiones de las diferentes superficies de

control.

26

Las superficies en una aeronave se pueden clasificar en dos grandes grupos: el

primero de ellos es el grupo de superficies primarias y el segundo el de las

superficies de control secundarias. Las superficies primarias son superficies

aerodinámicas movibles que, accionadas por el piloto a través de los mandos de la

cabina modifican la aerodinámica del avión provocando el desplazamiento de éste

sobre sus ejes.

Por medio de las superficies secundarias es posible disminuir la velocidad mínima

que sostiene a un avión en vuelo mediante el control de la capa límite,

modificando la curvatura del perfil, o aumentando la superficie alar. Las

superficies que realizan una o más de estas funciones se denominan superficies

hipersustentadoras.

Existen dos tipos de estabilidad para aeronaves: la estabilidad estática y la

estabilidad dinámica. La estabilidad estática se refiere a las fuerzas que se

desarrollan dependiendo de la posición del sistema, mientras que la estabilidad

dinámica se refiere a las que se desarrollan en función de la velocidad. A su vez,

cada una de ellas se puede clasificar como positiva, neutra y negativa.

27

Estabilidad positiva significa que si un sistema es desplazado de su

posición de equilibrio, genera fuerzas tendentes a volver a la posición

inicial.

•

•

•

La estabilidad neutra se da cuando un sistema desplazado de su posición

de equilibrio no genera ninguna fuerza y permanece equilibrado en esta

nueva posición.

Estabilidad negativa es cuando un sistema desplazado de su posición de

equilibrio genera fuerzas que tienden a desplazarlo aún más.

De acuerdo con lo explicado, un avión será estable si separado de su posición de

equilibrio tiende a recuperarla; neutro si separado de su posición de equilibrio

permanece en esa nueva posición sin alejarse más ni volver a la posición inicial, e

inestable si separado de su posición de equilibrio tiende a alejarse de ella cada

vez más.

28

2.3 MARCO LEGAL

El diseño de una aeronave se encuentra enmarcado por una serie de normas y

regulaciones tanto nacionales como internacionales que limitan no sólo los

parámetros de diseño, sino la operación misma de la aeronave, la navegación, y

el mantenimiento. Estas normas también dictaminan las diferentes variables que

se deben tener en cuenta para la certificación de la aeronave.

Entre las regulaciones aeronáuticas que aplican al trabajo de grado: Diseño

preliminar del avión USB–001–X para aplicación de insumos agroquímicos se

asumen las normas FAR (Federal Aviation Regulations) las cuales dictaminan las

normas de aeronavegabilidad para la aviación dentro del territorio de los Estados

Unidos. En Colombia se encuentra el RAC (Reglamento Aeronáutico de Colombia)

el cual determina las normas para la aviación en Colombia.

De tal manera y para cumplir con los mayores estándares, la aeronave se

desarrolló cumpliendo con los requisitos establecidos en:

• FAR-23. “Airworthiness standards: Normal, utility, acrobatic, and commuter

category airplanes.”

• Order 8130.27. “Certification and operation of aircraft under the experimental

purpose(s) of research and development, exhibition, and/or air racing.”

29

• AC 23-15. “Small Airplane Directorate, Aircraft Certification Service.”

Bajo dichos contextos el avión se clasifica en la categoría experimental - utilitaria

teniendo en consideración el desempeño esperado. Adicionalmente, para dar

cumplimiento al RAC se determinaron las siguientes secciones como

fundamentales:

• Parte cuarta, capítulo XXI. Normas especiales de operación para aeronaves en

servicios aéreos comerciales de trabajos aéreos especiales.

• Parte cuarta, capítulo XXVI. Operación de aeronaves experimentales.

• Parte novena, capítulo V. Código de aeronavegabilidad y categorías de

aeronaves.

• Parte novena, sección segunda. Aeronaves categoría experimental.

Como conclusión se encuentra que, para que el avión sea certificado debe cumplir

con todas las pruebas y requisitos estipulados dentro de las normas dictaminadas

por la autoridad aeronáutica.

30

3. DISEÑO METODOLÓGICO

3.1TIPO DE INVESTIGACIÓN.

El tipo de investigación metodológica utilizado en este proyecto de grado fue el

experimental, consistente en la manipulación intencional de una o más variables

independientes para medir el efecto que éstas tienen en las variables

dependientes.

3.2 INSTRUMENTOS.

La primera fuente de información que se utilizó para el desarrollo del proyecto

fueron las entrevistas con los Ingenieros Hárrison Leal Pineda, Julián Andrés

Pérez Betancur y Carlos Alberto Redondo Mercado, quienes, como se mencionó

anteriormente evaluaron capacidades y desempeño de una aeronave que opera

en los Ingenios y suministraron los datos del tipo de operación al que están

sometidas las aeronaves utilizadas, además de las necesidades y características

de las mismas. Adicionalmente se realizó una encuesta al Ingeniero Agrónomo

José Antonio Tobar perteneciente al Ingenio Providencia, la cual contiene diez

preguntas que se pueden observar en el anexo A.

3.3 PRESENTACIÓN DE RESULTADOS Y ANÁLISIS DE LA INFORMACIÓN

Aplicada la encuesta, se obtuvo como respuestas las siguientes:

Tabla 1. Respuestas de la Encuesta

PREGUNTA RESPUESTA

1. ¿Cuál es la velocidad óptima

de aplicación del madurante?

40 –50 millas

2. ¿Cuál es la altura óptima de

aplicación del madurante?

Dícese desde la cota del terreno hasta la

altura de vuelo óptimo de aplicación.

3 metros por encima del cultivo (altura de

la caña más o menos 3m)

3. ¿Cuál es la longitud y ancho

de cada suerte?

Es variable en tamaño y forma, puede ser

triangular o cualquier otra forma. Siempre

se escoge el sentido más largo para volar

4. ¿Qué obstáculos típicos se

encuentran al final o comienzo de

cada suerte?

Árboles grandes, guaduales, cercas vivas

(ej: swinglas)

5. ¿Cuál es la distancia

promedio desde la pista de

aterrizaje hasta cada suerte?

Variable, pero se procura ubicar una

equidistante para que los tiempos

muertos de vuelo sean los menores

posibles

32

6. ¿Cuál sería la misión típica

de máxima cantidad de madurante

para aplicar?

La capacidad del tanque: 120 litros para

aplicar 6 litros por hectárea entre agua y

producto.

7. ¿Cuál es la mínima? 6 litros por hectárea

8. ¿Cuál sería la máxima

distancia en millas o kilómetros

desde la pista de aterrizaje hasta la

suerte más distante?

Aproximadamente 10 Km.

9. ¿Cuál es la altura promedio

(cota del terreno) de los

aeropuertos que utilizan

actualmente los ultralivianos para

dichas funciones?

Las pistas están entre los 980 y 1200

metros sobre el nivel del mar.

10. ¿Cuál es la distancia óptima

de aterrizaje y decolaje (por pista

disponible)?

Las pistas tienen de 150m a 200m para

los ultralivianos, para los helicópteros se

necesitan unos 100m

Con base en los resultados arrojados por la encuesta se lograron determinar

algunos de los requerimientos iniciales para comenzar el diseño conceptual y

preliminar de la aeronave.

33

Uno de los principales datos extractados de esta encuesta es la velocidad de

aplicación del insumo, dado que esta es una característica que ayudó a los

ingenios a disminuir los problemas de deriva ocasionados por los aviones

empleados anteriormente, debido a que éstos tenían una velocidad de aspersión

muy alta; de la misma manera otro factor influyente en la deriva es la altura de

aspersión, valor que según la experiencia de los operadores debe encontrarse en

3 m sobre la flor de caña.

En cuanto a lo referente a la capacidad del tanque de madurante, en el caso del

Quick Silver GT 500 se encontró que esta capacidad estaba subutilizada, por lo

tanto para el avión que se diseñó con una autonomía mayor ésta capacidad es

suficiente.

3.4 VARIABLES

3.4.1 Variable dependiente. Representativa del proyecto, es el diseño preliminar

del avión USB-001-X para la aplicación de insumos agroquímicos que cumpla con

la velocidad de aplicación igual a 60 mph y envergadura máxima del ala igual a 33

pies.

3.4.2 Variables independientes. Las variables independientes del diseño

preliminar del USB-001-X para la aplicación de insumos agroquímicos están

directamente relacionados con los requerimientos y especificaciones como son:

34

• Perfil alar.

• Área de superficies

• Coeficientes aerodinámicos.

• Centro de gravedad.

• Material estructural.

• Mecanismos de control.

• Configuración de la aeronave.

• Peso bruto máximo operacional

• Velocidad de pérdida.

• Velocidad de aspersión.

• Techo operacional.

• Techo de aspersión.

• Tipo de aeronave.

• Capacidad de combustible.

• Capacidad de madurante.

• Potencia del motor.

35

• Autonomía de vuelo.

3.5 HIPÓTESIS

Las hipótesis del trabajo, son aquellas que nos llevan a encontrar la posible

solución óptima al problema planteado. Las hipótesis más relevantes para este

proyecto de grado son:

• Hipótesis de primer grado: el diseño de la aeronave, teniendo como punto

de partida la regresión para la obtención de los parámetros y coeficientes

básicos de aviones pertenecientes a la categoría en la cual se desea

certificar la aeronave (experimental – utilitaria). A partir de ese momento se

realiza el diseño tal como se especifica en los requerimientos iniciales.

• Hipótesis de segundo grado: realizar el diseño partiendo de un baseline

definido sin la utilización de regresiones, escogido de acuerdo a la similitud

entre sus características de rendimiento y la aeronave que se desea

diseñar. El diseño se realiza teniendo en cuenta muchos coeficientes de

esta aeronave seleccionada según los requerimientos iniciales. Durante

36

este proceso sería valida la combinación de las teorías del Dr. Daniel

Raymer y el Dr. Jan Roskam.

• Hipótesis de tercer grado: se llevará a cabo sino se consigue determinar un

punto de partida viable y factible para el diseño de la aeronave, y la

solución partiría de un cambio en las variables independientes para

posibilitar el desarrollo de la aeronave.

37

4. ESTRUCTURA

Fue parte esencial en el desarrollo del proyecto tener los parámetros iniciales de

aviones, motores y perfiles alares, dado que éstos permitieron realizar la selección

de las aeronaves con su respectivo motor, que sirvieron como baseline y a su vez

dar inicio al proceso de la primera iteración requerida para los cálculos y el diseño


La selección de las aeronaves fue un trabajo dispendioso que requirió la utilización

de procedimientos y métodos que proporcionaron como resultado el agrupamiento

de un número de aeronaves que fueron utilizadas para los cálculos iniciales.

El proyecto se desarrolló siguiendo secuencialmente los pasos que se enuncian a

continuación.

• Determinación de los parámetros y requerimientos básicos de la aeronave.

• Elaboración del estudio de mercado.

• Justificación de la configuración de cabina.

• Selección de las aeronaves que sirvieron para crear la base de datos de

análisis.

• Comparación de aeronaves de la base de datos para escoger las que más

se adecuaban a los requerimientos técnicos y de rendimiento esperados

para la aeronave, con el fin de reducir el tamaño de la muestra para la

realización del análisis por medio de cargas pagas.

• Análisis por cargas pagas de las aeronaves seleccionadas del primer grupo.

• Validación en el software de las aeronaves seleccionadas por el criterio de

cargas pagas.

• Selección del baseline según resultados obtenidos en la validación.

• Determinación de la carga alar, carga de empuje y cálculo del peso de la

aeronave.

• Definición de la configuración geométrica de la aeronave.

• Definición de la configuración de cabina de la aeronave.

• Estimación inicial de las dimensiones de la aeronave.

• Selección y análisis de la unidad moto propulsora.

39

• Selección, estudio y análisis de las características de los perfiles a utilizar

en las diferentes superficies sustentadoras y de control de la aeronave.

• Determinación, configuración y cálculo preliminar del tren de aterrizaje.

• Validación en el software de tres configuraciones con características

geométricas similares a las determinadas en la fase de diseño conceptual,

con diferentes características aerodinámicas y de rendimiento.

• Evaluación de las tres configuraciones y selección de la opción más

adecuada a los requerimientos.

• Análisis de la instalación de la unidad motopropulsora.

• Diseño preliminar de la aeronave en el software.

• Diseño preliminar del sistema de control de superficies primarias y

secundarias de la aeronave.

• Evaluación cualitativa de las características de la estabilidad y

controlabilidad de la aeronave.

• Características y bosquejo inicial de la estructura de la aeronave.

A continuación se muestra de una manera detallada como se ejecutaron cada uno

de los pasos.

40

4.1 DETERMINACIÓN DE LOS REQUERIMIENTOS Y PARÁMETROS BÁSICOS

DEL DISEÑO.

Para comenzar el diseño de una aeronave se debe elegir el perfil de su misión, el

cual define los parámetros iniciales en el momento de realizar el análisis de

fracciones de peso y cuando se determinan las cargas alares que desarrolla la

aeronave en los diferentes segmentos de vuelo.

La misión simple fue el perfil elegido para este diseño, siendo una de las misiones

más usadas en la aviación general. Consta de 7 segmentos principales que se

pueden ver en la figura 2. Estos segmentos son: encendido y calentamiento,

carreteo, despegue, ascenso, crucero (aspersión), descenso y aterrizaje.

Un primer parámetro que precisa la misión y con el que se inicia su definición es la

carga paga, definida como el peso útil que lleva la aeronave. Como el avión

diseñado tiene la tarea esencial de aplicar insumos agroquímicos, la carga útil es

el peso del insumo. En el caso del diseño, la carga útil está representada

principalmente por 120 litros de insumo que equivalen a 350 lb de peso. Con esta

capacidad de carga paga es posible aplicar el insumo sobre un área de 20

hectáreas a una altura de 20 ft, es decir se utilizan 6 lt por hectárea.

41

Por otro lado, es importante describir el segmento de aspersión para entender

como se va a desempeñar el avión durante la misión. Esta fase se desarrolla de la

siguiente manera: luego de aplicar el insumo, el avión debe hacer un viraje a la

derecha de ½ hectárea ascendiendo a 50 ft sobre el terreno para evitar posibles

obstáculos, nuevamente se gira ½ hectárea a la izquierda para ubicar el avión de

frente y paralelo a la suerte y finalmente se gira ½ hectárea a la izquierda para

desde allí perfilarse y descender para iniciar la aspersión.

Teniendo en cuenta que la operación anterior se repite varias veces, se llegó a la

conclusión de que el rango de operación es 402 km.

El diseño conceptual es el primer paso del conjunto de tareas, necesarias para el

desarrollo del proyecto. Estas tareas son la base de todos lo aspectos

interdisciplinarios que se requieren para lograr el concepto de un avión utilitario

que pretende solucionar las necesidades de agricultores en la labor de aspersión

de insumos agroquímicos.

Cumpliendo con las exigencias estipuladas en la norma FAR 23 y de acuerdo a la

misión requerida para desarrollar un trabajo agrícola, se establecieron los

requerimientos necesarios para comenzar el diseño del avión los cuales se

explican y enuncian a continuación.

42

Estableciendo en un principio que el avión diseñado tiene la función de fumigar

caña de azúcar en la zona del Valle del Cauca y teniendo en cuenta el tipo de

madurante que se va a aplicar, se llegó a la conclusión de que la velocidad

necesaria para la aplicación es 60 mph, y a su vez, se estableció que la velocidad

de pérdida para este avión tiene que ser 35mph. Esta velocidad es baja dado que

la tarea de fumigación se realiza de manera uniforme y sin causar daños a cultivos

adyacentes.

Figura 2. Perfil de la misión.

DESPEGUE

ASCENSO DESCENSO

ASPERSIÓN

ATERRIZAJE Y PARQUEO1 3 72

CALENTAMIENTO TAXEO

4

5

6

ALTURA DE OPERACIÓN

3170 ft

RANGO DE OPERACIÓN

402 Km

TO DISTANCE = 700ft

LD DISTANCE = 750ft

Para determinar la carrera de aterrizaje y despegue en la misión se tuvieron en

cuenta factores importantes como el tipo de pista y su longitud entre otros.

43

La aeronave diseñada tiene como función optimizar el trabajo que realiza

actualmente el avión ultraliviano Quick Silver GT500 sobre los cultivos de caña de

azúcar, lo que exige que la aeronave cumpla con requerimientos de diseño para

llevar a cabo la labor de aspersión de manera correcta y eficaz.

El primer factor importante para el diseño es el peso máximo al despegue que no

debe ser menor que el estipulado por la norma FAR 23 para aviones utilitarios.

Para calcular el peso máximo al despegue del avión fumigador se toman como

requerimientos iniciales, el peso del piloto (190 lb. según la norma FAR 23.25), el

peso del madurante, el peso del equipo utilizado para la aspersión y por supuesto

el peso del combustible a utilizar. El peso de la tripulación corresponde a un solo

piloto que dirige el avión en la realización del trabajo.

Para operar, la aeronave debe cumplir con características específicas de peso,

teniendo como base la operación del avión ultraliviano Quick Silver GT 500.

Realizado este diseño se optimiza la capacidad de madurante con la que opera

dicho ultraliviano. La labor de aspersión será más eficaz dado que puede

mantenerse más tiempo en vuelo antes de recargar el insumo. La capacidad de

madurante propuesta para el diseño es 350 lb que permiten ampliar la autonomía

de la aspersión y cubrir un área mayor de cultivo.

44

El equipo aspersor pesa 83 lb, siendo el mismo que utiliza el Quick Silver GT 500

para realizar su labor. Se selecciona dicho equipo porque está diseñado

especialmente para este tipo de aviones y realiza correctamente el tipo de

aspersión requerido.

La capacidad estimada para el combustible es 30 galones, que tienen como

función superar ampliamente la autonomía de vuelo del Quick Silver que tan sólo

almacena 8.5 galones para su operación máxima. Con los 30 galones de

combustible y la densidad del mismo, el peso total de combustible para cumplir

con una autonomía de 3 horas es 180 lb.

Tomando en cuenta la capacidad de combustible que aparece entre los

requerimientos y el consumo específico aproximado para este tipo de aviones, la

aeronave diseñada tiene cerca de 3 horas de autonomía de donde se estima su

rango de operación en 402 Km (249 mi).

La altura en la aspersión es 20 ft por encima de la flor de caña, altura necesaria

para una correcta aplicación del madurante sobre la flor de caña sin afectar

cultivos vecinos. La altura equivalente sobre el nivel del mar es 3173 ft.

45

Durante la aspersión se debe tener en cuenta que la velocidad es el factor más

importante, mientras que en crucero lo es el coeficiente L/D para el rendimiento de

la aeronave, este valor es igual a 8.2 y se corrobora al hacer el cálculo matemático

de este factor. En este cálculo prima el valor de carga alar general del avión y la

fórmula es:

L/D = 1/(((q * Cdo) / (W / S)) + (W/S) * (1 / qπAe))

Donde se resalta que q es la presión dinámica y Cdo es el coeficiente de

resistencia parásita.

Por las características de la zona agrícola en donde se pretende operar el avión y

la extensión propia del terreno, se dispone de pistas no preparadas al rededor de

1000 ft. Debido a la configuración que adopta la aeronave para cumplir con las

características STOL (short take off and landing) la distancia estimada para el

despegue es 700 ft y la de aterrizaje 750 ft

Dentro de las dimensiones principales del ala se determinó que la envergadura no

podía exceder la del Quick Silver, adoptando 33 ft como valor para la aeronave.

Esta característica le permitirá a la aeronave ocupar el mismo espacio en el

momento de resguardarla en un hangar y tener características de vuelo similares

al ultraliviano, siendo la más importante poder aterrizar en las mismas pistas y

entre cañaduzales.

La relación de aspecto que se presenta entre los requerimientos es 7.5, tomada

del libro Aircraft Design de Daniel P. Raymer, que especifica el valor como el más

aceptable para la aviación agrícola. Este valor determina la cuerda del perfil a

46

utilizar e indica que tanta resistencia tiene el ala con respecto al coeficiente de

sustentación dado.

4.2 ESTUDIO DE MERCADO

El presente estudio pretende determinar la cantidad de aviones USB-001-X

provenientes de una nueva unidad productora, que bajo determinadas condiciones

de costos beneficio, la comunidad estaría dispuesta a adquirir para satisfacer sus

necesidades.

4.2.1 Estudio de demanda. Debido a que el mercado está definido dentro de una

estructura de mercado en competencia, tendremos que evaluar cuáles son las

características de los potenciales consumidores para poder definirlos y así, tener

conocimientos más sólidos de la necesidad de utilizar la aplicación aérea de

insumos, fertilizantes, madurantes, semillas y funguicidas a sus cultivos.

El tipo de consumidor que pretende atender el proyecto es un consumidor

institucional que gira en torno a la producción agrícola extensiva, donde sus

principales características son: la región geográfica donde centran sus actividades,

el tamaño y volumen de sus tierras y la importancia de consumo en fumigación y

aplicación de insumos aéreos dentro de sus cultivos, la cual radica en entregar

todos los productos químicos utilizados en la protección de los productos del

campo que no sólo reciben funguicidas, insecticidas y herbicidas, sino también,

47

reguladores del crecimiento, fertilizantes líquidos y granulados y semillas tan

variadas como las de trigo, alfalfa, arroz, y soja.

4.2.2 Cuantificación de la demanda. Actualmente los principales usuarios del

servicio de fumigación y aplicación de insumos agroquímicos son los propietarios

de cultivos extensivos como lo son: caña de azúcar, café, algodón, maíz y arroz

entre otros. Esto representa en el país más de 3’933.341 de hectáreas cultivadas,

un 57% del total de cultivos con una producción anual de 22’467.401 toneladas,

más del 69% de la producción nacional. Se puede mencionar dentro de los

principales consumidores más de 13 ingenios azucareros, más de 1,200

proveedores de caña, más de 16 productores de arroz y más de 40 empresas de

alimentos primarios que utilizan sistemas de fumigación.

En conjunto utilizan al año una cantidad de insumos agroquímicos de 7’498.654

galones, entre funguicidas, pesticidas, herbicidas y madurantes.

4.2.3 Estudio de oferta. Si se tiene en cuenta las características mencionadas, la

aviación agrícola representa un rubro importante en las cifras de la industria

aeronáutica en cuanto a aeronaves utilitarias. Éstas se pueden clasificar en dos

grupos importantes. El primero de ellos son las aeronaves de competencia directa,

las cuales han sido desarrolladas específicamente para realizar labores de

agricultura y son utilizadas actualmente en nuestro país por operadores

especializados como CALIMA S.A. Entre dichas aeronaves se encuentra el Quick

48

Silver GT500 que realiza actualmente la aplicación del madurante a la caña de

azúcar en el ingenio de INCAUCA. Estas aeronaves son:

• Ayres Corporation, modelo Turbo Thrush S2RT34, con motor turboporp Pratt &

Whitney de 750 caballos de fuerza, capacidad de carga de 500 galones de

mezcla y velocidad de aplicación de 130 millas por hora. Considerado el avión

agrícola por excelencia, tiene un costo de aplicación de $16.112 pesos por

hectárea, lo que lo hace costoso para los agricultores pero por sus beneficios y

confiabilidad es uno de los favoritos.

Figura 3. Ayres Corporation Turbo Thrush S2RT34.

Fuente: www.calima.com.co

.

49

Tabla 2. Costos del Turbo-Trush

COSTOS DESCRIPCIÓN TURBOTRUSH

COSTO DEL AVIÓN $ 1.500.000.000SEGUROS $ 75.000.000DEPRECIACIÓN $ 105.000.000

COSTOS FIJOS

TOTAL COSTOS FIJOS $ 1.680.000.000

TIPO DE COMBUSTIBLE JET A COSTO COMBUSTIBLE POR GALÓN. $ 8.000FLUJO DE COMBUSTIBLE (GAL/HR) @75% RPM 45COSTO COMBUSTIBLE POR HORA $ 360.000CONSUMO DE ACEITE POR HORA $ 6.000COSTO MANTENIMIENTO ANUAL $ 30.000.000MOTOR PT6A-60 TBO MOTOR 3600 HRSCOSTO REPARACIÓN MOTOR INCLUYENDO MANO DE OBRA $ 41.666,67

VARIABLES COSTOS/HORA

TOTAL VARIABLES COSTOS HORA $ 407.667

HORAS AÑO 200 $ 8.807.667400 $ 4.607.667600 $ 3.207.667

COSTOS OPERACIÓN POR HORA

800 $ 2.507.667

DEPRECIACIÓN $ 105.000.000COSTO REPARACIÓN MOTOR $ 16.666.666,67COSTO MANTENIMIENTO ANUAL $ 30.000.000COMBUSTIBLE 400 HORAS $ 144.000.000SEGUROS $ 75.000.000ACEITE 400 HORAS $ 4.020.000SUBTOTAL $ 374.686.667IMPREVISTOS $ 12.000.000

COSTOS OPERACIÓN

POR HECTARIA

COSTO APLICACIÓN POR HECTAREA $ 16.112

50

• Quick Silver GT500. Avión ultraliviano con motor Rotax-912 y capacidad de 24

galones de madurante. Es el avión predilecto por los ingenios y es actualmente

utilizado para la aplicación de madurante de caña de azúcar. Este avión tiene

un costo de operación por hectárea fumigada de $1500 pesos lo que lo hace

apetecido por los agricultores.

Figura 4. Quick Silver GT-500

Fuente: www.airliners.com

• MXP 740. Avión “side by side” con motor Rotax-912 turbo-cargado, de

construcción de aluminio y con capacidad de combustible de 80 litros. Tiene un

costo de operación por hectárea de $2043 pesos.

51

Tabla 3. Costos del Quick Silver GT-500

COSTOS DESCRIPCIÓN QUICK SILVER

COSTO DEL AVIÓN $ 98.085.000SEGUROS $ 4.904.250DEPRECIACIÓN $ 6.865.950

COSTOS FIJOS

TOTAL COSTOS FIJOS $ 109.855.200

TIPO DE COMBUSTIBLE AUTOMÓVIL COSTO COMBUSTIBLE POR GALÓN. $ 5.500FLUJO DE COMBUSTIBLE (GAL/HR) @75% RPM 4COSTO COMBUSTIBLE POR HORA $ 22.000CONSUMO DE ACEITE POR HORA $ 750COSTO MANTENIMIENTO ANUAL $ 4.500.000

MOTOR ROTAX 582/40 @65HP

TBO MOTOR 250 HRSCOSTO REPARACIÓN MOTOR INCLUYENDO MANO DE OBRA $ 18.000,00



HORAS AÑO 200 $ 590.026400 $ 315.388600 $ 223.842


800 $ 178.069


COSTOS OPERACIÓN

POR HECTÁREA


52

Figura 5. MXP 740

Fuente: www.airliners.net

Tabla 4. Costos del MXP-740

53

COSTOS DEFINICIÓN MXP 740


COSTOS FIJOS


TIPO DE COMBUSTIBLE AUTOMÓVIL COSTO COMBUSTIBLE POR GALÓN. $ 5.500FLUJO DE COMBUSTIBLE (GAL/HR) @75% RPM 6COSTO COMBUSTIBLE POR HORA $ 33.000CONSUMO DE ACEITE POR HORA $ 750COSTO MANTENIMIENTO ANUAL $ 6.600.000MOTOR ROTAX 912 @120HPTBO MOTOR 1800 HRSCOSTO REPARACIÓN MOTOR INCLUYENDO MANO DE OBRA $ 12.500,00



HORAS AÑO 200 $ 807.794

COSTOS OPERACIÓN POR HORA 400 $ 427.022

600 $ 300.098800 $ 236.636



4.2.4 Identificación del Producto

Tabla 5. Costos del USB-001-X

USB0010-X


COSTOS FIJOS


TIPO DE COMBUSTIBLE AUTOMÓVIL COSTO COMBUSTIBLE POR GALÓN. $ 5.500FLUJO DE COMBUSTIBLE (GAL/HR) @75% RPM 8COSTO COMBUSTIBLE POR HORA $ 44.000CONSUMO DE ACEITE POR HORA $ 750COSTO MANTENIMIENTO ANUAL $ 6.000.000MOTOR O-320 @150HP TBO MOTOR 2000 HRSCOSTO REPARACIÓN MOTOR INCLUYENDO MANO DE OBRA $ 12.000,00



54

HORAS AÑO

200 $ 896.750400 $ 476.750600 $ 336.750


800 $ 266.750


COSTOS OPERACIÓN

POR HECTARIA


4.2.5 Estrategia de mercado. La estrategia es desarrollar un diseño que cubra las

expectativas en cuanto a rendimiento y economía en la operación. Se sabe que el

avión a diseñar no es ni el más económico ni el más costoso del mercado en su

segmento, pero los beneficios presentados son los óptimos y los que necesitan los

agricultores de hoy. Como primera característica importante y dado que es

necesario regular estos servicios aéreos se puede resaltar que se ofrece un

producto certificado ante las autoridades. Por otro lado si se observan la tablas

2,3,4 y 5, se aprecia que el avión USB-001-X tiene un motor que aunque es más

costoso tiene una de las ventajas más importantes: el tiempo entre reparaciones

es el más largo, lo que significa que es más confiable y en el mediano y largo

plazo representa bajos costos de mantenimiento. Para definir la estrategia de

mercado se deben dar respuesta a los siguientes interrogantes:

55

• ¿Por qué el avión es necesario en la agricultura hoy?

Como todas las industrias modernas, los cultivadores de hoy utilizan métodos

tecnológicos avanzados tales como equipos y productos. Estas herramientas

tienen como fin proporcionar una ayuda en la producción de alimentos y fibras

para la población en crecimiento del mundo y proteger nuestros recursos

naturales. El avión se utiliza para aplicar productos que protegen las cosechas de

una manera segura, eficiente, económica, y ambientalmente correcta.

• ¿Cuáles son las ventajas del uso aéreo?

El uso aéreo es a menudo, la manera más eficiente y muchas veces la más

económica y segura de realizar el trabajo. Cuando los parásitos o las

enfermedades amenazan una cosecha el tiempo es el factor más crítico. Un

aeroplano o un helicóptero pueden lograr más en una hora que un equipo de

fumigación terrestre en un día. Esto significa menos costos, menos contaminación

atmosférica y ninguna compactación de suelo. El avión es necesario porque

puede reducir la erosión del suelo hasta un 90%.

• ¿Qué clase de avión se utiliza para la aspersión por medios aéreos?

Los operadores de hoy vuelan helicópteros aviones diseñados especialmente para

éste propósito. Esta gama de aviones tiene un precio que oscila entre U$100.000

y U$900.000. Son construidos para manejar de 30 a 100 despegues y aterrizajes

diarios en pistas no preparadas y ofrecen tanto protección como buena visibilidad

56

al piloto. El avión de hoy utiliza equipos sofisticados tales como GPS, controles de

flujo y el equipo exacto que calibra el aerosol para que el piloto proporcione la

aplicación de la cantidad correcta de producto a la cosecha.

4.3 JUSTIFICACIÓN DE LA CONFIGURACIÓN DE CABINA

Para determinar la clase de configuración de cabina del proyecto fue necesario

realizar una justificación del por qué se quiere un avión con configuración de

cabina tipo dual y tandem.

Como es sabido la mayoría de los aviones de fumigación cuentan con una

configuración en cabina de sólo un tripulante (piloto), esto debido a que la misión

primaria equivale a que el peso de un tripulante adicional disminuye la capacidad

de carga del material de fumigación.

Los aviones de fumigación que cuentan con la configuración “side by side” son

aquellos que pertenecen a la aviación general y han sido modificados con el fin de

prestar el servicio de fumigación. En el caso de los aviones de fumigación con

configuración en tandem, se encontró que estos cumplen la función de aviones de

entrenamiento para la fumigación.

57

Los aviones que se encuentran disponibles en el mercado son modelos que han

sido diseñados con la misión primaria de fumigación, por esto su configuración no

incluye un segundo tripulante.

En la tabla 6 se encuentra la relación de los aviones fumigadores y su respectiva

configuración de cabina. Aquí es claramente visible que los aviones fumigadores

de configuración de cabina tipo sencilla dominan las necesidades del mercado.

No es rentable para ninguna empresa que utiliza el servicio de fumigación,

disminuir la capacidad de carga del avión con el fin de incluir un tripulante que

resulta innecesario debido a que su única funcion sería la de observador.

4.4 SELECCIÓN DE AERONAVES PARA ESCOGENCIA DE BASELINE

Este paso consistió en determinar qué aviones se pueden utilizar como baseline,

para esto se requirió buscar los aviones que por sus características técnicas y de

rendimiento se ajustan a los requerimientos necesarios.

58

Tabla 6. Configuración de cabina de las aeronaves de fumigación.

AVIÓN CONFIGURACIÓN

Air Tractor AT 301 Sencillo

Air Tractor AT 401B Sencillo


Air Tractor AT 402B Sencillo



Air Tractor AT 802ª Doble (Tandem)

Cessna T188c AG Husky Sencillo

Piper Pawnee PA 25-250 Sencillo

Piper Pawnee PA 25-260 Sencillo

Piper Brave PA 36-285 Sencillo

Piper Brave PA 36-375 Sencillo

PZL PZLIN 137T Sencillo

PZL Turbo Kruk Sencillo

PZL M-18 Dromader. Sencillo

Es importante resaltar las aeronaves que fueron seleccionadas para realizar los

métodos comparativos que se explicarán más adelante, éstas no son aeronaves

de fumigación ni de aplicación de insumos agroquímicos dado que no existe una

aeronave en el mercado que tenga las características similares a las planteadas

en el ítem 4.1 y que cumplan con dicha misión.

59

Se tomaron entonces los datos de diferentes aeronaves, para con esto realizar

una selección más específica. Las aeronaves seleccionadas teniendo en cuenta

los requerimientos enunciados en el ítem 4.1 fueron:

• Aero Boero 180 PSA.

• Aeroplastika LAK-XA.

• Aviasud AE 209 Albatros.

• Aviatika-890 A.

• AviotechnicaSL-90 Leshii (I-1).

• Bhel LT-1 Swati.

• CFM Shadow.

• Elmwood CH-08 Christavia Mk 4.

• Epervier.

• Fournier RF-47.

• Gippsland GA-200.

• HOAC DV 20 Katana.

• IAR-46.

60

• IAR IS-28M2A.

• PZL-104 Wilga 35A.

• PZL-110 Koliber (Humming bird).

• SeaBird SB7L.

• Shenyang HU-1 Seagull (U).

• Shenyang HU-2 Petel 650B.

• Tecnam P92 ECHO.

• Terzi T-9 Stiletto.

4.5 MÉTODO COMPARATIVO DE AERONAVES

El método utilizado para la comparación de las aeronaves y la posterior

escogencia de las que se analizaron por medio del método de cargas pagas, está

enunciado y explicado claramente en el capítulo 5 del libro Flying Qualities And

Flight Testing Of The Airplane. El procedimiento básico que utiliza el método es la

comparación parámetro a parámetro de las aeronaves, asignando a la que mejor

comportamiento presenta un valor de uno y a la otra el valor correspondiente a la

61

relación entre el dato técnico de ella y el de la otra aeronave. Al final se suman los

valores obtenidos y se determina cual de ellas es apta para la misión requerida

Los parámetros que determinan el procedimiento de comparación mencionados en

el libro son:

• Número de ocupantes.

• Envergadura.

• Velocidades de pérdida.

• Distancia de aterrizaje.

• Máxima velocidad vertical.

• Eficiencia aerodinámica.

• Techo de servicio.

• Potencia motor.

• Superficie alar.

• Precio.

• Distancia de decolaje.

• Factor de campo.

• Velocidad máxima de crucero.

• Rango.

62

Inicialmente se analizaron dos aeronaves que no cumplen dos de los

requerimientos: plano alto y configuración de cabina dual en tandem. Esta

comparación se observa en la tabla 7.

Tabla 7. Primera comparación de aeronaves (Stiletto y Fournier).

AERONAVE A AERONAVE B AERONAVE A AERONAVE B PARÁMETRO STILETTO FOURNIER STILETTO FOURNIER W/P 18,1 14,7 1 0,810 Vc/(P/S) 167,6 142,0 1 0,847 1-(WE/WO) 0,42 0,36 1 0,857 (WO/WE) – 1 0,73 0,57 1 0,781 2WO/ (TOD+LD) 2,39 3,10 1 1,297 Vc/Vso 2,17 2,49 1 1,147 B/WO 0,02 0,02 1 1,000 WE/(WO-WE) 1,36 1,72 1 1,265 P/WO 0,05 0,06 1 1,200 TOTAL 9 9,210

Seguidamente se analizaron dos aeronaves que aunque tienen plano alto no son

de configuración de cabina dual tipo tandem. Esta segunda comparación se

observa en la tabla 8.

Posteriormente se compararon las mejores aeronaves de estos dos grupos entre

si. Dicha comparación se observa en la tabla 9.

63

Tabla 8. Segunda comparación de aeronaves (Tecnam P92 y Wilga)

AERONAVE A AERONAVE B AERONAVE A AERONAVE B PARÁMETRO TECNAM P92 WILGA TECNAM P92 WILGA W/P 15,5 11,0 1 0,711 Vc/(P/S) 219,8 62,2 1 0,283 1-(WE/WO) 0,42 0,33 1 0,786 (WO/WE) - 1 0,73 0,49 1 0,670 2WO/ (TOD+LD) 6,7 7,7 1 1,147 Vc/Vso 2,36 2,77 1 1,175 B/WO 0,031 0,01 1 0,323 WE/(WO-WE) 1,36 2,02 1 1,485 P/WO 0,064 0,090 1 1,406 TOTAL 9 7,99

Tabla 9. Tercera comparación de aeronaves (Fournier y Wilga)

AERONAVE A AERONAVE B AERONAVE A AERONAVE B PARÁMETRO FOURNIER WILGA FOURNIER WILGA W/P 14,7 11,0 1 0,750 Vc/(P/S) 142,0 62,2 1 0,438 1-(WE/WO) 0,36 0,33 1 0,917 (WO/WE) – 2 0,57 0,49 1 0,860 2WO/ (TOD+LD) 3,1 7,7 1 2,481 Vc/Vso 2,5 2,8 1 1,112 B/WO 0,02 0,01 1 0,500 WE/(WO-WE) 1,72 2,02 1 1,174 P/WO 0,06 0,09 1 1,500 TOTAL 9 9,730

La aeronave que presenta las mejores características de las analizadas por medio

del método descrito es el PZL–104 Wilga, dado que el procedimiento indica que se

debe realizar una comparación relacionando los datos de las dos columnas y

posteriormente sumar los subtotales.

64

Se procedió también a comparar cuatro aviones que aunque no cumplien con el

requerimiento de peso planteado inicialmente, ofrecen una velocidad de pérdida,

disposición alar y acomodación adecuadas. Esta cuarta comparación se observa

en las tablas 10 y 11.

Tabla 10. Cuarta comparación de aeronaves (Elmwood y Aviasud)

AERONAVE A AERONAVE A AERONAVE A AERONAVE B PARÁMETRO ELMWOOD AVIASUD ELMWOOD AVIASUD W/P 20,00 19,84 1 0,992 Vc/(P/S) 303,2 260,3 1 0,859 1-(WE/WO) 0,42 0,48 1 1,143 (WO/WE) – 1 0,74 0,95 1 1,284 2WO/ (TOD+LD) 2,6 4,3 1 1,658 Vc/Vso 3,42 2,18 1 0,636 B/WO 0,02 0,03 1 1,550 WE/(WO-WE) 1,34 1,04 1 0,776 P/WO 0,05 0,05 1 1 TOTAL 9 9,900

Tabla 11. Quinta comparación de aeronaves (Aero Boero y Husky)

AERONAVE B AERONAVE B AERONAVE A AERONAVE B PARÁMETRO AEROBOERO HUSKY AEROBOERO HUSKY W/P 10,9 10 1 0,917 Vc/(P/S) 127,1 140 1 1,101 1-(WE/WO) 0,28 0,33 1 1,175 (WO/WE) – 1 0,39 0,51 1 1,306 2WO/ (TOD+LD) 6,9 7,2 1 1,042 Vc/Vso 2,41 2,85 1 1,182 B/WO 0,02 0,01 1 0,546 WE/(WO-WE) 2,56 1,95 1 0,761 P/WO 0,09 0,1 1 1,090 TOTAL 9 9,12

65

De las tablas 10 y 11 se seleccionó el mejor de cada uno de los aviones para

compararlos bajo los mismos criterios anteriormente mencionados. Esta

comparación se observa en la tabla 12.

Tabla 12. Sexta comparación de aeronaves (Husky y Aviasud)

AERONAVE B AERONAVE A AERONAVE A AERONAVE B PARÁMETRO HUSKY AVIASUD HUSKY AVIASUD W/P 10,0 19,8 1 1,984 Vc/(P/S) 140,0 260,3 1 1,860 1-(WE/WO) 0,33 0,48 1 1,455 (WO/WE) – 2 0,51 0,95 1 1,863 2WO/(TOD+LD) 7,2 4,3 1 0,599 Vc/Vso 2,85 2,18 1 0,763 R/WO 0,35 0,32 1 0,914 B/WO 0,01 0,03 1 3,100 WE/(WO-WE) 1,95 1,04 1 0,533 P/WO 0,1 0,05 1 0,500 TOTAL 10 13,57

Teniendo en cuenta el procedimiento mencionado con anterioridad y demás

comparaciones del grupo inicial seleccionado que no se muestran en este

desarrollo debido a su extensión, las aeronaves seleccionadas para realizar la

tarea de análisis por cargas pagas, incluyendo varias opciones no analizadas y

que con el transcurso del tiempo se encontraron como viables debido a su alta

funcionalidad son:

• CFM Shadow C.

• Tecnam P92.

66

• Aviatika 890.

• Avid Flyer M IV.

• Rans S7 Curier.

• Skystar Kitfox IV

• Fournier RF 47.

• Eag Aero.

• Terzi Stiletto.

• Jurca MJ 5.

• Aeroplastika LAX XE.

• Politechnika PW4.

• Epervier.

• Shengyang HU 2.

• IAR46.

• IAR IS 28M.

• PZL 110 Koliber.

• Bhel LT1.

• Avid Magnum.

• Aviat Husky.

• Montana Coyote.

• Aviotechnica SL90.

• Arctic S1B2.

• Aero Boero 180 PSA.

67

• Seabird SBL7.

• STOL CH801.

• PZL 111.

• Zlin 142.

• Elmwood CH8.

• PZL 104 Wilga.

• Gippsland GA200.

• Cessna AG trainer.

• Pijao AC 05.

4.6 ANÁLISIS POR CARGAS PAGAS

Teniendo en cuenta la importancia de evaluar las 30 aeronaves asignadas

inicialmente como posibles baseline, y basándose en el estudio preliminar hecho a

las mismas en el ítem anterior donde se analizaron parámetros importantes como

las velocidades de crucero y pérdida entre otros parámetros, se realizó un

segundo análisis.

Aunque el método utilizado inicialmente produjo conclusiones interesantes, en

esta etapa del diseño de la aeronave fue de vital importancia determinar la

influencia de un factor decisivo en el diseño del avión como lo es la carga paga.

En este análisis se incluyen los factores más importantes relacionados con la

68

carga paga enunciados en el capítulo 5 del libro Flying Qualities And Flight Testing

Of Aircraft de Darrol Stinton como son:

• Relación de peso contra potencia.

• Carga disponible contra peso bruto.

• Carga disponible contra peso vacío.

• Peso vacío contra peso de estructura, motor y sistemas.

• Carga paga.

• Capacidad de combustible.

Así mismo, se tuvo en cuenta la clasificación de las aeronaves por peso máximo al

decolaje, realizando la selección en cuatro grupos de peso: el primero hasta 1650

lb, el segundo de 1650 hasta 2000 lb, el tercero de 2000 hasta 2500 lb y el cuarto

grupo de 2500 hasta 4200 lb.

Teniendo en cuenta los valores y resultado mostrados en el anexo B, se

seleccionaron finalmente tres aeronaves sobre las cuales se trabajó la validación

de información en el software. Estas aeronaves fueron elegidas en el rango entre

1650 y 2500 lb. y son: Arctic S1B2, STOL CH 801 y el Aero Boero 180 PSA.

69

4.7 VALIDACIÓN DE AERONAVES PARA SELECCIÓN DE BASELINE

En este proceso de validación del baseline, la tarea primordial realizada fue el

análisis de las tres aeronaves seleccionadas según lo explicado en el ítem 4.6.

Durante el análisis se validaron en el software AAA diferentes módulos y

submódulos teniendo en cuenta que el resultado que se quería encontrar era el de

obtener una aeronave que se adecuara a los requerimientos tanto técnicos como

de rendimiento planteados durante la fase de estudio del proyecto. En caso de no

encontrar una aeronave que se acomodara exactamente a dichos requerimientos,

la tarea serviría, como de hecho ocurrió, para generar una base de datos que a la

larga permitió realizar una serie de regresiones de donde se obtuvieron algunos de

los coeficientes de diseño de la aeronave. Las aeronaves que se analizaron en el

software fueron:

• STOL CH801

• Arctic S1-B2

• Aero Boero 180 PSA

Para realizar el análisis de éstas fue necesario obtener un plano detallado de las

tres vistas de cada una de ellas y validar la geometría. Así mismo fue necesario

conseguir el certificado tipo de cada una de ellas (para las aeronaves certificadas)

o la mayor cantidad de información técnica y de rendimiento posible para obtener

70

los resultados esperados. Entre los principales datos necesarios para la

realización de la validación de estas aeronaves se tuvieron en cuenta:

• Especificaciones referentes a pesos como: peso vacío, carga paga, peso

máximo al despegue, peso máximo al aterrizaje y peso de combustible.

• Especificaciones de rendimiento como: velocidades de pérdida, de

operación, y máxima operacional, rango, distancias de decolaje y aterrizaje,

tipos de perfiles.

• Especificaciones de geometría como: envergadura, relación de aspecto,

longitud de fuselaje, y superficies de control.

• Especificaciones de la planta motopropulsora como: potencia, peso,

consumo de combustible y datos de la hélice.

Los datos técnicos de estas aeronaves se observan en la tabla 13.

Una vez conseguidos estos datos, el proceso consistió en realizar el análisis y la

validación, siguiendo una secuencia lógica la cual será explicada a continuación.

71

Tabla 13. Especificaciones técnicas de las aeronaves validadas

Arctic S1 B2 Aero Boero 180 PSA

STOL CH 801

Peso máximo al despegue (lbs.) 1850,00 1962,00 2200,00

Peso vació (lbs.) 1150,00 1411,00 1150,00

Carga paga (lbs.) 464,44 276,44 874,00

Capacidad de combustible (lbs.) 235,56 274,56 176,00

Carga alar (lbs./sqft.) 9,97 10,55 12,90

Carga de potencia (lbs./HP.) 12,67 10,90 11,95

Sillas 2 tandem 2 tandem 2 s-b-s

Superficie alar (sqft.) 186,20 186,00 167,00

Envergadura (ft.) 36,66 35,77 31,33

Velocidad de pérdida (Mph.) 34,00 49,00 35,00

Velocidad de crucero (Mph.) 117,00 123,00 120,00

Relación de ascenso (ft./min.) 1275,00 1025,00 1200,00

Distancia de decolaje (ft.) 325,00 279,00 390,00

Rango (millas.) 552,00 733,00 320,00

Unidad motopropulsora O 320 O 360 A1A O 320

Potencia (HP.) 150,00 180,00 180,00

Inicialmente se trabajó en el módulo de pesos del software AAA (weigths) en el

cual se determinó la misión de las aeronaves para posteriormente realizar el

cálculo de las diferentes fracciones de peso de combustible. La misión escogida

para dichas aeronaves consta de 5 fracciones perfectamente definidas, las cuales

se muestran en la figura 6.

72

Figura 6. Misión escogida para la validación de las aeronaves.

Crucero

Calentamiento, taxeo y decolaje. Aterrizaje y taxeo.

Ascenso Descenso

73

Para el cálculo de cada una de las fracciones de combustible se tomaron los

valores estimados y sugeridos por el software dependiendo de la categoría en la

que se encontrara cada una de ellas. También se tuvo en cuenta el rango de la

aeronave, la relación de sustentación sobre resistencia, la eficiencia de la hélice y

el consumo especifico de combustible. En este mismo módulo se calculó y validó

el peso máximo de cada aeronave en la condición de decolaje por medio de un

proceso iterativo que se comenzó a desarrollar con un peso inicial estimado

cercano al valor real de la aeronave existente. De la misma manera se obtuvo la

tabla de perfil de la misión para cada aeronave donde se relacionan las fracciones

de la misión con su respectivo peso y el peso de combustible consumido durante

cada una de las fracciones.

Seguidamente a la validación en el módulo de pesos, se validó la velocidad de

pérdida de las aeronaves en el módulo de rendimiento (performance). Aquí se

obtuvo el primer resultado deseado de este proceso. Dicho resultado era obtener

mediante el software el valor de la velocidad de pérdida que se encontraba en las

tablas de especificaciones de los fabricantes de cada una de las tres aeronaves.

Una vez validados los datos de la velocidad de pérdida se precedió a completar el

módulo de rendimiento (performance), submódulo de dimensionamiento (sizing)

donde se verificó el comportamiento de las aeronaves en el decolaje, ascenso,

crucero, velocidad máxima, maniobras y distancia de aterrizaje. Una vez realizada

esta tarea se elaboró por medio del software la gráfica que muestra el punto de

diseño, es decir, la carga alar y la carga de empuje.

74

El módulo de geometría está compuesto básicamente de 2 submódulos: el primero

de ellos es geometría bi-dimensional y el segundo de ellos es el aeropack. En el

submódulo de geometría bi-dimensional se trabajó separadamente el fuselaje, las

alas, el estabilizador horizontal, el estabilizador vertical y el canard. Para la

validación de cada uno de estos parámetros se utilizaron los planos de las tres

vistas de cada una de las aeronaves. De la misma manera para esta validación en

dos dimensiones se analizaron las posiciones y la geometría de cada una de las

superficies de control primarias de las aeronaves. En el submódulo de aeropack el

trabajo realizado fue la creación de una base de datos generada por el software

para la exportación de los mismos al software adjunto AAA-cad. El procedimiento

realizado consistió en una división de cada uno de los componentes por paneles

y/o estaciones para determinar la geometría exacta de la aeronave. Así mismo, en

este submódulo se utilizaron los perfiles de cada uno de los componentes de las

aeronaves. El número de paneles de los diferentes componentes dependió

básicamente del aspecto de la geometría del mismo, así por ejemplo un ala recta

pudo ser definida en un solo panel siempre y cuando no tuviera ángulo diedro; en

el caso del fuselaje curvo siempre se definió un número superior a 20 estaciones.

Posteriormente a la validación en el módulo de geometría se realizó un proceso

similar en el módulo de aerodinámica. En este módulo se validaron los

submódulos de sustentación, resistencia, momentos, centro aerodinámico, efecto

tierra y relación de presión dinámica. En el submódulo de sustentación se analizó

el comportamiento de las superficies principales de la aeronave como el ala, el

estabilizador horizontal, el estabilizador vertical y el canard, así como el

comportamiento de los flaps y de la aeronave. En el submódulo de resistencia se

analizó el comportamiento para las diferentes condiciones de vuelo y la resistencia

que presentaba cada uno de los componentes de la aeronave, así como la

distribución de la misma. En el submódulo de momentos se validaron los

siguientes datos para cada una de las aeronaves seleccionadas:

• Coeficiente de momento de cabeceo de la aeronave para el estado estable.

• Coeficiente de momento de cabeceo para cero sustentación en el ala.

75

• Incremento en el coeficiente de cabeceo del ala debido a la influencia de los

flaps.

• Coeficiente de momento de cabeceo de la aeronave con ángulo de ataque

igual a cero incluyendo los efectos de los flaps.

• Contribución de las diferentes superficies al coeficiente de momento de

cabeceo de la aeronave.

• Coeficiente de momento de la aeronave debido a la derivativa del ángulo de

ataque.

En el submódulo de centro aerodinámico se validó la contribución de cada uno de

los componentes al centro aerodinámico de la aeronave y se determinó la posición

de él en la misma. En el submódulo de efecto de tierra se analizó y validó el efecto

tierra sobre la configuración de cada una de las aeronaves. Finalmente en el

submódulo de relación de presión dinámica se validó la información referente a la

relación de presión dinámica del estabilizador horizontal con respeto al ala.

Para terminar con la validación de la información técnica y de rendimiento de las

aeronaves se trabajó en el módulo de propulsión donde se relacionó toda la

información correspondiente a la extracción de potencia de los motores y el diseño

tanto de los ductos de entrada como los de salida de las unidades

motopropulsoras de cada una de las aeronaves. Con la validación de este módulo

se concluyó el proceso de validación de las tres aeronaves. Posteriormente, con

76

estos datos se trabajó en el módulo de estabilidad y control de las mismas donde

se analizó el comportamiento de las aeronaves seleccionadas y si realmente se

ajustaban a las exigencias de las regulaciones FAR 23. Las principales

características analizadas en este módulo fueron:

• Estabilidad longitudinal.

• Estabilidad lateral – direccional.

• Control longitudinal.

• Control lateral direccional.

• Momento de bisagra.

En el anexo C se observan los resultados obtenidos en lo referente a las

principales derivativas tanto longitudinales como laterales – direccionales

calculadas por el software en cada una de las tres aeronaves validadas, así como

el rango de valores permitido para cada derivativa, de donde se derivó el análisis

final que llevó a la escogencia del baseline.

77

4.8 ESCOGENCIA DEL BASELINE

Basados en los datos presentados en el anexo C y en los datos técnicos

encontrados en el certificado tipo de cada aeronave, el análisis que se muestra a

continuación fue el realizado para la escogencia del baseline.

Dada la importancia de la adecuada escogencia del baseline el primer aspecto

que se tuvo en cuenta fue el tipo de certificación que tenía cada aeronave. En este

caso se encontró que el Aero Boero 180 no es una aeronave certificada bajo la

norma FAR 23 que es la que aplica y por lo tanto no es apta para el proceso de

diseño de la aeronave. De las dos aeronaves que resultan de las tablas de las

derivativas longitudinales y laterales – direccionales se concluye que:

• El número de derivativas que se encontró por fuera del rango de Hollmann

es mayor en el Arctic S1-B2 que en el STOL 801, por lo que la estabilidad

de la segunda aeronave se ubica en un nivel superior.

• El parámetro que determina el incremento en el coeficiente de sustentación

y por lo tanto el incremento en la sustentación de la aeronave con respecto

al cambio en el ángulo de ataque es superior en el STOL 801.

78

• El coeficiente de momento debido al incremento en el ángulo de ataque, es

decir la tendencia de la aeronave a subir o bajar la nariz cuando se cambia

el ángulo de ataque presenta un comportamiento adecuado y se encuentra

dentro del rango más restrictivo en el caso del STOL 801, situación que no

ocurre con el Arctic S1-B2.

• Algunos de los componentes de la aeronave no diseñados, fueron tomados

del diseño certificado del STOL 801 por ser más livianos y presentar una

mayor resistencia a los esfuerzos, debido a la similitud que se encuentra

entre el tipo de operación del STOL 801 y el tipo de operación de la

aeronave diseñada.

La aeronave escogida entonces como el baseline para el desarrollo del diseño fue

el STOL 801, cuyas características técnicas y de rendimiento más relevantes son

presentadas a continuación:

Largo : 24.5 ft

Envergadura : 31.33 ft

Superficie alar : 167 sqft

Peso vacío : 1150 lbs

Peso máximo al despegue : 2200 lbs

Capacidad de combustible : 30 gal

79

Carga alar : 12.9 lbs/sqft

Carga de empuje : 11.95 lbs/Bhp

Potencia : 150 Bhp

Factor de carga de diseño :+5.7 a –2.8

Velocidad máxima de crucero : 120 Mph

Velocidad de pérdida con flaps : 35 Mph

Velocidad de pérdida sin flaps : 43 Mph

Techo de servicio : 16000 ft

Rango : 320 millas.

Carrera de despegue : 290 ft

Es importante resaltar que parámetros como los coeficientes y derivativas

relacionadas con la resistencia de la aeronave presentan un excelente

comportamiento en el Arctic S1-B2 y fueron tenidas en cuenta para el diseño


4.9 DETERMINACIÓN DE LA CARGA ALAR, CARGA DE EMPUJE Y CÁLCULO

DEL PESO DE LA AERONAVE.

4.9.1 Determinación de las fracciones de peso de la aeronave. Dentro del proceso

de diseño hay muchos niveles por medio de los cuales se puede empezar a idear

una aeronave y el inicial es estimar el peso que se desea para el despegue, para

80

así poderlo comparar con aeronaves de la misma categoría. Para el caso del avión

diseñado se utilizó la teoría de Daniel P. Raymer que toma los requerimientos

iniciales para hacer una primera iteración y finalmente determinar tanto el peso de

despegue como el peso vacío.

Pensando en el peso como una de las metas más importantes, se analizaron

todas las herramientas posibles para que el peso presentado sea el más bajo

posible y así poder desarrollar la función para la cual fue diseñada la aeronave.

Empezando con el nivel más sencillo y una vez determinados los requerimientos

de la aeronave a diseñar, se comenzó definiendo cada una de las fracciones de

peso en cada etapa, de esta manera y para que se hiciera más simple la

comprensión de los cálculos se enumeró cada segmento de la misión para así

identificar cada una de las fracciones, así por ejemplo w1/wTO es la fracción de la

fase de calentamiento y encendido, w1/w0 taxeo, etc. En primer lugar se obtuvieron

de tablas estadísticas e históricas las fracciones de combustible de las fases de

encendido, carreteo, despegue, ascenso, descenso y aterrizaje como se aprecia

en la tabla 1 del anexo D. Posterior a esto y con el uso de los requerimientos

definidos con anterioridad se obtuvo la fracción de peso de la fase de crucero que

en este caso es la etapa de aspersión.

W5/W4 = e-RC/V(L/D)

81

En esta fase se tuvieron en cuenta las variables de rango, velocidad de aspersión

y dos factores importantes: el consumo específico de combustible (SFC), es decir

las libras de combustible por hora usadas para producir un caballo de fuerza en el

eje de la hélice determinado de acuerdo a la eficiencia de la misma y a una

variable C dada en tablas, y la relación de la sustentación con respecto a la

resistencia al avance, valor que proporciona la eficiencia aerodinámica del diseño.

En la tabla 1 del anexo D se observa el valor de Wf / Wo que no es otro que la

fracción de combustible. En el caso de los cálculos realizados este valor da como

resultado 0.0743 lo que indica que el 7.43% del peso inicial del avión es

combustible. Teniendo esta fracción y haciendo una iteración para hallar el valor

del peso vacío como se ve en la tabla 2 del anexo D fue posible determinar que el

peso al despegue de la aeronave es de 1938.13 lb. A partir de este valor y según

la normas FAR 23 se restan al peso máximo los valores del peso de carga útil,

combustible, equipo fijo y equipo de aspersión para encontrar que el peso vacío

del avión es 1135.13 lb. Este valor se comprobó con la utilización de un programa

realizado en Microsoft Excel. Con esta primera iteración se puede definir el peso

de la estructura y de los demás componentes de la aeronave.

Una vez analizado y haciendo los cálculos mediante los cuales se obtuvo el peso

máximo al despegue y las respectivas fracciones de peso en las diferentes etapas

de la misión, se tuvo una idea más clara de las proporciones de los pesos que

82

debe llevar la aeronave y así determinar los coeficientes de diseño que se

definieron posteriormente en el proceso de modelamiento en el software AAA.

4.9.2 Análisis de la carga alar y carga de potencia. El valor de la relación de

potencia contra peso (P/W) que se observa en la tabla 3 del anexo D afecta

directamente el desempeño del avión, dado que dependiendo de él se afirma que

el avión diseñado va a ser capaz de reaccionar más rápido o no ante los diferentes

cambios de velocidad que sufra. Los valores obtenidos son 0.06 y 0.07 que,

comparados con valores establecidos encontrados en la tabla 5.2 del libro Aircraft

Design de Daniel P. Raymer, se pueden apreciar que se encuentran dentro del

rango establecido para aviones monomotor.

Por otro lado, el término carga de potencia está expresado como el peso de la

aeronave dividido entre la potencia del motor (W/P) y no es más que el inverso de

la relación de potencia contra peso. Este valor se puede hallar de dos formas

como se indica en la tabla 3 del anexo D. Una de las formas es utilizando la

ecuación:

P/W = a Vmaxc

donde a y c son coeficientes tomados de tablas estadísticas y el valor Vmáx es la

velocidad de crucero que desarrolla el avión. La otra forma es dividir el valor de la

potencia entre el peso de la aeronave. Los resultados obtenidos fueron 14.5 hp/lb

83

para una potencia requerida y 12.9 hp/lb con la potencia disponible. Al realizar

este cálculo se pudo analizar que entre menor sea la potencia mayor es la relación

de potencia contra peso.

La carga alar se considera como el peso de la aeronave dividido entre el área alar,

este valor determina el coeficiente de sustentación de diseño y el impacto de la

resistencia al avance a través del área mojada y la envergadura del ala.

El valor general de la carga alar del avión se observa en la tabla 3 del anexo D.

Cabe aclarar que en el diseño se tomaron varías fases de vuelo para asegurar la

suficiente sustentación en cada segmento proporcionada por el ala. Esto se

presenta en las tablas 4, 5 y 6 del anexo D.

En primer lugar se analizó el segmento de velocidad de pérdida sin flaps

obteniendo un valor de 10.19 lb/ft2. Para llegar a este valor se tomaron los valores

de densidad, velocidad de pérdida y coeficiente de sustentación del perfil limpio y

se aplicó la ecuación:

W/S = 1/2 ρ Vstall2 Clmax

Entendiendo la ecuación anterior se determina que los factores más influyentes en

el valor de la carga alar en esta fase son la velocidad de pérdida y el coeficiente

84

de sustentación. Se afirma que a medida que aumentan estos valores la carga es

mayor.

En la fase de despegue se consideraron elementos necesarios para deducir la

carga alar requerida en la iniciación del vuelo a una distancia establecida en el

decolaje. Entre estos elementos se determinó el parámetro de despegue TOP

(75) para aviones con motor de pistón del libro Airplane Design de Daniel P.

Raymer que relaciona este valor con la distancia definida para el decolaje que se

encuentra entre los parámetros iniciales de diseño.

El coeficiente de sustentación que también determina el valor de carga alar para

esta fase se obtiene del coeficiente definido en los requerimientos iniciales

multiplicado por 0.9, debido a que el ala no posee ángulo de flechamiento y se

desempeña dentro de un régimen subsónico. Igualmente para este segmento se

tienen en cuenta la velocidad de pérdida y la velocidad de despegue que resulta

de multiplicar la velocidad de pérdida por 1.1 según lo indicado en la norma FAR

23.

85

El segmento de ascenso cita un requerimiento de la norma FAR 23 para llegar a

un valor de carga alar de 12.9 que se observa en la tabla 5 del anexo D. Este valor

es el cálculo de la velocidad de ascenso que no es más que la velocidad de

pérdida multiplicada por un factor de 1.2 y que da un valor de 42 mph.

Adicionalmente en esta fase de vuelo se tuvo en cuenta la variación de ascenso

que es llamada velocidad vertical, para así poder hallar el gradiente de ascenso G.

Otro factor importante en el cálculo de carga alar en la fase de ascenso es el valor

del coeficiente de resistencia parásita que se obtiene con la variación del área

mojada.

Finalmente se analizó la carga alar del segmento de crucero que dio como

resultado 9.43 lb/ft2. Este resultado fue posible hallando la presión dinámica y

teniendo en cuenta el valor del coeficiente de resistencia parásita.

Hay que tener en cuenta que todos los valores de la carga alar calculados

anteriormente son optimizaciones aerodinámicas para cada uno de los segmentos

de la misión, pues al calcularlas se puede saber si el ala del avión va a ser capaz

de soportar todas las cargas a las cuales va a estar sometida.

Para asegurar que el ala proporciona suficiente sustentación en todas las etapas

del vuelo se seleccionó el valor más bajo de la carga alar estimado, que en este

caso es de 8.4 lb/ft2 y que corresponde a la carga alar de despegue.

86

4.10 DEFINICIÓN DE LA CONFIGURACIÓN GEOMÉTRICA DE LA

AERONAVE.

Para determinar la configuración geométrica de la aeronave se tuvieron en cuenta

cuatro configuraciones en las cuales se analizaron tanto las ventajas como las

desventajas y posteriormente se seleccionó la mejor. Para el mejoramiento del

rendimiento se adjuntaron ciertas características que se enuncian más adelante.

La primera configuración analizada fue monomotor tipo pusher, empenaje en “H” y

doble fuselaje, esta configuración presenta entre otras ventajas que:

• Reduce la altura vertical del empenaje

• El aire llega a las superficies de la cola sin perturbaciones.

Entre las desventajas:

• Se complica el diseño del sistema que opera las superficies de control.

• Se aumenta el peso del empenaje y por el hecho de tener el motor en la

parte trasera es aún mayor el peso, haciendo así el consumo de

combustible mayor debido a la resistencia que presenta este tipo de

configuración.

• Representa mayores costos en la construcción del empenaje.

87

La segunda posible configuración tenida en cuenta fue con patín de cola y plano

alto, ésta presenta ventajas como:

• Mejor posicionamiento en el fuselaje, haciendo que sea más fácil su

ubicación.

• Proporciona mejor sustentación durante la aproximación.

Y desventajas como:

• Presenta un abordaje incomodo a la aeronave.

• Dificulta el diseño del tren de aterrizaje principal.

• Carreteo inestable debido al patín de cola.

La tercera configuración analizada fue una aeronave tipo biplano con mayor

superficie alar en el plano superior que en el plano inferior, ésta presenta las

siguientes ventajas:

• Mayor sustentación debido a la mayor superficie alar.

• La resistencia inducida debida a este tipo de configuración de ala se reduce

en un 50% con respecto a una configuración tradicional.

• El ala inferior puede servir bien sea como tanque de combustible o como

tanque de madurante.

88

Entre las desventajas se encuentran:

• Los esfuerzos en el fuselaje son mayores al soportar dos alas.

• Los costos de manufactura son más elevados debido a la fabricación de

dos perfiles.

La cuarta configuración analizada fue con plano alto y motor en la parte del

empenaje. Esta configuración se emplea fundamentalmente en aviones anfibios,

por lo tanto para la misión planteada presenta básicamente las siguientes

desventajas:

• Genera un momento mayor debido a que se incrementa el brazo del motor

respecto al centro de gravedad.

• Produce cargas adicionales sobre el empenaje debidas al peso.

• Genera vórtices que afectan una aspersión uniforme.

• Difícil acceso durante el mantenimiento de la planta motriz.

Los bosquejos de las posibles configuraciones se muestran en la figura 7.

89

Figura 7. Configuraciones posibles para la aeronave

Después del análisis de las configuraciones posibles y considerando el perfil de la

misión, el peso, el techo de operación y el rango, se procedió a seleccionar la

configuración que más se ajustaba a los requerimientos. La descripción detallada

de la configuración elegida se observa a continuación.

• Hélice en la parte trasera del fuselaje (configuración de instalación de motor

tipo pusher). Permite ubicar el motor en la parte trasera superior del fuselaje

90

obteniéndose mayor estabilidad y mejor posicionamiento del centro de

gravedad dado que el empenaje tiende a ser ligero. Además su

construcción es más sencilla lo que redunda en menores costos y por

supuesto en menor peso. Una ventaja adicional es que el flujo de aire de la

hélice pega directamente contra el empenaje y por lo tanto no interfiere con

el flujo del madurante al momento de realizar la aspersión.

• Plano bajo rectangular (tipo canard). Hace que la aeronave adquiera

sustentación adicional a la proporcionada por el ala principal. El plano bajo

no posee ángulo de flechamiento ni taperado y tiene menor área de

sustentación que el plano alto. Si se realiza con un pequeño ángulo diedro

positivo permite un mejor comportamiento del momento de rollo ocasionado

por fuerzas laterales. Además sirve como tanque de madurante y como

apoyo para ingresar a la aeronave.

• Plano alto con montantes. Brinda mayor estabilidad a menores velocidades

de vuelo lo que permite realizar las maniobras propias de la aspersión para

las cuales se diseñó el avión. Los montantes son elementos que unen el

plano con puntos de sujeción en el fuselaje y son ideales para soportar las

cargas tanto en tierra como en vuelo. Esta configuración permite utilizar

flaps de mayor área con el propósito de aumentar la sustentación en el

momento de disminuir al máximo su velocidad. También permite ubicar el

91

fuselaje más cerca al piso lo que proporciona una mejor accesibilidad al

piloto y facilidad al momento de recargar el madurante. Para aeronaves con

requerimientos STOL (short take off and landing), el plano alto ofrece

múltiples ventajas. Esta posición del plano le permite prevenir el fenómeno

de flotación en el cual el efecto de piso aumenta la sustentación durante la

aproximación y el avión no puede tocar la pista en un punto deseado.

• Empenaje convencional. Permite un diseño más compacto, además los

sistemas que proporcionan movimiento a las superficies del empenaje

poseen un diseño más simple. Como consecuencia de esta característica

se ve reducido el peso de la aeronave y por tanto las cargas que actúan

sobre ella. Este tipo de empenaje proporciona la estabilidad y el control

requeridos por la aeronave.

• Tren fijo tipo triciclo. Este tipo de tren es el más utilizado actualmente por

aeronaves de aviación general, consta de un tren principal compuesto por

dos ruedas ubicado detrás del centro de gravedad del avión y de una rueda

auxiliar delantera. Es más económico y simplifica el diseño del avión debido

a que no es necesario diseñar el mecanismo de retracción por lo que el

peso de la estructura no se aumenta significativamente. Se escogió este

tipo de configuración porque permite una mejor estabilidad en tierra y un

mayor ángulo de rotación en el decolaje. Este tipo de tren está ubicado en

92

la viga principal del fuselaje que permite que las cargas de aterrizaje se

dispersen y sean soportadas tanto por el tren como por el fuselaje.

• Ala gruesa sin taperado y sin ángulo de flechamiento. En este tipo de

aviación donde la velocidad de vuelo es pequeña los perfiles gruesos dan

muy buenos resultados porque el flujo que corre sobre ellos es turbulento.

Este tipo de flujo es ideal para proporcionar resistencia inducida y lograr

una velocidad de pérdida más baja. El hecho de que el ala no tenga

taperado ni ángulo de flechamiento hace que su construcción sea más

sencilla; su forma rectangular le permite tener buena sustentación a bajas

velocidades. El tipo de ala rectangular proporciona un buen comportamiento

ante la entrada en pérdida aunque no da tiempo a una rápida reacción.

El bosquejo inicial de la aeronave o esquema se puede ver en la figura 8.

4.11 DEFINICIÓN DE LA CONFIGURACIÓN DE CABINA DE LA AERONAVE.

Para el diseño y la determinación de la configuración de la cabina se tuvieron en

cuenta las recomendaciones planteadas por Jan Roskam en su libro Airplane

Design parte III. Además de dichas recomendaciones fue necesario tener presente

la regulación FAR 23 para el diseño interior de cabinas en aviones civiles.

93

Figura 8. Sketch de la aeronave

.

Entre las recomendaciones presentadas por el autor se tuvieron en cuenta para la

aplicación en el diseño de la aeronave las siguientes:

El piloto debe estar posicionado de manera tal que pueda acceder a todos

los controles de una manera confortable. Para esta recomendación se tomó

la tabla 2.3 del libro Airplane Design parte III, que muestra las dimensiones

para controles de cabina y silla, dando como resultado las diferentes

distancias entre panel de instrumentos, pedales, mando de control y silla

mostrados en el anexo E. También se utilizaron las tablas 2.1 y 2.2 del

•

94

mismo libro, donde se muestran las dimensiones y pesos sugeridos para la

tripulación. En este caso se tomó el peso de piloto de los parámetros

iniciales de diseño como 190 lb y una estatura promedio de 1.75 m. Los

resultados obtenidos se observan en el anexo E.

• El piloto debe ser capaz de ver todos los instrumentos sin esfuerzo. En el

anexo E se muestra la posición del panel de instrumentos respecto a la

ubicación de la línea de visión del piloto. De acuerdo a la forma de la

cabina de la aeronave el ángulo ideal entre la línea horizontal de visión y el

panel de instrumentos es 15°, de esta manera el piloto podrá ver todos los

instrumentos sin esfuerzo y no perder la línea sobre la cual debe prestar

atención para el pilotaje de la aeronave.

• El piloto debe tener una buena visibilidad. La buena visibilidad del piloto es

esencial, por esta razón el piloto se ubicó de forma tal que tenga una óptima

vista en las diferentes operaciones que deba realizar durante el vuelo. Para

el caso de la aeronave diseñada se tuvo en cuenta tres segmentos

esenciales de la misión: despegue, aterrizaje y aplicación del madurante.

Para la determinación del panel de instrumentos se tuvieron en cuenta las normas

establecidas en la sección 6 del Reglamento Aeronáutico Colombiano y la norma

95

FAR 23.1305 que hace referencia a los requerimientos de los equipos e

instrumentos para la certificación de la aeronave.

Dichas normas nos identifican el equipo de vuelo y navegación mínimo requerido

para la operación y hace referencia a instrumentos para operaciones bajo

condiciones de vuelo visual en el día (VFR), los cuales se enuncian a

continuación.

• Un indicador de velocidad del aire.

• Un altímetro.

• Un reloj con segundero.

• Un horizonte artificial.

• Un indicador de giro y banqueo.

• Una brújula.

De la misma manera, el Reglamento Aeronáutico Colombiano y las FAR 23

enumeran los instrumentos de monitoreo de los motores necesarios para la

operación. Estos instrumentos se enuncian a continuación.

• Un indicador de presión de aceite.

• Un dispositivo para indicar la cantidad de combustible en cada tanque.

• Un indicador de temperatura de aceite.

96

• Un tacómetro.

• Un indicador de temperatura de cabeza de cilindro.

La configuración interna de cabina en el diseño preliminar está sujeta a cambios

adaptables a la necesidad del operador tales como:

• Ubicación de otra silla en configuración tandem. El espacio de la cabina se

desarrolló con esta característica.

• Cambio en la distribución de los instrumentos en el panel.

• Aumento del número de instrumentos.

• Forma del panel de instrumentos.

4.12 ESTIMACIÓN INICIAL DE LAS DIMENSIONES DE LA AERONAVE.

Una vez determinados el peso máximo al despegue y la carga alar se procedió a

realizar el cálculo y la estimación inicial de la geometría de la aeronave. En primer

lugar se utilizó el método de Daniel P. Raymer para estimar cada una de las

dimensiones de fuselaje, del ala y del empenaje.

Empezando con la configuración de la cabina, se determinó la longitud del fuselaje

como la suma del largo de la cabina y el tailboom. El valor obtenido fue 24.92 ft,

que se ve en el anexo F; fue obtenido utilizando el peso máximo de despegue del

97

avión y dos constantes a y C determinadas por el tipo de aeronave y que están

descritas en la tabla 6.3 del libro Aircraft Design de Daniel P. Raymer.

El siguiente paso consistió en determinar las dimensiones principales del ala como

la cuerda y la superficie alar teniendo en cuenta que el valor de la envergadura y

la relación de aspecto ya estaban definidos. El valor de la superficie alar

determinado utilizando estos valores fue 145,2 ft2. Dado que la relación de

taperado es 1, la distancia de la cuerda es 4,4 ft tanto en la raíz como en la punta

del ala.

De la misma manera que se determinaron las medidas anteriores se halló todo lo

correspondiente a la cabina y aunque para aviación general se maneja cualquier

rango de tamaño de pilotos se tuvieron en cuenta características como el ancho

de espalda y el alto necesario de la cabina para hacer cómodo este espacio.

La geometría básica del empenaje depende directamente de las dimensiones del

ala, dado que la función principal del mismo es controlar los momentos producidos

por ella. Para determinar el área tanto del estabilizador horizontal como del vertical

se tomaron coeficientes de volumen apreciables en el anexo F, tomados del libro

Airplane Design de Daniel P. Raymer. Otros de los valores importantes hallados

fueron las cuerdas geométricas de los dos estabilizadores.

98

La efectividad del empenaje es proporcional al área de los estabilizadores del

mismo multiplicados por el brazo de momento medido desde el ¼ de cuerda del

ala hasta el ¼ de cuerda de cada uno de los estabilizadores. Para simplificar esta

medida se tomó un valor típico que para aviones con el motor en los planos va del

50 al 55% del largo total del fuselaje.

Como se dispone de una configuración con canard sustentador, el método de los

coeficientes de volumen aplicado para el empenaje no aplica. En vez de esto se

diseñó el canard teniendo en cuenta que la función principal de él es almacenar

120 lt de madurante, entonces se halla el volumen a partir de este valor. Dicho

volumen es aproximadamente 4.5 ft3. Haciendo iteraciones con el valor de la

relación de aspecto y tomando variaciones en las distancias de la cuerda y la

envergadura del canard se llegan finalmente a las dimensiones que se presentan

en el anexo F.

Inicialmente se escoge un perfil NACA 663-018 lo que quiere decir que el espesor

del perfil es el 18% de la cuerda.

4.13 SELECCIÓN Y ANÁLISIS DE LA UNIDAD MOTOPROPULSORA.

99

4.13.1 Preselección de motores. Luego de analizar las múltiples opciones con las

cuales se contaban, se encontraron varias alternativas que se acoplaban al

modelo ideal de motor que se propuso a lo largo del proceso de diseño.

Se consignó información técnica de cada motor puesto en consideración, así como

un análisis previo sobre la viabilidad y factibilidad del motor en cuanto a los

diversos factores de rendimiento, costos de operación y potencia.

Después de la recolección de información se realizó el análisis respectivo con la

finalidad de establecer las limitaciones y ventajas de cada una de las opciones

para elegir la mejor decisión y así encaminarse bajo el correcto criterio de

selección.

Inicialmente se buscaron motores cuya potencia rodeaba los 80 hp (potencia

empleada por el Quick Silver para su operación). Dentro del proceso de

investigación y recopilación de datos se encontraron motores con esta potencia,

pero, posteriormente, se estimó que la potencia adecuada y necesaria oscilaba en

el rango de los 100 a 115 hp, por tal razón se aumentó el rango inicial y la

búsqueda se encaminó hacia motores con dicha potencia.

A medida que avanzó el proceso en la etapa de diseño conceptual se estimó,

según los primeros cálculos, y con el fin de aumentar la carga útil de la aeronave,

un rango de potencia mayor que oscilaba entre 120 hp y 180 hp.

100

Finalmente se llegó a un valor determinado de potencia establecido según la carga

de empuje de la aeronave, la cual determinaba un valor de 127 hp como la

requerida para la operación segura y eficiente de la misma. Se decidió que la

planta motriz debería contar con una potencia total de 150 hp, pues un porcentaje

de esta es empleada en funciones de refrigeración, pérdidas por resistencia

parásita e inducida y extracción mecánica de potencia.

Se pensó que buscar motores con la potencia justa que establecía la carga de

empuje de la aeronave sería contraproducente por lo mencionado.

Las características técnicas de estos motores se pueden ver en el anexo G.

4.13.2. Elección del motor. La elección del motor se realizó basándose en un

método de decisión multicriterio llamado TOPSIS (Technique to Order Preference

by Similary to Ideal Solution), en el cual se evaluaron diferentes alternativas y se

tomó una decisión final.

Su funcionamiento consiste en crear una matriz de decisiones donde se clasifican

las alternativas de acuerdo a los criterios y atributos de evaluación. Estos criterios

son: criterios subjetivos (cualitativos) y criterios objetivos (cuantitativos).

Teniendo en cuenta la carga de empuje establecida se seleccionaron los motores

Lycoming O-360, Lycoming O-320, Moravia M137A y Moravia M332B para la

aplicación del método, dado que estos motores superan la potencia exigida por la

carga de empuje.

101

En el desarrollo de este método se utilizaron las características más importantes

encaminadas a la correcta selección del motor. Fueron tomadas bajo

consideración las siguientes características: potencia, peso, precio, consumo de

combustible y facilidad en el mantenimiento.

El desarrollo de este proceso se puede ver en el anexo H.

4.13.3. Justificación de la configuración del motor. En la configuración e instalación

del motor hay ciertas consideraciones que se deben tener en cuenta a la hora de

escoger la mejor o la que más ventajas presenta. En vista de los usos que se le

darán a la aeronave se escogió un motor instalado en una configuración pusher,

donde la hélice se ubica detrás del centro de gravedad de la aeronave; de esta

forma la hélice empuje la aeronave a diferencia de la configuración tractor cuyo

efecto es arrastrar la aeronave pues la hélice se encuentra por delante del centro

gravedad.

A continuación se listan las ventajas y desventajas de ambas instalaciones.

a. Tractor. Cabe mencionar en un principio que esta configuración es la más

convencional de las instalaciones. Entre sus ventajas presenta:

102

• Permite una reducción considerable de la parte posterior del fuselaje

disminuyendo el área de cola del avión y de esta forma mejorando la

estabilidad longitudinal.

• La hélice se ubica en aire calmado.

• La refrigeración es óptima e ideal. El aire de impacto golpea directamente

la cabeza de los cilindros y gracias a aletas deflectoras en el interior del

compartimiento del motor el aire circula refrigerando de manera adecuada

y eficiente el motor y sus diversos componentes.

• En cuanto a la estabilidad, el peso del motor puede ser compensado en el

centro aerodinámico del ala gracias a la fuerza hacia abajo producida por la

cola del avión. Si la acomodación por diseño establece a los pasajeros

debajo del centro aerodinámico del ala, la presencia o no de estos no

afectará el balance general de la aeronave.

Entre sus desventajas presenta:

• Un calentamiento de la cabina debido al aire de refrigeración ascendente

que sale del compartimiento del motor.

• Se pueden presentar problemas de visibilidad en caso de una fuga de

aceite o escape excesivo.

103

b. Pusher. Presenta entre otras las siguientes ventajas:

• Reducción de la resistencia por fricción por volar gran parte del fuselaje en

aire calmado y no turbulento.

• Disminución del área mojada del fuselaje, lo que permite una reducción

considerable en la longitud del fuselaje.

• Reducción de ruido de cabina. El vidrio frontal no es golpeado por el flujo

producido por la hélice.

• Aleja el piloto de gases, fuego, CO2 y le permite una mejor y mayor

visibilidad exterior.

• El flujo producido por la hélice no afecta la aspersión del madurante.

Entre sus desventajas tiene:

• El rendimiento de la hélice se ve reducido debido a su operación dentro del

flujo de aire turbulento que le generan fuselaje, alas y cola.

• Existe la posibilidad de un daño de hélice ya que el tren puede arrojar

piedras u objetos hacia la hélice y demás partes traseras del fuselaje.

• Se tienen problemas de refrigeración. Se estima que un 10 % de la potencia

total del motor se emplea en la refrigeración del mismo.

• La estabilidad marginal es crítica. Si bien el motor se ubica casi en el centro

de masa y aerodinámico, es variable a cambios de potencia.

104

Si bien es apreciable que la configuración pusher genera inconvenientes, se debe

tener en cuenta que la implementación de ésta se ve justificada gracias a la misión

de la aeronave.

Teniendo en cuenta que la aeronave posee canard, la combinación canard -

pusher es ventajosa dado que el canard requiere de un brazo menor al del

estabilizador horizontal. Como es sabido, el avión será para aplicación de insumos

agroquímicos. Es por eso necesario que la aspersión del madurante sea lo más

limpia y ajena de deriva.

4.14 SELECCIÓN, ESTUDIO Y ANÁLISIS DE LOS PERFILES.

4.14.1 Preselección teórica primera etapa. Para realizar la selección de los perfiles

aerodinámicos se tuvieron en cuenta las exigencias y limitaciones operacionales

del avión. En la primera etapa se usaron como criterios de selección una baja

velocidad de pérdida (Vs), altos coeficientes de sustentación (CL), bajos

coeficientes de arrastre (CD) y el rendimiento aerodinámico (CD/ CL). Estos datos

se obtuvieron de las gráficas polares de los perfiles NACA de las series 2, 4 y 5 de

5 dígitos y la serie 7 de 6 dígitos; posteriormente se realizó el análisis por medio

de tablas comparativas de dichos coeficientes y de cálculos de la velocidad de

pérdida a diferentes números de Reynolds como se pude observar en la tabla 1

del anexo I.

105

El peso fue suministrado en la etapa de diseño conceptual. En la primera etapa no

estaba definida la superficie del plano necesaria para calcular la velocidad de

pérdida por lo que se asumió como el promedio de las superficies alares de los

aviones seleccionados y evaluados como baseline.

Como resultado de este análisis se eligió el perfil NACA 23012 por ser el que

genera velocidades de pérdida más bajas, los mejores coeficientes de

sustentación y de arrastre y el mejor rendimiento aerodinámico a diferentes

valores de Reynolds que se observan en la tabla 2 del anexo I. En este punto se

observaron varios errores al respecto; el más notorio fue que los perfiles laminares

no otorgan un buen desempeño a este avión dadas las bajas velocidades propias

de su operación.

Teniendo en cuenta lo anterior se decidió realizar de nuevo el análisis teórico

comparativo en una hoja de Microsoft Excel con perfiles turbulentos, condición que

se logra con mayor espesor por lo que se limitó a trabajar con las series 4, 5 y 6

de 4 y 5 dígitos de 15% y 18% de espesor máximo. Además se tomaron en

cuenta para los estabilizadores, perfiles de la serie 6 de 5 dígitos con 9% de

espesor máximo porque estos ofrecen una menor resistencia al avance y con 18%

y 21% de espesor de la serie 6 de 5 dígitos para el plano del tanque de

madurante.

106

En esta etapa se encontraban definidas las características de operación del avión,

dadas por el estudio que se realizó en la fase de diseño conceptual y que se

pueden observar en la tabla 3 del anexo I.

Para el nuevo análisis se tomaron datos de las gráficas polares, los máximos y

mínimos coeficientes de sustentación, de arrastre y de momento, además de los

valores lineales de estos coeficientes, los valores a cero ángulo de ataque (α=0) y

cero sustentación (CL=0).

Se tomaron datos del espesor máximo, la posición de dicho espesor, radio del

borde de ataque y se determinó la pendiente de cada perfil además del

rendimiento aerodinámico. Con estos datos se elaboraron los cálculos para

obtener las fuerzas de sustentación (L), arrastre (D) y velocidad de pérdida (VS)

para las etapas de vuelo consideradas como son velocidad de pérdida, crucero y

operación.

Los criterios usados para la selección fueron la mínima velocidad de pérdida que

ofrece una variación más amplia para los ángulos de ascenso y el rendimiento

aerodinámico porque muestra que tan eficientemente se comporta el perfil bajo las

condiciones operacionales dadas. A partir de esto se seleccionaron los perfiles

como se pueden observar en las tablas 4A y 4B del anexo I. Los perfiles que más

se ajustan a los requerimientos son:

107

Para el plano, los perfiles que presentaron la menor velocidad de pérdida: NACA

4415, NACA 632615 y NACA 4418, los cuales tienen además altos coeficientes de

sustentación.

En cuanto al tanque de madurante se consideró inicialmente optar por un perfil

con 21% de espesor máximo por ofrecer un excelente margen parar albergar el

tanque, pero se observó que por tener mayor área frontal generan una resistencia

elevada y por tanto se decidió bajar el espesor al 18%. En consecuencia los

perfiles que se sugieren para este caso son: NACA 633-018 y NACA 652-018 por

presentar un mejor rendimiento aerodinámico como se muestra en la tabla 5 del

anexo I.

Para el estabilizador horizontal se observó que los perfiles NACA 66-009 y NACA

65-009 ofrecen el mejor rendimiento aerodinámico como se muestra en la tabla 6

del anexo I.

Para el estabilizador vertical se sugirió inicialmente el perfil NACA 0009 por ser

simétrico y generar menor resistencia al avance.

En la última etapa de la selección teórica se tuvieron en cuenta los parámetros de

altitud, viscosidad, Reynolds, densidad y presión dinámica en las etapas de vuelo

108

evaluadas, para realizar los cálculos de fuerza de sustentación, fuerza de

resistencia al avance y velocidad de pérdida sobre el plano limpio como se

muestra en la tabla 7 del anexo I, es decir sin la influencia de superficies

hipersustentadoras,

Después del análisis en el software AAA para diferentes configuraciones de diseño

se observó que el perfil NACA 4418 no se ajustaba a los requerimientos del

software ya que se presentó un problema relacionado con el diagrama de trim en

el cual el avión quedaba por fuera del triángulo de trim y por esta razón se tomó la

decisión de trabajar con un perfil de 15% de espesor máximo como es el NACA

4415.

El perfil NACA 66-009 debido a su bajo espesor puede generar vibraciones a

medida que la velocidad aumenta, para corregirlo se decidió utilizar un perfil de la

misma serie que ofrezca entre el 12% y el 15% de espesor máximo para evitar

dichas vibraciones.

Teniendo en cuenta el análisis hecho se sugiere usar el perfil NACA 632015 para

el estabilizador horizontal por ofrecer un excelente rendimiento aerodinámico y a la

vez generar una mayor fuerza resultante para contrarrestar el momento de

cabeceo.

109

Al calcular la fuerza de sustentación se observó la necesidad de implementar el

uso de superficies auxiliares en el plano como flaps o slats con el fin de

incrementar los coeficientes de sustentación y observar el comportamiento del

flujo al implementar estas superficies.

Para seleccionar las superficies hipersustentadoras se tomó el análisis realizado

en la tesis: “Metodología para el uso de superficies hipersustentadoras utilizando

dinámica computacional de fluidos”.

La selección de los sistemas hipersustentadores se realizó teniendo en cuenta que

se permitiera incrementar el coeficiente de sustentación durante el despegue y el

aterrizaje, una mayor maniobrabilidad, reducción de la longitud de pista, mayor

ángulo de ataque, poder aterrizar a menor velocidad para la superficie y velocidad

de aterrizaje dadas y conseguir que la carga paga del avión se incremente.

Inicialmente se consideraron como opciones el flap tipo junker o tipo fowler por

proporcionar un excelente incremento en la sustentación, pero finalmente se optó

por el fowler, porque según los reportes NACA (NACA Technical Reports Nº 664,

677 y 824) genera mayores incrementos en la sustentación a la vez que genera

menores incrementos en el arrastre comparado con el junker, lo cual

consecuentemente deriva en un mejor rendimiento aerodinámico.

110

Los demás tipos de flap fueron descartados por no cumplir con los requerimientos

de incremento de sustentación buscados y por la dificultad en su construcción.

La selección del slat fijo se hizo teniendo en cuenta que puede generar un

incremento de coeficiente de sustentación hasta de 50% que se alcanzaría con un

ángulo de ataque de 25º, consecuentemente puede generar un aumento en la

relación aerodinámica hasta en un 40% según estudios hechos por NACA pero en

la práctica no puede aprovecharse esta aparente ventaja por tenerse que utilizar

ángulos de ataque demasiado grandes (Aerodinámica Práctica III pág. 146)

Los slats fijos son elementos hipersustentadores cuya cuerda varía de 7.5 a 25%

respecto a la cuerda del ala; su posición es en la parte frontal del ala en el borde

de ataque con una ranura que separa a este tipo de slat con el ala para

proporcionar más energía a la porción de aire que fluye por encima del ala.

111

Como ventaja aerodinámica se tiene la constante operación del sistema,

proporcionando energía al flujo sobre el ala en todas las fases de vuelo, no

contiene mecanismos y como principal medida se obtiene un alivio de peso. Entre

sus desventajas aerodinámicas debido a su posición constante, puede presentar

desprendimiento del flujo que se desplaza sobre la superficie del ala en

determinadas etapas de vuelo, además de una posible acumulación de hielo en

climas de frió extremo. Para su construcción generalmente se emplean estructuras

de aleaciones de aluminio y recubrimientos de fibra de vidrio, lona, aleaciones de

aluminio y materiales compuestos. Entre las características aerodinámicas más

relevantes tenemos:

• Incremento del coeficiente de sustentación = 0.3.

• Incremento del coeficiente de momento: según geometría del perfil asociado.

• Incremento del coeficiente de resistencia: según geometría del perfil asociado.

El flap tipo fowler es una superficie hipersustentadora que durante su operación se

muestra separado todo el tiempo del ala, presenta movimiento rotacional respecto

a un punto y desplazamiento longitudinal.

Entre sus ventajas aerodinámicas tenemos que se alimenta del flujo de alta

energía proveniente de la parte inferior del ala. Por sus mecanismos y su posición

permite un acceso limitado a tareas de mantenimiento, además su peso es

reducido debido a los pocos mecanismos y elementos que contiene para su

operación segura y confiable. Presenta desventajas aerodinámicas como el

incremento del coeficiente de arrastre debido a la exposición de parte de los

mecanismos al flujo. Debido a los mecanismos utilizados, los carenados implican

una fuente de desarrollo de corrosión en razón a la humedad acumulada; también

los carenados adicionan un peso irrisorio respecto a los elementos de soporte del

mismo a la estructura de la aeronave. Su construcción es de bajo peso y las

cargas aerodinámicas son menores. El gran empleo que posee se debe a su fácil

112

construcción, mantenimiento y control por parte de sus operadores, además, se

emplea todo tipo de material basándose en los requerimientos estructurales

debido a las cargas aerodinámicas según los requerimientos de diseño a cumplir.

Entre las características aerodinámicas más relevantes tenemos:

• Incremento del coeficiente de sustentación = 1.3 c´/c ( c´= cuerda del flap más

ala y c = cuerda del ala).

• Incremento del coeficiente de momento: según geometría del perfil asociado.

• Incremento del coeficiente de resistencia: según geometría del perfil asociado.

4.14.2 Análisis del perfil NACA 4415 utilizando dinámica computacional de fluidos.

Se utilizó CFD para analizar el comportamiento del perfil alar bajo los efectos de la

utilización del slat y el flap. El CFD utiliza tres procedimientos consecutivos: pre–

proceso, proceso y análisis, los cuales se encuentran expuestos en la tesis:

“Metodología para el uso de superficies hipersustentadoras utilizando dinámica

computacional de fluidos”. Los puntos para generar el perfil se tomaron de las

coordenadas del perfil NACA 4415, para el ala, flap y slat y se pueden ver en la

tabla 1 del anexo J.

De acuerdo al reporte NACA 613, la simulación efectiva del comportamiento de

un perfil no varía por encima de un número de Reynolds de 100.000 en ángulos

de ataque inferiores a los de desprendimiento del perfil, como se muestra en la

113

tabla 2 del anexo J en la que se puede observar que el CL presenta una variación

mínima para Re entre 100.000 y 900.000, posteriormente se presenta un

incremento del CL = 0.4 desde Re = 900.000 hasta Re = 8.200.000. Teniendo en

cuenta las limitaciones operacionales del programa se decidió hacer un análisis en

una condición adecuada para estar por encima del Reynolds mencionado,

obteniendo un resultado muy aproximado y confiable de cada simulación. Si se

usan velocidades superiores utilizadas la convergencia del resultado se haría

mayor y el análisis seria mucho más dispendioso.

Las condiciones de simulación se escogieron para verificar el funcionamiento del

ala en la condición de operación a 3280 ft. Las condiciones a dicha altura se

encuentran en la tabla 3 del anexo J.

La cuerda se tomó como la máxima distancia que existe en el perfil desde el borde

de ataque slat hasta el borde de salida flap. La velocidad se incrementó

progresivamente utilizando una curva de carga de velocidades que permitió llegar

a 7.381 ft/s (2.25 m/s), condición en la que, con los parámetros de viscosidad y

densidad del aire se obtuvo un Reynolds de 195741.

No existen efectos de compresibilidad por ser el número de Mach inferior a 0.3.

(Por encima de este valor el módulo de CFD de Algor no ofrece buenos

resultados, pues no se puede asumir que el fluido es compresible).

114

Las curvas de carga sirven para determinar tres parámetros: para el análisis del

fluido inestable ellas describen el perfil de velocidades como función del tiempo en

los nodos de frontera donde las velocidades fueran restringidas, las tracciones o

presiones en las fronteras donde éstas se definieron.

Dado que el tiempo no es tan importante para el análisis de fluido estable, las

curvas de carga ayudan a proveer una secuencia de aproximaciones para las

ecuaciones no lineales de equilibrio, proceso que ayuda a obtener una

convergencia más rápida de la solución. Ver tabla 4 del anexo J

Los ítems adicionales de las curvas permiten definir otros parámetros de

relaciones con los criterios de convergencia.

Como consecuencia del análisis del CFD, se realizaron estudios en los que se

estipularon dos configuraciones del conjunto slat – perfil – flap para poder obtener

los coeficientes de presión, sustentación y arrastre de cada uno de estos

elementos como se describen a continuación.

En una primera configuración se tomó el perfil NACA 4415 para las tres superficies

del conjunto alar, el perfil alar sin ángulo de incidencia con una flap tipo fowler

cuya cavidad se abre al 75% de la cuerda en el intrados y llega hasta el 80% de

cuerda en el extrados, la cuerda del flap del 25% con respecto a la cuerda del

115

perfil y una deflexión de 19º. La cuerda del slat del 11% como se muestra en la

figura 1 del anexo J.

En la figura 2 del anexo J se observan las medidas básicas de diseño pero no se

cuenta con los puntos necesarios para generar una malla detallada en el

modelador CFD de Algor. Por esto se debe aumentar el número de puntos sobre

el perfil y verificar con un dibujo nuevo que las zonas donde se pueden presentar

altos gradientes de velocidades (bordes de ataque y de salida de los perfiles) y

sus alrededores cuentan con los suficientes elementos para permitir tales

transiciones suavemente. De esta manera se obtuvo la distribución de puntos.

Bajo estas condiciones se procedió a definir el enmallado para el perfil. Se dibujó

sobre el entorno de dibujo de “Algor Superdraw” y se enmalló automáticamente. El

dibujo se puede ver en las figuras 3 y 4 del anexo J, las vistas de enmallado para

el dominio completo y un zoom específico sobre el perfil para notar las zonas de

refinamiento (encerradas en color rojo).

Posteriormente se asignaron las restricciones sobre el dominio. Al lado izquierdo

de la malla se colocaron los valores de entrada de la velocidad y sobre el perfil se

definió una condición de impenetrabilidad (las velocidades sobre el perfil deben

ser iguales a cero, el flujo no puede pasar por dentro del perfil). Véase figura 5 del

anexo J.

116

La simulación se realizó según los parámetros descritos y al finalizar se analizaron

los resultados de velocidades, vector de velocidades, presiones y reacciones para

hallar el coeficiente de sustentación del perfil.

En las figuras 6 y 7 del anexo J se puede observar el análisis de velocidades

sobre le perfil por medio de una degradación de colores que representa la escala

de velocidades siendo la zona roja la mayor velocidad alcanzada y la zona azul

una velocidad igual a cero, además se nota una estela en la que las capas de flujo

actúan de forma laminar y una desaceleración brusca en el punto de

estancamiento del slat.

117

Tomando cada uno de los puntos del sistema y graficando las presiones contra la

ordenada de la cuerda del perfil NACA 4415 se obtuvieron las presiones de

succión y empuje sobre su superficie aclarando mucho más la disposición (empuje

color rojo, color azul succión), en las figuras 10 y 11 del anexo J se nota

claramente que en esta posición el slat ejerce una mala influencia sobre el sistema

puesto que genera una zona de succión en el intrados desde su borde de ataque

hasta aproximadamente un 55% de la cuerda del perfil, si a esto se suma la

presión generada en la parte restante del intrados se obtendrá un momento de

cabeceo prácticamente irrecuperable, por lo tanto esta no es una buena

configuración del sistema y lo más aconsejable es dar un ángulo de incidencia no

mayor a 5º para tener un flujo más estable en el intrados y evitar esta zona de

succión.

En el cálculo y análisis de las reacciones del sistema, tal como se observa en la

figura 12 del anexo J. El slat esta trabajando en una posición en la que hala el

perfil hacia abajo disminuyendo considerablemente el valor de sustentación. De la

gráfica se deduce igualmente que el intrados del perfil está contribuyendo a esta

tendencia en gran medida, hala hacia abajo en vez de generar sustentación. Esta

configuración es de muy bajo coeficiente de sustentación por lo que parece ser

una mala disposición del slat. Consecuentemente se calcularon los coeficientes de

arrastre y sustentación notándose que el coeficiente de arrastre es razonable para

este caso. (Ver tablas 4 y 5 del anexo J)

La siguiente configuración es realizada para maximizar la respuesta del sistema,

se obtiene de la rotación y reacomodamiento de los sistemas. A partir de los datos

e imágenes obtenidas del análisis anterior se realizó una nueva disposición del

sistema slat – perfil – flap en la cual el perfil ha sido rotado a un ángulo de ataque

de 10º, se aumentó el ángulo de deflexión del flap a 25º, se varió la cuerda del slat

al 13% además de desplazarlo hacia adelante para evitar la succión generada en

la zona del intrados y para mejorar la condición de sustentación. Esta

configuración se puede ver en la figura 13 del anexo J.

A partir de esta configuración y empleando el mismo número de puntos para

construcción del sistema se realizó el modelamiento por CFD.

118

En el preproceso se realizó el dibujo del obstáculo (slat – perfil - flap), el dominio

computacional donde interactúa el fluido con el perfil y por último la discretización

de dicho dominio en elementos finitos. Este preproceso se puede ver en la figura

14 del anexo J.

Después de haber dibujado el dominio computacional se procedió a definir las

condiciones de análisis que se encuentran en la tabla 6 del anexo J.

La cuerda se tomó como la máxima distancia que existe en el perfil desde el borde

de ataque del slat hasta el borde de salida del flap. La velocidad se incrementó

progresivamente utilizando una curva de carga de velocidades que permitió llegar

a 7.053 ft/s (2.15 m/s) con lo cual bajó las condiciones dadas de viscosidad y

densidad. Para el aire se obtuvo un Reynolds de 187035. No existen efectos de

compresibilidad por ser el número de Mach inferior a 0.3.

119

Se realizó la curva de carga que aumenta con el tiempo el valor de la velocidad y

permitió realizar la simulación de una forma más fácil para el procesador. Ver

figura 15 del anexo J. La curva de carga presenta un crecimiento en los primeros

15 segundos para alcanzar una velocidad que se acerque al Reynolds deseado y

además para que llegue al perfil. Posteriormente se incrementó la pendiente de la

curva porque el flujo ya ha sobrepasado el perfil y es necesario aumentar más la

velocidad del flujo libre; posteriormente desde los 15 a los 23 segundos se

mantuvo constante la velocidad porque ya se ha obtenido el Reynolds apropiado.

Al terminar de colocar las condiciones de análisis se procedió a realizar la

discretización, en las figuras 16 y 17 de anexo J se observa respectivamente la

discretización de la zona del flujo y las zonas de mayor gradiente de velocidad en

donde se hace un refinamiento de la malla.

Posteriormente se asignaron las restricciones sobre el dominio. Al lado izquierdo

de la malla se colocaron los valores de entrada de la velocidad y sobre el perfil se

definió una condición de impenetrabilidad. Ver figura 18 del anexo J.

La simulación se realizó según los parámetros descritos y al finalizar se analizaron

los resultados de velocidades, vector de velocidades, presiones y reacciones para

hallar el coeficiente de sustentación del perfil.

En cuanto al análisis de velocidades mostrado en las figuras 19 y 20 anexo J se

puede notar un mejor comportamiento respecto al primer análisis puesto que se

mantiene una estela estable y muy adherida a la superficie del intrados, mientras

que en el extrados se observaron tres fases de flujo que en la escala de colores se

representan con amarillo para altas velocidades y en azul para bajas velocidades.

Como consecuencia de esto se puede esperar una tendencia al comportamiento

turbulento ya que en los límites de las láminas del flujo de alta energía tiende a

desplazarse hacia las zonas de baja energía.

120

En las figuras 21 a 24 del anexo J, se observa la distribución de presiones sobre el

perfil representadas por medio de una degradación de colores de manera que el

color rojo muestra las zonas de mayor presión ubicadas sobre el borde de ataque

del slat y del perfil y en el intrados del flap, el color verde muestra la presión del

flujo libre y el color azul define las zonas de menor presión ubicadas a lo largo del

extrados.

De la distribución de presiones sobre el sistema en cada uno de los puntos, y

graficando las presiones contra la coordenada de la cuerda del perfil NACA 4415

que se muestran en la figura 25 del anexo J, se obtuvo el eje de presiones

negativo hacia arriba debido a la succión generada.

En las figuras se observó como el sistema presentó un mejor comportamiento

respecto al primer análisis dado que todas las regiones de succión (color rojo) se

presentan por los respectivos extrados mientras que todas las regiones de presión

de empuje se presentan en los respectivos intrados. Este análisis se observa con

claridad en la figura 26 del anexo J.

121

En la figura 27 del anexo J se observa la fuerza de reacción sobre toda la

superficie del sistema slat – perfil – flap con la cual fueron hallados los coeficientes

de arrastre y sustentación. Es de notar que la fuerza de sustentación presenta un

comportamiento positivo y que las zonas que generan arrastre son pequeñas y

están ubicadas en los bordes de ataque de perfil y slat.

El valor de la sustentación se obtiene mediante la suma de todos los datos de

sustentaciòn de cada componente del sistema slat – perfil – flap como se muestra

en la tabla 7 del anexo J.

4.15 DETERMINACIÓN, CONFIGURACIÓN Y CÁLCULO PRELIMINAR DEL

TREN DE ATERRIZAJE.

4.15.1 Descripción. La configuración elegida del tren de aterrizaje es del tipo

triciclo, la cual fue escogida respecto a la configuración de patín de cola por una

serie de aspectos que se nombran a continuación.

El conjunto de ruedas principales o tren principal se encuentran por detrás del

centro de gravedad y la rueda de nariz por delante del mismo, lo que le permite a

la aeronave una mayor y mejor estabilidad en tierra, un mayor ángulo de rotación

en el decolaje y aterrizar con el tren de nariz desalineado con respecto al eje de la

pista. Además, este tipo de tren le permite mejorar la visibilidad de la tripulación en

las fases más críticas del vuelo como el decolaje, la aspersión, la aproximación y

el aterrizaje.

En la figura 9 se muestra la geometría básica del tren tipo triciclo.

122

Figura 9. Geometría del tren tipo triciclo.

Rueda Nariz c.g.

Rueda Principal

Línea de tierra

ϕ

H

ϕ Ángulo de Overturn

Fuente: RAYMER. Daniel P. Airplane Design: a conceptual approach.

El ángulo de overturn representa una medida de la tendencia de la aeronave a

realizar los giros cerrados cuando se está girando o carreteando sobre esquinas

bien definidas. Esta medida es el ángulo medido desde el centro de gravedad

hasta la rueda del tren principal visto desde la parte posterior cuando la rueda

principal esta alineada con la rueda de nariz.

4.15.2 Dimensionamiento de las ruedas. Para determinar el tamaño adecuado

de las ruedas tanto del tren principal como del tren de nariz fue necesario calcular

de acuerdo al peso de la aeronave y a la ubicación del centro de gravedad y de

123

cada uno de los trenes las cargas estáticas y dinámicas que soportan cada una de

las ruedas. Para establecer estas cargas fue necesario elaborar un esquema

geométrico de las cargas sobre las ruedas que se puede ver en la figura 10.

Figura 10. Esquema geométrico de las cargas sobre ruedas

B

Na

Nf

Ma

Mf

Most Fwd c.g.Most Aft

c.g.

H

Fuente: RAYMER. Daniel P. Airplane Design: a conceptual approach.

Los valores Na, Nf, Ma, Mf y B de la figura fueron obtenidos teniendo en cuenta las

siguientes ecuaciones:

Na = Xcgaft - XNG

Nf = Xcgfwd - XNG

Ma = XMG - Xcgaft

Mf = XMG - Xcgfwd

B = XMG - XNG

124

Donde cada uno de los valores independientes que aparecen en las ecuaciones

fueron tomados del plano de la aeronave. Los valores expresados en la ecuación

se pueden observar en la tabla 14.

Tabla 14. Valores para determinación de cargas sobre ruedas.

Parámetro Xcgfwd Xcgaft XMG XNG B H Na Nf Ma Mf

Valor (ft.) 5.88 7.38 9.4 1.5 7.9 4.56 5.88 4.38 2.02 3.52

Con estos valores mostrados en la tabla 14 se calcularon las cargas sobre las

ruedas de la aeronave. Este procedimiento se muestra a continuación.

.11.64945.0.9.7

.88.5.1938 lbft

ftlbBNW a =×

×=• Carga estática máxima M.G.

.351.861.0.9.7

.52.3.1938 lbft

ftlbBM

W f =××

=• Carga estática máxima N.G.

.55.491.0.9.7

.02.2.1938 lbft

ftlbBMW a =×

×=• Carga estática mínima N.G.

La carga dinámica máxima que actúa es igual a 1.4 por la carga estática máxima

del tren de nariz. En este caso, la carga dinámica máxima es aproximadamente

120 lb.

125

Teniendo en cuanta los valores calculados se procedió a calcular tanto el diámetro

como el ancho de las ruedas principales tomando como referencia la ecuación

D (W) = A*WWB

Donde:

WW es el peso sobre rueda, •

•

•

•

•

A es el primer coeficiente de regresión (1.51 para el cálculo del diámetro y

0.715 para el cálculo del ancho),

B es el segundo coeficiente de regresión (0.349 para el cálculo del diámetro y

0.312 para el cálculo del ancho),

D es el diámetro y,

W es el ancho.

Se tuvo entonces que los valores para el diámetro y el ancho de las ruedas

principales fueron 15.7 in y 5.79 in respectivamente.

La rueda de nariz se puede asumir entre el 60% y el 100% del tamaño de las

ruedas del tren principal. Debido a que la operación en pistas no preparadas es

bastante desgastante y teniendo en cuenta que las cargas dinámicas en el

aterrizaje son absorbidas en su mayoría por el tren de nariz, se determinó que el

126

tamaño óptimo para las ruedas de nariz era el mismo calculado para las ruedas

del tren principal.

Con estos valores se determinó que la rueda a utilizar es tipo III que es la más

utilizada para aeronaves pequeñas de motor a pistón. El procedimiento realizado

fue la elaboración de una tabla en donde se listaron las diferentes opciones de

llantas tomadas del catálogo de llantas para aviación de Good Year. Estos datos

se pueden observar en la tabla 15.

Tabla 15. Opciones de llantas para tren principal y tren de nariz.

Size P.R. Static Load (lb.)

Inflate Pressure

(psi.)

Velocidad (mph.)

O.D. (in)

R.D. (in)

Ancho (in)

6,00 - 6 4 TL 1150 29 120 17,5 6 6,3

6,00 - 6 4 TT 1150 29 120 17,5 6 6,3

6,00 - 6 6 TL 1750 42 120 17,5 6 6,3

6,00 - 6 6 TT 1750 42 120 17,5 6 6,3

6,00 - 6 8 TL 2350 55 120 17,5 6 6,3

6,00 - 6 8 TT 2350 55 120 17,5 6 6,3

En la tabla se observan los principales datos de las posibles llantas del USB-001-

X. Las 4 últimas opciones se descartan puesto que la carga estática máxima de

las dos primeras es superior al nivel requerido por la aeronave. De las dos

opciones restantes se seleccionó la segunda como óptima debido al estilo de

127

capas que tiene, pues éste permite una operación sobre terrenos ásperos y pistas

no preparadas, impidiendo un desgaste excesivo de los neumáticos. Las

características más representativas de la llanta seleccionada se muestran a

continuación:

Size : 6.00 – 6. •

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

Plying rate : 4 TT.

Rated Speed :104.27 kts

Rated Load :1150 lb

Carga máxima de frenado :1670 lb

Presión de inflado : 29 psi

P/N : 606C41-6 Good Year.

Peso : 8.8 lb.

Diámetro exterior : 17.5 in

Diámetro del rin : 6 in

Ancho : 6.3 in

Static Loaded Ratio : 6.9 in

Flat Tire Radius : 4.8 in.

128

4.15.3 Estructura del tren de aterrizaje. La estructura del tren de aterrizaje fue

tomada básicamente de la utilizada por el STOL CH801, baseline de la aeronave

diseñada, debido a su similitud en características de rendimiento y peso. El tren

principal está formado por una lámina que soporta las cargas en el aterrizaje

proporcionando una doble defección tipo cantilíver unida a la parte inferior del

fuselaje desarrollada específicamente para la operación en pistas no preparadas.

Este tren se observa en la figura 11. El tren de nariz utiliza un sistema sencillo de

amortiguador para absorber las cargas dinámicas y direcciona la rueda de nariz

por medio de un enlace directo con los pedales en la cabina. Esta configuración se

puede ver en la figura 12, mientras la ubicación con respecto a la aeronave se

puede ver en la figura 13.

Figura 11. Esquema del tren principal.

Fuente: www.zenithair.com

129

Figura 12. Configuración del tren de nariz.


Figura 13. Ubicación del tren de nariz.


130

4.16 VALIDACIÓN EN EL SOFTWARE DE CONFIGURACIONES Y ELECCIÓN

DE LA OPCIÓN MÁS ADECUADA AL DISEÑO.

Como lo establece un proceso de diseño y tendiendo en cuenta los pasos que se

deben seguir de manera secuencial para cumplir con un proceso de diseño como

lo establece la teoría base, tras un profundo análisis de diferentes aeronaves se

llegó a decidir según determinados parámetros de operación cual de ellas se

acomodaba y se ajustaba a lo que los requerimientos iniciales establecían.

El proceso consistió en la escogencia de tres aeronaves, las cuales habían

pasado por un análisis preliminar y se habían determinado como funcionales y

posibles baseline. Cada uno de los equipos de trabajo asumió la responsabilidad

de analizar de manera completa y detallada una de las aeronaves en particular.

Cabe anotar que las tres aeronaves tienen características tanto de operación

como geométricas y físicas parecidas. Se pretendió analizarlas todas para

determinar cual de ellas presentaba las mejores características de rendimiento y

se acomodara a los requerimientos legales, técnicos y teóricos.

Se pretendió, tras la finalización del proceso, descubrir si era posible combinar las

mejores características de cada una de las aeronaves para establecer nuestro

punto de partida y nuestro avión base.

131

Una vez definido y establecido el baseline, cada uno de los equipos de trabajo se

dio a la tarea de modelar y decidir, basados en conocimientos particulares y

conceptos preestablecidos, lo que se pensaba era la mejor de las aeronaves

posibles. Es decir, cada equipo diseñó partiendo de una aeronave ya definida, lo

que sería nuestra aeronave definitiva. Para esto se tomaron decisiones puntuales

en cuanto a parámetros operacionales; se asumió según la conveniencia y la

funcionalidad, superficies, perfiles, configuraciones, rangos, potencias, valores y

demás, que para cada uno de los equipos de trabajo fueron diferentes y únicos,

pues todo hace parte del aporte de ingeniería particular de cada uno de ellos.

Específicamente se evaluaron todas las aeronaves bajo tres parámetros en

particular: diagrama de restricciones, derivativas longitudinales y laterales

direccionales y diagrama de trim. Por medio del diagrama de restricciones

podemos establecer el punto de diseño de la aeronave y definir si está dentro de

los límites establecidos según regulaciones, así como datos de carga alar y carga

de empuje. Con las derivativas longitudinales y laterales direccionales se puede

establecer de forma cuantitativa la manera en que se comportará la aeronave en

las diferentes etapas y fases del vuelo sobre cada uno de los ejes de movimiento

de la aeronave. Se predijo el comportamiento en condiciones normales de

operación así como la estabilidad y respuesta de sus superficies. Con el diagrama

de trim fue posible determinar con precisión la variación del centro de gravedad de

la aeronave y sus límites en función de la deflexión de las superficies.

132

Luego se llegó a una aeronave que cumplía de manera satisfactoria con la

mayoría de los parámetros establecidos según estabilidad y control, pero en

algunos de ellos no se cumplía con dichos parámetros. La explicación de eso la

determina el hecho de haber empleado una configuración de motor pusher sin

incluir el canard posterior el cual determina en gran medida la estabilidad

longitudinal del avión y corrige los problemas de margen estático que inicialmente

se tuvieron a la hora de la modelación.

Finalmente, y dados los resultados de las derivativas de estabilidad, el diagrama

de trim y demás, se decidió excluir de las posibilidades la aeronave sin canard e

incluir una que sí cumpliera con todos los parámetros o en su defecto, se pudieran

hacer las correcciones pertinentes para que efectivamente cumpliera.

Una vez escogida la aeronave, se inició con el proceso de adaptación y

mejoramiento con el fin de cumplir con todos los parámetros tanto técnicos como

legales y operacionales. Para ello se trabajó en el programa de diseño y se

hicieron las modificaciones respectivas hasta obtener los resultados deseados.

4.17 ANÁLISIS DE LA INSTALACIÓN DE LA UNIDAD MOTOPROPULSORA.

133

4.17.1 Estudio de la bancada. Para obtener una instalación del motor con

resultados satisfactorios es necesario tener en cuenta los detalles que pueden

afectar la durabilidad del motor. El montante debe ser diseñado de tal forma que

se puedan aislar las vibraciones producidas por el motor a lo largo del rango de

operación. El aislamiento de la hélice reducirá la fatiga del piloto.

Cuando se realiza la instalación del motor, las características tanto de instalación

como de operación deben cumplir con todos los requerimientos específicos

indicados por las autoridades aeronáuticas.

En el diseño de la estructura del montante se buscó desarrollar satisfactoriamente

una unión para el motor y la estructura. El fabricante de la aeronave desea un

diseño tan liviano como sea posible para así poder soportar y resistir los esfuerzos

máximos indicados o dados a lugar por los diversos factores de carga.

El diseño del montante no debe en ningún momento generar problemas de

refrigeración a causa de la obstrucción del paso de aire para el motor. Tomando

en consideración líneas de aceite, combustible, controles, entre otros, estos deben

ser unidos de manera que generen la mayor facilidad de acceso para la

realización de un servicio, mantenimiento o revisión de accesorios.

4.17.2 Geometría de la bancada. La geometría de la bancada es determinada

según el tipo de aeronave que esté siendo considerada. Otros factores que deben

ser considerados para la geometría de la bancada son:

134

Fuerzas determinadas por las condiciones de carga tanto en vuelo como en

tierra.

•

•

•

•

•

•

Simplicidad estructural para proveer suficiente espacio para el acceso al

motor y a accesorios.

Peso de la bancada.

Costo.

Simplicidad en la conexión del motor con la bancada y la bancada con el

fuselaje o la estructura del ala.

Obstrucción mínima para el flujo de aire de refrigeración.

4.17.3 Construcción del montante de motor. Existen varios tipos de construcción

de bancadas entre los que encontramos las fabricadas en acero tubular soldadas,

las forjadas o maquinadas, hechas con láminas de aluminio y, del tipo monocoque

o semimonocoque.

El montante usado con mayor frecuencia es el tubular de acero soldado

comúnmente fabricado de acero aleado con cromo y molibdeno. Se utiliza

frecuentemente porque representa una manufactura económica en pequeñas

cantidades, además de las ventajas que brinda al ser más rígido y más compacto.

Tiene una gran facilidad de fabricación y en él se emplean materiales económicos

y accesibles.

135

El tipo de construcción de forja o maquinado consiste de un soporte de acero,

aluminio, aleación de manganeso o de alguna aleación de aluminio y magnesio,

que puede ser construida con elementos tubulares. Cuando se emplea una

aleación de aluminio con magnesio el peso de la bancada se reduce en gran

proporción, pero, por el tipo de material y por los métodos de forja o de maquinado

el precio se incrementa.

El tipo de construcción con láminas de aluminio consiste en una bancada hecha

de láminas de metal remachadas. Esta opción ofrece una gran resistencia

estructural. Por otro lado, el empleo de remaches y de otro tipo de sujetadores

hace más compleja la construcción y en consecuencia el costo está sujeto a

cambios.

Después de hacer un profundo análisis teniendo en cuenta los tipos de bancadas

y todas las consideraciones de instalación y facilidad de mantenimiento, se optó

por diseñar una bancada de tubos de acero de cromo molibdeno. Se sugiere que

se emplee una soldadura autógena o TIG por ser las más apropiadas para este

tipo de estructuras y de materiales.

El análisis de la bancada se observa en el anexo K.

136

4.17.4 Dimensionamiento de la hélice. La hélice es un dispositivo que montado en

el árbol motor o reductor, produce tracción. En el caso particular de nuestra

aeronave empuja por su acción en el aire. Para el avión fumigador USB-001-X, y

por consideraciones de diseño como costos y viabilidad se empleará una hélice de

paso fijo. Las hélices de paso fijo están constituidas por una unidad rígida, están

construidas clásicamente en materiales como madera, especialmente nogal,

fresno, caoba y haya. Éstas no se construyen con un solo bloque sino con

pequeñas series de espesor comprendidas entre 18 y 25 mm unidas entre sí con

pegamento. Son recubiertas con telas especiales encoladas que contribuyen a

una mayor resistencia en las palas.

4.17.5 Estimación de pesos. En el desarrollo de éste cálculo se utilizaron

ecuaciones y fórmulas para motores a pistón. Los métodos usados fueron: método

Cessna, método USAF, método Torenbeek y método GD extraídos de la parte VI

del libro Airplane Design de Jan Roskam.

El peso del motor de la aeronave, Wpwr consiste de los siguientes componentes:

• Peso del motor (We): incluye motor, exhosto, refrigeración y sistema de

lubricación.

• Peso del sistema de inducción de aire (Wai): incluye los ductos de entrada,

rampas y controles asociados.

• Peso de la hélice (Wprop).

• Peso del sistema de combustible (Wfs).

137

• Peso del sistema de propulsión (Wp): incluye controles del motor, sistema de

arranque, controles de la hélice y provisiones para la instalación del motor.

Comparando los resultados obtenidos por el software y los calculados

manualmente se observa una disminución considerable en el peso estimativo del

motor, esto, debido a la utilización de diferentes valores en los rangos de los

coeficientes. Los cálculos desarrollados manualmente son un punto inicial para

hacer un normal desarrollo en el software, razón por la cual los valores de peso

varían unos de otros.

Para las predicciones del peso del motor es recomendado obtener los datos

actuales de los pesos determinados por los constructores del motor. Ese

procedimiento y los métodos de cálculo estimativo de peso se pueden observar en

el anexo L.

4.17.6 Determinación áreas de entrada y salida de aire para refrigeración. Para el

cálculo de las dimensiones de la entrada y salida de aire en motores a pistón, se

trabajó con ecuaciones y fórmulas para motores a pistón extraídas de la parte VI

del libro Airplane Design de Jan Roskam. Los resultados obtenidos en estos

cálculos pueden ser constatados por los dados en el software dado que los

coeficientes y valores utilizados son similares. Este procedimiento se observa

claramente en el anexo L.

138

4.18 DISEÑO PRELIMINAR DE LA AERONAVE EN EL SOFTWARE.

Para la realización del diseño preliminar se utilizó la aeronave que presentó el

mejor comportamiento de las modeladas según el procedimiento explicado en el

ítem 4.16. A partir de este punto se realizaron diferentes modificaciones según el

comportamiento de la aeronave tanto longitudinal como lateralmente. A

continuación se muestra el desarrollo de este proceso módulo por módulo en el

software.

4.18.1 Módulo de pesos. En este módulo inicialmente se determinó el perfil de la

misión teniendo en cuenta las fracciones de combustible seleccionadas del

software (calentamiento, carreteo, decolaje, descenso, aterrizaje y carreteo) y

calculadas por el mismo (ascenso y crucero), teniendo en cuenta el tipo de

aeronave que aplica; en este caso, “single engine”.

Los valores seleccionados del software para las diferentes fracciones fueron:

• Calentamiento :0.996

• Carreteo :0.995

• Decolaje :0.996

• Descenso :0.999

• Aterrizaje y carreteo :0.998

139

Para las fracciones de combustible correspondientes a los segmentos de ascenso

y crucero fue necesario introducir algunos datos técnicos de la aeronave. En el

segmento de ascenso los datos fueron:

• Variación en la altitud durante el segmento de ascenso: tomada de la

diferencia de altitudes entre el techo de operación de la aeronave y la altitud

a la cual se encuentra la pista

h = 4750 ft

• Relación de sustentación contra resistencia de la aeronave: tomada del

ítem 4.9 Anexo D.

L/D = 8.2

• Eficiencia de la hélice: tomada de los valores típicos sugeridos en el libro

Airplane Design del Dr. Jan Roskam tomo VI, para dicho segmento.

ηp = 0.8

• Relación de ascenso: tomada del ítem 4.9 anexo D.

RC = 900 ft/min (15 ft/s).

• Consumo específico de combustible: valor tomado del rango sugerido por el

fabricante del motor.

Cp = 0.65 lb/hr/hp.

• Velocidad horizontal durante el ascenso: tomada del ítem 4.9 anexo D.

V = 53 kts

140

Utilizando las siguientes fórmulas obtenemos el valor de la fracción de combustible

para el segmento de ascenso y el tiempo utilizado para el ascenso.

rate ClimbhE =

( )

×××

×××−

= DLVCE

ffp

p

eM η60375

15.1

El valor obtenido para la fracción de combustible en este segmento fue 0.9986.

En el segmento de crucero los datos de entrada del software fueron:

• Rango: tomado de ítem 4.9 Anexo D.

R = 217.1 nm

• Eficiencia de la hélice: tomada de los valores típicos sugeridos en el libro

Airplane Design del Dr. Jan Roskam tomo VI, para dicho segmento.

ηp = 0.85

• Consumo específico de combustible: valor tomado del rango sugerido por el

fabricante del motor.

Cp = 0.60 lb/hr/hp

141

• Relación de sustentación contra resistencia de la aeronave: tomada del

ítem 4.9 Anexo D.

L/D = 8.2

Utilizando la siguiente fórmula obtenemos el valor de la fracción de combustible

para el segmento de crucero.

( )

××

××−

= DLCR

ffp

p

eM η375

151.1

El valor obtenido para la fracción de combustible en este segmento fue 0.9443.

Posteriormente se calculó en el software el peso al decolaje de la aeronave

utilizando como datos de entrada los coeficientes de regresión A y B sugeridos

inicialmente por el software, un valor estimado del peso de la aeronave, el peso

de la carga paga, el peso de la tripulación y las reservas de combustible. Estos

últimos tomados del diseño conceptual. Los parámetros de salida y la tabla del

perfil de la misión se muestran en la figura 14.

Los parámetros de salida mostrados en la figura 14 son:

142

• Mff : fracción de combustible de la misión.

• WF : peso de combustible de la misión.

• WFres : peso del combustible de reserva.

• WE : peso vacío de la aeronave.

• WFused : peso del combustible utilizado en la misión.

• WFmax : peso máximo de combustible requerido para la misión.

• Wtfo : peso de combustible y aceite atrapado en líneas.

• WTO : peso máximo al decolaje.

143

La tabla de perfil de la misión contiene los datos referentes al peso inicial de la

aeronave en cada segmento de la misión (Wbegin), el consumo de combustible en

el segmento (∆WFused) y el peso de combustible al iniciar cada segmento (WFbegin).

Figura 14. Cálculo del peso de decolaje y tabla del perfil de la misión.

Fuente: software AAA

Se realizó un estimativo preliminar de la ubicación del centro de gravedad vacío,

tomando como referencia la ubicación de los diferentes componentes de la

aeronave tales como: fuselaje, ala, empenaje, tren de aterrizaje, nacelas, motor y

equipo fijo a la aeronave. En este estimativo preliminar se utilizaron valores de

pesos obtenidos de la regresión de las aeronaves usadas como baseline los

cuales se muestran en la segunda columna de la tabla mostrada en la figura 14.

144

Las posiciones del centro de gravedad en pulgadas en las coordenadas X, Y y Z

de cada uno de estos componentes fueron tomadas del plano realizado con las

dimensiones del diseño conceptual. Una vez realizado el diseño preliminar y

elaborados los planos con las dimensiones finales de la aeronave, se recalculó el

centro de gravedad vacío. La tabla de los pesos vacíos, así como los parámetros

de salida se muestran en la figura 15.

Figura 15. Cálculo del centro de gravedad vació de la aeronave.

Fuente: Software AAA


• Wstructure : peso de la estructura de la aeronave.

Wstructure : 596.5 lb.

145

• Xcgstructure : coordenada en X del centro de gravedad de la estructura.

xcgstructure : 85.1 in.

• Ycgstructure : coordenada en Y del centro de gravedad de la estructura.

Ycgstructure : 0 in.

• Zcgstructure : coordenada en Z del centro de gravedad de la estructura.

Zcgstructure : 53.3 in.

• WE : peso vacío de la aeronave.

WE : 970.8 lb.

• XcgE : coordenada en X del centro de gravedad vacío.

XcgE : 88.8 lb.

• YcgE : coordenada en Y del centro de gravedad vacío.

YcgE : 0 in.

• ZcgE : coordenada en Z del centro de gravedad vacío.

ZcgE : 61.9 in.

Para el cálculo del centro de gravedad completo de la aeronave se utilizaron los

datos del centro de gravedad vacío de la aeronave tomados del paso

inmediatamente anterior además de los diferentes pesos de las cargas de la

aeronave como: peso de la tripulación, peso del combustible, peso del madurante

y peso de combustible atrapado en líneas. Estos pesos son tomados de los

requerimientos enunciados y cálculos realizados en puntos anteriores. La

ubicación del centro de gravedad de los pesos se tomó del mismo plano de donde

146

se tomó la ubicación de los componentes estructurales de la aeronave. La tabla

de la ubicación de los pesos de combustible, madurante, tripulación y combustible

atrapado en tuberías, junto con los parámetros de salida del centro de gravedad

se muestran en la figura 16.

Figura 16. Cálculo del centro de gravedad total de la aeronave.



• Wcurrent : peso actual de la aeronave.

Wcurrent :1725 lb.

• Xcg : coordenada en X del centro de gravedad de la aeronave.

Xcg : 6.63 ft.

147

• Ycg : coordenada en Y del centro de gravedad de la aeronave.

Ycg : 0 ft

• Zcg : coordenada en Z del centro de gravedad de la aeronave.

Zcg : 4.58 ft.

En este módulo de pesos se calculó finalmente la variación permitida del centro de

gravedad total de la aeronave, tanto hacia delante como hacia atrás y se llevó a

cabo el cálculo relacionado con la variación del centro de gravedad, obteniéndose

los siguientes datos:

• Localización en X de la cuerda media geométrica desde el borde de ataque

relativo al ápex del ala.

Xmgcw : 0 ft

• Localización en X del centro de gravedad con respecto a la cuerda media.

Xcg : 0.1432 ó, 14.32 %

• Localización en X del límite trasero del centro de gravedad con respecto a

la cuerda media geométrica.

Xacaft : 0.3136 ó, 31.36 %

• Localización en X del límite delantero del centro de gravedad con respecto

a la cuerda media geométrica.

Xacforw : 0.0273 ó 2.73 %

148

• Cuerda media geométrica del ala

Cw : 4.4 ft

Para la obtención de los anteriores parámetros el software requirió los siguientes

datos:

• Coordenada en X del centro de gravedad.

Xcg : 6.63 ft

• Desplazamiento máximo permitido del centro de gravedad hacia adelante;

obtenido de la relación entre el centro de gravedad vacío y el centro de

gravedad total.

Xcgforw : 5.88 ft

• Desplazamiento máximo permitido del centro de gravedad hacia atrás;

obtenido de la relación entre el centro de gravedad vacío y el centro de

gravedad total.

Xcgaft : 7.38 ft.

149

• Área alar, obtenida del ítem 4.12.

Sw :145.2 ft.2

• Relación de aspecto, obtenida de la división entre la envergadura del ala al

cuadrado y el área alar.

ARw : 7.5

• Ángulo de flechamiento sobre la línea del cuarto de cuerda:

Λc/4w : 0°

• Relación de taperado, obtenida de la división de la cuerda de punta del ala

y la cuerda de raíz del ala.

λw :1

• Coordenada en X del ápex del ala, que es la distancia desde el punto de

origen del eje X hasta el borde de ataque del ala.

Xapexw : 6 ft

4.18.2 Módulo de aerodinámica. En este módulo se calculó el centro

aerodinámico, los coeficientes de sustentación, resistencia y momento para el ala,

el estabilizador horizontal y vertical, canard, flaps y la aeronave, también se

obtuvieron los cálculos para el efecto tierra sobre el momento de sustentación y

cabeceo de la aeronave. Por último se encontraron los valores de las relaciones

de presión dinámica sobre el estabilizador horizontal.

150

En el cálculo de la sustentación de los diferentes componentes de la aeronave se

siguieron secuencialmente los submódulos presentados en el software.

Inicialmente se trabajó la sustentación del ala, en la cual se obtuvieron

principalmente los siguientes parámetros:

• Pendiente de la curva de sustentación del ala incluyendo los efectos de los

flaps (CLwα). Este parámetro se obtuvo en el software una vez introducidos

los datos de altitud de la aeronave, gradiente de temperatura, velocidad de

operación, pendiente de la curva de sustentación en la raíz y en la punta del

ala con valor de Mach igual a 0, superficie alar, relación de aspecto y

taperado del ala, ángulo de flechamiento en la línea del cuarto de cuerda

del ala, relación de espesor sobre cuerda de los perfiles alares en la raíz y

la punta, relación entre el espaciamiento entre el flaperón y la superficie del

ala con respecto a la cuerda total y el diámetro máximo del fuselaje. Los

parámetros de salida menos relevantes de este cálculo se pueden observar

en la figura 17.

El valor de diseño de CLwα para la aeronave es 4.3466 rad-1.

• Coeficiente de sustentación del ala con ángulo de ataque igual 0,

incluyendo el efecto de los flaps (CLwo). Este parámetro se obtuvo en el

151

software una vez introducidos los datos del ángulo de incidencia del canard,

y el factor de interferencia del canard, además de los datos de entrada y los

obtenidos en el cálculo anterior. Los parámetros de salida menos relevantes

de este cálculo se observan en la figura 18.

El valor de diseño de CLwo para la aeronave en la condición analizada es

0.3035.

Figura 17. Cálculo de la pendiente de sustentación para el ala.

Fuente: Software AAA

152

Figura 18. Cálculo del coeficiente de sustentación del ala con ángulo de ataque

igual 0.


• Coeficiente máximo de sustentación del ala sin incluir los efectos de los

flaps (CLw max clean). Este parámetro se obtuvo en el software una vez

introducidos los datos de los coeficientes máximos de sustentación en la

raíz y la punta del ala que fueron tomados de las curvas disponibles de los

perfiles, el ángulo de flechamiento sobre la línea del cuarto de cuerda del

ala, la cuerda del ala tanto en la raíz como en la punta, el tipo de perfil en la

raíz y la punta del ala y el coeficiente sustentación máximo limpio de la

aeronave.

153

λw :1

Como resultado se obtuvo el valor CLw max clean para la aeronave, este es

1.335.

• Distribución de sustentación sobre el ala. Se obtuvo realizando una

recopilación de los principales datos de sustentación del ala calculados

anteriormente. La curva de distribución de sustentación mostrada por el

software se observa en la figura 19.

Figura 19. Curva de distribución de sustentación del ala.

Sustentación máxima del perfil

Sustentación total


154

• Pendiente de la curva de sustentación del estabilizador horizontal

incluyendo los efectos de los flaps (CLhα). Este parámetro se obtuvo en el

software una vez introducidos los datos de las pendientes de las curvas de

sustentación en la raíz y en la punta del estabilizador horizontal, la

superficie del estabilizador horizontal, la relación de aspecto y taperado del

estabilizador horizontal, el ángulo de flechamiento en la línea del cuarto de

cuerda del estabilizador horizontal y la coordenada en Z de la línea media

del perfil del estabilizador horizontal. Los parámetros de salida menos

relevantes de este cálculo se pueden observar en la figura 20.

155

El valor de diseño de CLhα para la aeronave es 3.5986 rad-1.

Figura 20. Cálculo de la pendiente de sustentación para el estabilizador

horizontal.


Coeficiente máximo de sustentación del estabilizador horizontal sin incluir

los efectos de los flaps (CLh max clean). Este parámetro se obtuvo en el

software una vez introducidos los datos de los coeficientes máximos de

sustentación de los perfiles del estabilizador horizontal en la raíz y la punta,

la cuerda del estabilizador en la raíz y en la punta y el ángulo de

flechamiento del estabilizador horizontal.

•

156

Como resultado se obtuvo el valor CLh max clean para la aeronave, este es

1.320.

Para el cálculo de la resistencia de la aeronave y el “drag polar” del avión durante

el aterrizaje con tren abajo se obtuvieron los siguientes parámetros:

• Coeficiente de resistencia del avión a cero coeficiente de sustentación

corregido durante el aterrizaje con tren abajo.

CD0L-down : 0.0913

• Valor de B “drag polar” en la configuración de aterrizaje con el tren abajo.

BDPL-down : 0.06061

La figura 21 muestra las curvas de CD, CL/CD, CL3/CD

2 obtenidas en el submódulo

anteriormente explicado.

157

Figura 21. Curva de drag polar del avión durante el aterrizaje.

Fuente: software AAA.

Para el cálculo de la resistencia de la aeronave y el “drag polar” del avión durante

la fase de aspersión se obtuvieron los siguientes parámetros:

• Coeficiente de resistencia del avión a cero coeficiente de sustentación

corregido durante el aterrizaje con tren abajo.

CD0 : 0.0483

• Valor de B “drag polar” en la configuración de aterrizaje con tren de

aterrizaje abajo

BDP : 0.0522

158

La figura 22 muestra las curvas de CD, CL/CD, CL3/CD

2 obtenidas en el submódulo

anteriormente explicado.

Figura 22. Curva de drag polar del avión durante la fase de aspersión.


El submódulo de predicción de la resistencia total de la aeronave tuvo como

finalidad determinar la resistencia total a la que la aeronave está expuesta. Para

este módulo fue necesario introducirle al software datos como la altitud de la

aspersión, incremento de temperatura (∆T), velocidad para el vuelo estable (U1),

peso actual de la aeronave (Wcurrent), deflexión del flap (δf), coordenada en X del

centro de gravedad (Xcg) y coordenada en Z del centro de gravedad (Zcg).

La figura 23 muestra los datos ingresados y los parámetros de salida que entregó

el software tales como: coeficiente de resistencia del ala a cero coeficiente de

sustentación (CD0w),

159

coeficiente de resistencia debido al coeficiente de sustentación (CDLw),

donde ε es el ángulo de “twist”.

coeficiente de resistencia del estabilizador horizontal a cero coeficiente de

sustentación (CD0h),

coeficiente de resistencia del estabilizador horizontal debido al coeficiente de

sustentación (CDLh),

coeficiente de resistencia del estabilizador vertical a cero coeficiente de

sustentación (CD0v),

160

coeficiente de resistencia del estabilizador horizontal debido al coeficiente de

sustentación (CDLv),

coeficiente de resistencia del canard a cero coeficiente de sustentación (CD0c),

coeficiente de resistencia del canard debido al coeficiente de sustentación (CDLc),

coeficiente de resistencia del fuselaje a cero coeficiente de sustentación (CD0f),

coeficiente de resistencia del fuselaje debido al coeficiente de sustentación (CDLf),

donde,

161

coeficiente de resistencia del slat (CDslat), coeficiente de resistencia del tren de

aterrizaje fijo(CDfixed),

coeficiente de resistencia de la cabina (CDcanopy),

coeficiente de resistencia del parabrisas (CDws),

coeficiente de resistencia del tailboom (CDtb),

donde,

coeficiente de resistencia del compensador(CDtrim),

donde,

162

coeficiente de resistencia de equipos misceláneos (CDmis),

coeficiente de resistencia debido a la hélice parada (CDprop),

coeficiente de resistencia extra debido a la entrada de aire (CDinlext),

donde,

incremento en el coeficiente de resistencia debido a la salida de los gases

(∆CDnoz),

incremento en el coeficiente de resistencia debido al coeficiente de sustentación

por variaciones de potencia (∆CD0power), y por último el coeficiente de resistencia

para el estado estable (CD1).

163

Figura 23. Predicción de la resistencia total de la aeronave


La figura 24 muestra la distribución de la resistencia sobre el ala una vez

introducidos en el software los parámetros de entrada y, empleando la siguiente

fórmula:

Distribución del coeficiente de resistencia a lo largo de la superficie del ala, cd (η)

donde,

l.s. : superficie sustentadora analizada.

η : longitud de la estación analizada.

cd0(η) :coeficiente de resistencia a cero sustentación en la estación

analizada.

164

cl (η) :coeficiente de sustentación en la estación analizada

Se obtuvieron datos como: altitud de aspersión, incremento de temperatura,

velocidad para el vuelo estable, coeficiente de sustentación del ala sin efecto de

los flaps, área alar, relación de aspecto, relación de taperado del ala, ángulo de

flechamiento en la línea del cuarto de cuerda, ángulo aerodinámico de “twist”,

pendientes de la curva de sustentación de la raíz y de la punta del ala y,

coeficientes de resistencia para la raíz y la punta del ala. En este caso los

coeficientes son los mismos para la raíz y la punta del ala por haber utilizado el

mismo perfil alar.

Figura 24. Distribución de la resistencia en el ala.


165

En este submódulo también se determinó cual es el número de Mach crítico para

cada una de las superficies de control. Para obtener estos valores el software

requirió que se le introdujeran los siguientes datos: coeficiente de sustentación del

ala con efecto de flaps, coeficiente de sustentación del estabilizador horizontal,

coeficiente de sustentación del canard, coeficiente de fuerza lateral del

estabilizador vertical, ángulos de flechamiento en la línea de cuarto de cuerda,

relación de espesor tanto en la raíz como en la punta de cada una de las

superficies sustentadoras y, incremento en el numero de Mach debido a un perfil

supercrítico para el ala, estabilizador horizontal, estabilizador vertical y canard. El

software arrojó los siguientes datos empleando la siguiente fórmula:

donde,

Mcr(AR>6)ls :número crítico de Mach basado en la relación de aspecto.

∆McrARl.s. :cambio en el número crítico de Mach debido a la relación de

aspecto.

∆Mcrl.s :corrección del numero crítico de Mach debido a los perfiles

supercríticos.

• Número crítico de Mach para el ala.

Mcrw : 0.657

166

• Número crítico de Mach para el estabilizador horizontal.

Mcrh : 0.479

• Número crítico de Mach para el estabilizador vertical.

Mcrv : 0.945

• Número crítico de Mach para el canard.

Mcrc : 0.923

Se puede observar por los valores de salida del software que la aeronave no tiene

problemas de comportamiento debido al número de Mach crítico, pues sus

velocidades de operación son relativamente bajas.

En el siguiente submódulo de aerodinámica se determinaron principalmente: el

coeficiente de momento de la aeronave cuando el ángulo de ataque es cero, la

pendiente de la curva de momento de la aeronave, y el coeficiente de momento de

la aeronave para el ángulo de ataque de la condición de vuelo. Para el cálculo del

primero de estos parámetros el software utilizó algunos datos de salida de

submódulos anteriores y la coordenada del centro de gravedad en X. Dichos

valores de entrada y el coeficiente de momento de la aeronave y de las diferentes

superficies sustentadoras cuando el ángulo de ataque es cero se pueden ver en la

figura 25 donde:

167

Para el cálculo de la pendiente de la curva de momento de la aeronave se

introdujeron los valores de ubicación del centro de gravedad de la aeronave en

términos de la cuerda media geométrica, la coordenada X del centro aerodinámico

de la combinación ala – fuselaje con respecto al cuerda media geométrica, la

pendiente de la curva de sustentación de la combinación ala – fuselaje,

estabilizador horizontal y canard, la ubicación del centro aerodinámico del

estabilizador horizontal y, el incremento en el coeficiente de cabeceo de la

aeronave debido al incremento de potencia que dieron como resultado una

pendiente Cmα igual a –0.5040 rad-1. La fórmula a continuación fue útil para

determinar estos parámetros manualmente.

168

Figura 25. Coeficiente de momento de la aeronave para α = 0


Los datos introducidos para el cálculo del coeficiente de momento para el

segmento de aspersión, y el valor del mismo se pueden ver en la figura 26.

Figura 26 Coeficiente de momento de la aeronave para el ángulo de ataque de la

condición de vuelo


169

En el submódulo de centro aerodinámico de la aeronave se calculó el centro

aerodinámico de la misma y de la combinación ala – fuselaje; así mismo se

recalcularon los valores del centro aerodinámico de las superficies sustentadoras

con respecto a la cuerda media geométrica. En la figura 27 se pueden ver los

datos de entrada y salida de este submódulo.

xmgcw : 0 ft.

xacw : 0.2607 (26.07 % de la cuerda)

xach : 3.0347

xacc :0.3772

Xac :6.98 ft.

170

Figura 27. Cálculo del centro aerodinámico de la aeronave.


Por último, en este módulo de aerodinámica, se calculó la relación de presión

dinámica del estabilizador horizontal, con el empleo de la siguiente fórmula:

para la cual el software utilizó los datos de entrada que se muestran en la figura 28

tomados de los primeros submódulos de análisis aerodinámicos y de la geometría

inicial de la aeronave establecida en la fase de diseño conceptual.

171

Figura 28. Datos de entrada para el cálculo de la relación de presión dinámica del

estabilizador horizontal.


4.18.3 Módulo de rendimiento (“performance”). Está dividido principalmente en dos

secciones. La primera de ellas es dimensionamiento (“sizing”) en la cual se

determina el punto óptimo de operación de la aeronave, relacionando la carga de

empuje y la carga alar necesaria para cumplir con los requerimientos de velocidad

de pérdida, distancia de decolaje, ascenso, velocidad máxima de crucero,

maniobra, distancia de aterrizaje y regulaciones los cuales son analizados

independientemente. La segunda es análisis, en la cual se desglosa

detalladamente el comportamiento de la aeronave en cada uno de los segmentos

de la misión. A continuación se explicará detalladamente la primera sección del

módulo, pues en ella se muestra el comportamiento real de la aeronave ante los

requerimientos.

172

Todos los parámetros que se utilizaron para el módulo cumplen con las

regulaciones FAR 23 en cuanto a velocidades de despegue, pérdida, ascenso y

crucero (FAR 23.49, 23.51, 23.65, 23.67). También se cumple con los

requerimientos ascenso (FAR 23.65, 23.67, 23.77)

Inicialmente se introdujeron en el software los datos para la velocidad de pérdida.

Estos datos fueron:

• Altitud a la cual se evalúa la pérdida, tomada según la misión definida y

bajo el supuesto inicial de que la labor de aspersión se realiza 20 pies por

encima de cultivos ubicados a una altura de 3150 pies sobre el nivel del

mar.

hS = 3170 ft

• Velocidad de pérdida de la aeronave, tomada de los requerimientos.

VS = 48.76 kts

• Peso de la aeronave en el momento de evaluar la pérdida, tomado del

módulo de pesos.

WS = 1912.9 lb

• Peso total de la aeronave en el decolaje, tomado del módulo de pesos.

WTO = 1938 lb

173

• Coeficiente máximo de sustentación de la aeronave para evaluar la pérdida,

tomado de los requerimientos y del análisis realizado de los perfiles de las

superficies sustentadoras.

ClmaxS = 3.3

Para la evaluación de la distancia de decolaje se introdujeron los siguientes

valores:

• Altura a la cual se efectúa el decolaje, tomada, teniendo en cuenta que el

análisis realizado se efectuó para decolajes sobre la altura de la ciudad de

Cali.

hTO = 3150 ft

• Porcentaje de potencia utilizado en decolaje, tomado de los valores

sugeridos por el software para el tipo de unidad motopropulsora que utiliza

la aeronave.

FTO = 0.95 (95% de la potencia)

• Incremento promedio de temperatura, asumido teniendo en cuenta una

poca variación de temperatura en el lugar del decolaje mientras este se

efectúa.

∆T = 10 °F

174

• Distancia necesaria para el decolaje y para superar el obstáculo de 50 ft,

tomada de los requerimientos planteados.

STO = 700 ft

• Coeficiente máximo de sustentación de la aeronave en el decolaje, tomado

de los requerimientos y del análisis realizado de los perfiles de las


ClmaxTO = 3.3

Para evaluar el ascenso se introdujeron los siguientes datos:

• Porcentaje máximo continúo de potencia utilizado en el ascenso, tomado de

los valores sugeridos por el software para el tipo de unidad motopropulsora

que utiliza la aeronave.

FMAX CONT = 0.85 (85% de la potencia)

• Porcentaje potencia utilizado a 5000 ft de altitud, tomado de los valores


la aeronave.

F5000 = 0.70 (70% de la potencia)

• Máximo coeficiente de sustentación de la aeronave sin el efecto de los

flaps, tomado del análisis realizado de los perfiles y comparado

satisfactoriamente con el valor obtenido en el módulo de aerodinámica.

CL max clean = 1.275.

175

• Coeficiente máximo de sustentación de la aeronave en el decolaje, tomado



ClmaxTO = 3.3

• Coeficiente máximo de sustentación de la aeronave en el aterrizaje, tomado



ClmaxL = 2.2

• Peso total de la aeronave en el decolaje, tomado del módulo de pesos.

WTO = 1938 lb

• Peso total de la aeronave en el aterrizaje, tomado del módulo de pesos.

WL = 1802 lb

• Relación de aspecto del ala, tomada de la geometría inicial establecida en

el diseño conceptual.

ARW = 7.5.

• Coeficientes de Oswald para las fases de decolaje, aterrizaje y con un

motor inoperativo, tomados de los valores sugeridos por el software.

eTO = 0.8.

eL = 0.7.

eOEI = 0.8.

176

• Coeficiente de resistencia de la aeronave en el decolaje, en el aterrizaje y

con un motor inoperativo cuando no existe sustentación, tomados del

módulo de aerodinámica.

CD0 TO = 0.0533.

CD0 L = 0.09133.

CD0 TO = 0.0433

• Factor de eficiencia de la hélice, tomado de los valores sugeridos por el

software.

ηprop = 0.82.

• Valores determinados por la FAR 23.65 y FAR 23.77 del gradiente de

ascenso y velocidad vertical en el ascenso.

En la evaluación de la velocidad de crucero se tuvieron en cuenta los valores de la

altitud, el porcentaje de potencia utilizado en este segmento de la misión, igual a

0.75 (75% de la potencia) – tomado de los valores sugeridos por el software para

el tipo de unidad motopropulsora que utiliza la aeronave – y el índice de potencia

(calculado según las figuras 3.28 y 3.30 del libro Airplane Design, Tomo I de Dr.

Jan Roskam).

Para la evaluación de las cargas de maniobra se tuvieron en cuenta, además de

algunos datos mencionados anteriormente relacionados con pesos, geometrías y

coeficientes aerodinámicos los siguientes valores:

177

• Porcentaje de potencia utilizado en la maniobra, tomado de los valores


la aeronave.

FM = 0.75 (75% de la potencia)

• Coeficiente de resistencia de la aeronave limpio, corregido por los efectos

del número Mach cuando no existe sustentación, tomado del módulo de

aerodinámica.

CD0 clean,M = 0.0334

• Coeficiente de Oswald limpio de la aeronave, tomado del valor sugerido por

el software.

eTO = 0.77

• Factor de carga de la aeronave, tomado de los requerimientos estructurales

de la aeronave (menor que el límite para aeronaves utilitarias 4.4 definido

por normas FAR).

n = 3.8

En la evaluación de los requerimientos de aterrizaje se introdujeron parámetros

como:

• La altitud de aterrizaje, evaluada a la altura de la ciudad de Cali.

hL : 3150 ft

178

• La variación de temperatura, asumido teniendo en cuenta una poca

variación de temperatura en el lugar del decolaje mientras se efectúa la

operación.

∆T : 10° F

• El peso de aterrizaje, tomado del módulo de pesos

WL : 1757.5 lb

• El peso al despegue, tomado del módulo de pesos

WTO : 1938 lb

• La distancia de aterrizaje, tomada de los requerimientos iniciales.

SL : 950 ft

La figura 29 muestra el comportamiento que tiene la aeronave en cada una de las

fases evaluadas en el módulo de rendimiento, es decir el diagrama de

restricciones; esto incluye los valores exigidos por las regulaciones para el

ascenso.

179

Figura 29. Diagrama de restricciones para la aeronave.

• Punto de diseño


En la gráfica anterior se puede determinar la posición del punto de diseño

determinado desde el diseño conceptual, 13.3 lbs/ft2 de carga alar y 15.5 lb/hp de

carga de potencia y cumple con los requerimientos de ascenso FAR en cuanto a

relación de ascenso 300 fpm y el gradiente de ascenso cuando el motor está

operando, así como también la distancia que requiere para el aterrizaje con un

Clmax de 3.0 proporcionado por el perfil seleccionado y las superficies

hipersustentadoras. Se aprecia que el punto cumple ampliamente con la distancia

de despegue inicialmente estipulada. La carga alar durante la velocidad de pérdida

estimada durante el proceso de diseño conceptual de 8.4 lb/ft2 se encuentra dentro

de los límites.

180

4.18.4 Módulo de geometría. En este módulo se determinaron las características

geométricas del fuselaje, las alas, el estabilizador horizontal, el estabilizador

vertical y el canard.

Fue necesario determinar datos del fuselaje como:

• Longitud del fuselaje, determinada en el bosquejo realizado en la fase de

diseño conceptual. A este dato se le realizaron varias iteraciones hasta

llegar a la longitud apropiada que se ajustaba a los requerimientos.

Lf : 9,2 ft

• Altura máxima del fuselaje.

hfmax :5.3 ft

• Longitud de la curvatura delantera.

IN : 5.5 ft

• Longitud de la curvatura trasera.

IA : 2 ft

• Ancho máximo del fuselaje.

Wfmax : 3 ft

• El área base del fuselaje.

Sbf : 0.21 ft2

181

Figura 30. Parámetros básicos para obtención de geometría de fuselaje

Fuente. software AAA.

Una vez introducidos estos datos el software calculó datos como:

• Área frontal máxima del fuselaje.

Sfmax : 12.49 ft2

• Área lateral proyectada del fuselaje.

SBs : 40.45 ft2

• Área de la plataforma del fuselaje.

Splff : 22.99 ft2

182

• Área mojada del fuselaje.

Swetf : 103.17 ft2

En el submódulo del ala se trabajó en cinco frentes diferentes para la obtención de

las diferentes características geométricas esenciales a partir de datos conocidos y

obtenidos del bosquejo inicial realizado en la fase de diseño conceptual. El

primero de estos frentes en el que se trabajó fue el denominado “Straigth

Tapered”, altamente eficiente para alas de geometría rectangular. Aquí, por medio

de una combinación de cuatro parámetros ya conocidos del ala se calcularon los

datos restantes en el software. Existiendo cuatro posibilidades de combinación de

parámetros, mostraremos a continuación sólo una de ellas, dado que el

procedimiento realizado fue el mismo. Se emplearon las siguientes fórmulas que

aplican para el cálculo del ala, estabilizador vertical y horizontal, canard y en

general todas las superficies de control.

• Área de la superficie sustentadora.

• Relación de aspecto de la superficie sustentadora.

183

• Relación de taperado de la superficie sustentadora.

• Cuerda media geométrica de la superficie sustentadora.

• Ángulo de flechamiento de la superficie sustentadora a excepción del

estabilizador vertical.

• Ángulo de flechamiento de la superficie sustentadora a excepción del

estabilizador vertical.

184

• Ángulo de flechamiento del estabilizador vertical.

Los parámetros utilizados fueron:

• Envergadura del ala, bw

bw : 33ft.

• Cuerda en la raíz del ala, crw

crw : 4.4

• Cuerda en la punta del ala. ctw

ctw : 4.4

• Ángulo de flechamiento sobre la línea del cuarto de cuerda del ala, ΛC/4W

ΛC/4W : 0°

Estos datos son conocidos de la geometría básica determinada en la fase de

diseño conceptual. Los datos de salida para esta sección se pueden ver en la

figura 31.

185

Figura 31. Parámetros de salida para la geometría del ala


En la segunda sección se trabajó el ala por paneles, lo que se denomina en el

software “cranked wing”. Los valores de entrada tomados del diseño conceptual,

la tabla de geometría del ala cuyos valores fueron tomados del plano a escala

elaborado para la aeronave y los datos de salida se muestran en la figura 32.

Figura 32. Parámetros para la determinación de la geometría del ala por el

método de paneles.


186

En la tercera sección se trabajó sobre el volumen del combustible alojado en las

alas para lo cual fue necesario determinar la ubicación tanto de la viga delantera

como de la viga trasera y la ubicación de las secciones interior y exterior del

tanque en términos de la media envergadura. Estos datos son:

• Ubicación de la viga frontal del ala en términos porcentuales con respecto a

la cuerda del ala.

(Xfs/c)W = 25%

• Ubicación de la viga trasera del ala en términos porcentuales con respecto

a la cuerda del ala.

(Xrs/c)W = 65%

• Estación interior del tanque de combustible en términos porcentuales con

respecto a la media envergadura.

ηiFuel = 15%

• Estación exterior del tanque de combustible en términos porcentuales con

respecto a la media envergadura.

η0Fuel = 30%

Estos valores permitieron calcular por medio del software la capacidad máxima de

combustible en las alas. Este valor fue 212 lb con el cual se observó que la

aeronave puede cumplir satisfactoriamente con la misión planteada, pues el

187

combustible requerido para ella es inferior al valor obtenido de capacidad máxima,

este valor obtenido en el módulo de pesos es igual a 146 lb.

En la cuarta sección se trabajó sobre los parámetros que definen la geometría del

flaperón. Además de introducir algunos datos conocidos y explicados con

anterioridad, fue necesario introducir en el software los datos que se muestran en

la figura 33. Estos datos fueron obtenidos del bosquejo realizado en la fase de

diseño conceptual y están directamente relacionados con la línea de bisagra y la

ubicación del flaperón en el ala. La geometría del flaperón se aprecia en la figura

34.

Figura 33. Parámetros de entrada y salida para la geometría del flaperón


188

Figura 34. Geometría del flaperón.


Los datos introducidos fueron:

• ARw : 7.5

• Sw : 145.2 ft

• λw : 1

• ΛC/4W : 0°

• Cuerda de la estación interior después de la línea de bisagra,

cfia : 0.78 ft

• Cuerda de la estación exterior después de la línea de bisagra,

cfoa : 0.78 ft

• Cuerda de la estación interior antes de la línea de bisagra,

Cbia : 0.15 ft

189

• Cuerda de la estación exterior antes de la línea de bisagra,

Cboa : 0.15 ft

• Ubicación de la estación interior del flaperón en términos de la media

envergadura del ala,

ηia : 22.4 %

• Ubicación de la estación exterior del flaperón en términos de la media

envergadura del ala,

ηia : 91.7 %

Los datos obtenidos fueron:

• Área promedio de la cuerda del flaperón en relación con la cuerda del ala

después de la línea de bisagra,

Ca/Cw : 17.7 %.

• Área del flaperón

Sa : 10.61 ft2

• Cuerda media geométrica del flaperón,

Ca : 0.93 ft

• Balance del flaperón basado en área de control que se encuentra por

delante y por detrás de la línea de bisagra,

Balancea : 19 %

190

En la quinta y última sección relacionada con el ala se validó, de acuerdo a los

datos anteriormente calculados la cuerda de la misma.

En el submódulo del estabilizador horizontal se trabajaron cinco secciones. En la

primera se realizó el mismo procedimiento que se llevó a cabo con el ala,

combinando cuatro de los parámetros conocidos del diseño conceptual. Los

parámetros de entrada y salida se pueden observar en la figura 35.

Figura 35. Parámetros geométricos del estabilizador horizontal.


En la segunda sección se trabajó el estabilizador horizontal por paneles, lo que se

denomina en el software “cranked”. Los valores de entrada tomados del diseño

conceptual, la tabla de geometría del estabilizador horizontal cuyos valores fueron

tomados del plano a escala elaborado para la aeronave y los datos de salida se

muestran en la figura 36.

191

Figura 36. Parámetros para la determinación de la geometría del estabilizador

horizontal el método de paneles.


En la tercera sección se trabajó el coeficiente de volumen. Para la obtención de

éste parámetro, fue necesario emplear la fórmula:

Vh = 0.5673

fue necesario introducir al software los siguientes datos explicados en páginas

anteriores y parámetros como:

• Superficie alar.

Sw : 145 ft2.

192

• Superficie del estabilizador horizontal.

Sh : 28.50 ft2.

• Coordenada X del borde de ataque del estabilizador horizontal.

Xapexh : 18.60 ft.

• Coordenada X del centro de gravedad de la aeronave.

xcg : 6.63 ft.

En la cuarta sección se trabajó sobre los parámetros que definen la geometría del

elevador. Además de introducir algunos datos conocidos y explicados con

anterioridad, fue necesario introducir en el software los datos que se muestran en

la figura 37, directamente relacionados con la línea de bisagra, la ubicación del

elevador en el estabilizador horizontal y las superficies encargadas de ayudar en

el balance del elevador (horns). La geometría del elevador se observa la en la

figura 38.

Figura 37. Parámetros de entrada y salida para la geometría del elevador

193Fuente: software AAA.

Figura 38. Geometría del elevador


En la quinta sección del estabilizador horizontal se trabajó el cálculo de la cuerda

del mismo, valor validado con los datos introducidos en las secciones

anteriormente mencionadas.

El submódulo del estabilizador vertical se trabajó bajo la misma metodología

empleada en el ala y el estabilizador horizontal como lo muestra la figura 39 dónde

se observan los datos introducidos y de salida que mostró el software.

194

Figura 39. Parámetros de entrada y salida para la geometría del estabilizador

vertical


En la segunda sección se trabajó el estabilizador vertical por paneles. Los valores

de entrada tomados del diseño conceptual, la tabla de geometría cuyos valores

fueron tomados del plano a escala elaborado para la aeronave y los datos de

salida se muestran en la figura 40.

En la siguiente sección se trabajaron los parámetros que definen la geometría del

rudder. Fue necesario introducir en el software los datos que se muestran en la

figura 41 directamente relacionados con la línea de bisagra y la ubicación del

rudder en el estabilizador vertical. La geometría del rudder y el estabilizador

vertical se observan en la figura 42.

195

Figura 40. Parámetros para la determinación de la geometría del estabilizador

vertical empleando el método de paneles.


Figura 41. Parámetros de entrada y salida para la geometría del rudder


196

Figura 42. Geometría del estabilizador vertical y rudder.


El submódulo del canard se trabajó empleando un método similar al empleado en

el ala, estabilizador horizontal y estabilizador vertical como lo muestra la figura 43

donde se observan los datos introducidos y los datos de salida.

Figura 43. Parámetros de entrada y salida para la geometría del canard


197

En la segunda sección se trabajó el canard por paneles. Los valores de entrada

tomados del diseño conceptual, la tabla de geometría del canard cuyos valores

fueron tomados del plano a escala elaborado para la aeronave y los datos de

salida se muestran en la figura 44.

Figura 44. Parámetros para la determinación de la geometría del canard

empleando el método de paneles.


4.18.5 Módulo de propulsión. En este módulo se trabajó el cálculo mediante el

software de la extracción de potencia debida a diferentes requerimientos como

mecánicos y eléctricos, el diseño de los ductos de entrada y salida del motor y

finalmente la predicción de potencia y empuje instalados.

198

Para el cálculo de la extracción de potencia debida a requerimientos mecánicos se

tuvieron en cuenta los siguientes datos:

• Potencia disponible de la aeronave, tomada del motor que fue seleccionado

en la etapa de diseño conceptual.

SHPavai : 150 hp

• Consumo especifico de combustible del motor, tomado de los valores

sugeridos para el software para el tipo de aeronave que se diseñó.

Cp : 0.6 lb/hr/hp

• Eficiencia de la bomba de combustible, tomada también del valor típico

sugerido por el software.

ηfp : 0.65

• Eficiencia de las bombas hidráulicas, tomada también del valor típico

sugerido por el software.

ηhp : 0.75

• Diferencia de presión sobre la cual el sistema hidráulico opera, valor

tomado como el mínimo sugerido por el software debido a la baja demanda

hidráulica en la aeronave diseñada. Ésta depende de factores como el tren

de aterrizaje fijo y los mandos principales de las superficies de control

mecánicos.

∆Phydr : 1500 psi

199

• Relación de flujo del fluido hidráulico, tomado de los valores sugeridos por

el software teniendo en cuento la demanda del mismo.

Vhydr : 0.5 gpm

• Suma de otros requerimientos de extracción mecánica, asumida, teniendo

en cuenta la baja demanda de potencia requerida por la aeronave para

efectos diferentes a los hidráulicos y mecánicos.

Pmechother : 1hp

Teniendo en cuenta estos datos y las ecuaciones presentadas a continuación se

obtuvieron los datos de la extracción de potencia necesaria para cumplir con los

requerimientos mecánicos de la aeronave. Estos datos se observan en la figura

45.

Para el cálculo de la extracción de potencia debida a requerimientos eléctricos se

tuvieron en cuenta los siguientes datos:

200

• Máxima potencia eléctrica requerida, obtenida teniendo algunos parámetros

sobre consumos de los diferentes equipos a bordo de la aeronave.

Pelecreq : 720 V-A.

• Eficiencia del generador de potencia eléctrica, tomada de los valores

sugeridos por el software.

ηgen : 0.9

Con estos datos y la fórmula a continuación se calculó la extracción de potencia

debida a requerimientos eléctricos, cuyo valor es de

Pelec : 1.07 hp

Figura 45. Datos para la extracción mecánica de potencia


La suma de estos dos valores nos dio como resultado la extracción total de

potencia de la aeronave.

201

Pextr = 2.69 hp

Para el cálculo del área del ducto de entrada fue necesario utilizar los siguientes

datos:

• Altitud de la aeronave en la fase evaluada, valor analizado en páginas

anteriores y tomado de los resultados de la fase de diseño conceptual.

Altitud : 3170 ft

• Incremento promedio de temperatura, asumido teniendo en cuenta una

poca variación de temperatura en el lugar del decolaje mientras éste se

efectúa.

∆T : 10 °F

• Velocidad en la condición de vuelo evaluada, tomada del módulo de

rendimiento.

U1 : 85.06 kts

• Total de potencia requerida para la condición de vuelo, tomada del módulo

de rendimiento.

Preq : 56.8 hp

• Eficiencia de la hélice para la condición de vuelo, tomada de los valores

sugeridos por el software.

ηprop : 0.82

202

Con estos valores, los datos del área del ducto de entrada y otros valores

necesarios para su obtención calculados a partir de los datos de entrada se

calcularon por medio de las fórmulas mostradas a continuación. Los resultados se

observan en la figura 46.

El cálculo de la estimación de la pérdida de presión se realizó teniendo en cuenta

la siguiente fórmula, en la cual ηinlinc. es la relación de presión de entrada para el

flujo incompresible, tomada de los valores sugeridos por el software.

La pérdida de presión en el ducto de entrada es: Pt/P∞ = 0.02.

203

Figura 46. Dimensionamiento del área del ducto de entrada


En la estimación del área del ducto de salida se tuvo en cuenta solamente la

potencia disponible de la aeronave en el decolaje, y se calculó por medio de la

siguiente fórmula.

El valor para dexhst fue: 0.57 in.

Por último, en este módulo de propulsión, se trabajó sobre la predicción de

potencia y empuje instalados. Se introdujeron los valores de altitud de la aeronave

en la fase evaluada, incremento promedio de temperatura, velocidad en la

condición de vuelo evaluada, relación de presión de entrada para el flujo

incompresible, extracción de potencia de la aeronave, potencia disponible y

eficiencia de la hélice analizados o calculados en las páginas anteriores.

Además de éstos se introdujeron:

204

• Eficiencia de la caja reductora, tomada del valor sugerido por el software

para el caso de la instalación directa de la misma.

ηgearbox : 1.00

• Diámetro de la hélice, tomado del análisis realizado al momento de la

instalación del motor y de la selección del mismo.

Dprop : 75 in

• Relación de reducción de velocidades, calculado dividiendo las

revoluciones de trabajo del motor sobre las revoluciones entregadas a la

hélice que en este caso son iguales.

Gear Ratio : 1.00

• Velocidad de rotación del eje del motor.

Nshaft : 2700 rpm

Teniendo en cuenta que la potencia disponible instalada esta dada por la ecuación

la relación de avance de la hélice por la ecuación

el coeficiente de potencia de la hélice por la ecuación

205

y el coeficiente de empuje de la hélice por la ecuación

los datos obtenidos para la aeronave diseñada fueron:

• Pavail : 125 hp

• J : 0.51

• Cp : 0.043

• CT : 0.069

4.18.6. Módulo de estabilidad y control. Fue el pilar fundamental para determinar

si la aeronave cumplía o no con las regulaciones desde el punto de vista

operacional en cuanto a su comportamiento y maniobrabilidad desde el enfoque

de la estabilidad y controlabilidad de la misma. Está dividido en dos submódulos:

en el primero de ellos se calcularon todas las derivativas tanto longitudinales como

laterales – direccionales y los momentos de bisagra teniendo en cuenta las

fórmulas explicadas en el anexo M. En el segundo se realizó un análisis sobre la

estabilidad y control de la aeronave teniendo como finalidad obtener el diagrama

de trim.

En la figura 47 se muestran las derivativas longitudinales, laterales – direccionales

y los momentos de bisagra.

206

Figura 47. Derivativas longitudinales y transversales


Una vez realizado este procedimiento en el software, se trabajó en la sección de

recálculo de las derivativas para verificar si la aeronave cumplió con los rangos

207

determinados para las mismas, que a su vez proporcionaron una idea específica

de la estabilidad de la misma.

Ya calculadas estas derivativas, se elaboró una tabla en la cual se analizó el

comportamiento de la aeronave haciendo uso de una comparación de los valores

obtenidos con los rangos establecidos por dos autores diferentes. Esta

comparación y los resultados obtenidos de cada una de ellas se pueden observar

en el anexo N.

En el segundo submódulo se obtuvo el diagrama de trim. luego de introducir los

datos mostrados en la figura 48. El software arrojó datos como:

• Distancia perpendicular de la línea de empuje al centro de gravedad de la

aeronave.

dT : 0.6 ft

Donde, Xprop es la distancia en X de la hélice, ΦT es el ángulo de inclinación

de la línea de empuje y Zprop la distancia en Z de la hélice.

208

Figura 48. Análisis del diagrama de trim.


• La coordenada en X del centro de gravedad con respecto a la cuerda media

geométrica.

Xcg : 0.1432

• Localización del centro de gravedad delantero con respecto a la cuerda

media geométrica.

Xcgforw : -0.0273

209

• Localización del centro de gravedad trasero con respecto a la cuerda media

geométrica.

Xcgaft : 0.3136

El análisis de este submódulo permitió determinar que la aeronave se encuentra

dentro del diagrama de trim, siendo esto una manera de percibir de que forma

afecta cualquier cambio en el coeficiente de momento el comportamiento con

respecto al centro de gravedad tal como se puede ver en la figura 49, dónde se

muestra el diagrama de trim para la aeronave.

Figura 49. Diagrama de trim de la aeronave.


El diagrama de trim mostrado es útil en la determinación de:

210

Donde o no la aeronave puede ser compensada en cualquier ubicación del

centro de gravedad con deflexiones razonables de las superficies de control,

en este caso la defección del elevador.

•

•

Donde o no el punto de pérdida del estabilizador horizontal y del canard es un

factor limitante en la compensación.

El diagrama de trim mostrado muestra el análisis realizado para la compensación

de la aeronave en la fase de vuelo de aspersión. El diagrama muestra en el lado

izquierdo la relación del coeficiente total del avión contra el ángulo de ataque para

diferentes ángulos de deflexión del elevador. Para simplicidad del diagrama sólo

se tomaron los ángulos de defección positivos. Este análisis muestra el punto

máximo del coeficiente de sustentación total de la aeronave que puede ser

obtenido con las diferentes deflexiones del elevador hasta un ángulo de ataque

máximo de 7 grados donde la pendiente de la curva de sustentación pierde su

comportamiento lineal; esta línea se observa en el diagrama en color azul e

intermitente en su trazado. La línea roja punteada en esa parte del diagrama

indica la línea del ángulo de ataque máximo de la aeronave, donde posterior a ella

la aeronave entra en pérdida y por lo tanto no genera sustentación.

211

En el costado derecho del diagrama se observa el triángulo de trim, que define los

puntos sobre los cuales la aeronave es compensable teniendo en cuenta los

límites delantero y trasero del centro de gravedad y las líneas de pérdida de las

superficies estabilizadoras; en este caso el canard y el estabilizador horizontal.

Las líneas mostradas en el diagrama representan lo siguiente:

Las líneas violetas que se proyectan desde el punto donde el coeficiente de

momento es 0 hacia los extremos superiores – laterales del diagrama

representan los límites del centro de gravedad. A su vez son dos de los lados

del triángulo de trim.

•

•

•

•

Las líneas amarillas representan los ángulos de ataque sobre los cuales el

canard entra en pérdida. Para este caso la línea superior o ángulo de pérdida

positivo para el canard es el tercer lado del diagrama de trim por ser la línea

más restrictiva. La línea inferior se encuentra por fuera del triángulo de trim y

por tanto no requiere un análisis significativo.

La línea azul celeste en la parte superior representa el ángulo de ataque sobre

el cual el estabilizador horizontal entra en pérdida. Esta línea no es

representativa para el diagrama puesto que la línea de pérdida del canard es

más restrictiva.

212

La línea azul punteada representa al igual que en el costado izquierdo del

diagrama el ángulo en donde la pendiente de la curva de sustentación pierde

su comportamiento lineal.

Las líneas verdes “casi horizontales” representan diferentes ángulos de ataque

para los cuales va a ser evaluada la compensabilidad de la aeronave. La línea

verde superior representa el máximo ángulo de ataque analizado.

•

•

Las líneas verdes “casi verticales” representan las diferentes deflexiones del

elevador, superficie con la cual se desea compensar la aeronave en caso de

un cambio en el coeficiente de momento.

El círculo rojo que se encuentra dentro del triángulo de trim representa la posición

actual de la aeronave. Como se observa está dentro del diagrama de trim y

cualquier deflexión bajo el ángulo de ataque que lleva la aeronave puede ser

compensada mientras su valor se encuentre dentro del diagrama de trim. Estas

limitaciones en las deflexiones del elevador nos definen el grado de

maniobrabilidad de la aeronave. Cuando sea requerida una deflexión mayor a la

expresada en el diagrama de trim la aeronave no será maniobrable debido a que

se pierde su capacidad de compensación.

4.19 DISEÑO PRELIMINAR DEL SISTEMA DE CONTROL

Los sistemas de control para una aeronave se clasifican en dos tipos básicos:

sistemas de control de vuelo reversibles y sistemas de control de vuelo

irreversibles.

213

En el diseño de nuestro avión consideramos un sistema de control de vuelo

reversible mecánico por su facilidad de construcción, por ser liviano y concordar

con el tipo de aeronave que se desea diseñar.

En un sistema de control de vuelo reversible los controles de la cabina están

enlazados mecánicamente con las superficies de control de tal forma que

cualquier movimiento realizado sobre el control de cabina resulta en un

movimiento en la superficie de control y viceversa. Este enlace mecánico está

compuesto por un sistema de barras o cables.

Las mayores ventajas asociadas con este tipo de controles de vuelo son:

Simplicidad. •

•

•

Relativamente libres de mantenimiento.

Bajo costo de fabricación.

Debido a limitaciones físicas de espacio dentro de la aeronave no debe haber

muchas variaciones en la selección de las distancias de las palancas que

transmiten el movimiento, por esta razón la magnitud de Ge es casi la misma para

la mayoría de las aeronaves; su rango oscila de 0.7 a 1.7. Para el caso de la

aeronave diseñada los valores son:

214

• Elevador :1.62

• Flaperón : 0.67

• Rudder :1.09

Para el diseño los mandos de control se tuvieron en cuenta las limitaciones de

espacio dentro del avión.

Cuando la barra de control se mueve hacia adelante hace mover el dispositivo

mostrado en la figura 50 desde el punto A hasta A’ desplazándose hacia adelante

y halando el cable conectado en este punto, haciendo que el elevador se desplace

hacia abajo, en el punto B de la misma figura se desplaza hacia atrás, desde B

hasta B’, siendo este punto el que hace retornar la posición del elevador a su

condición neutra cuando la barra de control vuelva a su posición neutral.

Figura 50 Mecanismo control del elevador

B

A

B

A

215

El cable conectado al punto A se conecta a la parte inferior del elevador y el cable

conectado al punto B se dirige a la parte superior del elevador como se muestra

en la figura 51.

Figura 51 Control del elevador

Para el control del rudder, cuando se efectúa el movimiento en los pedales, estos

halan el cable del lado donde se presiona el pedal haciendo mover la superficie

del rudder hacia el respectivo lado como se aprecia en la figura 52.

Figura 52. Funcionamiento del Rudder

216

Finalmente para el flaperón se tiene bisagra externa, ver figura 53. Cuando la

fuerza actúa en el punto A de la figura se tiene el movimiento de alerón, cuando

actúa en el punto B se obtiene el movimiento del flan. Este movimiento se puede

combinar para tener en una situación dada el uso del flap y del alerón ya que

actúan las fuerzas independientemente.

Figura 53. Bisagra externa y punto de aplicación fuerzas

B

A

Cuando se requiere el movimiento del alerón, este se obtiene con la barra de

control, la cual transmite el movimiento por medio de barras, y hacen girar el tubo

de torque, el cual transmite el movimiento a la superficie como se aprecia en la

figura 54.

217

Figura 54. Transmisión del movimiento a alerones

Una vez este movimiento es transmitido al tubo de torque el movimiento se puede

apreciar en la figura 55 en la cual se tiene en color rojo el movimiento del flaperón

hacia arriba y en azul el mismo hacia abajo, para este caso representado la

superficie está actuando como alerón. Cuando se acciona el flap, este dirige la

fuerza al punto B compartiendo el movimiento de la superficie.

218

Figura 55 Movimiento flaperón.

B

A

4.20 EVALUACIÓN CUALITATIVA DE LA ESTABILIDAD Y CONTROLABILIDAD

DE LA AERONAVE.

La estabilidad es un requerimiento para todo tipo de aeronaves; puede ser

satisfecha en un circuito o conexión cerrada o estabilidad artificial (de facto) y,

conexión abierta (o inherente) la cual es característica de la aeronave.

219

La aeronave debe satisfacer los objetivos específicos de funcionamiento los

cuales normalmente se definen en los requisitos de la misión. Para ser útil, la

aeronave debe poseer cualidades de vuelo que permitan al piloto realizar

funciones sin incomodar a los pasajeros o en este caso, a si mismo o a un posible

acompañante.

El aspecto más importante en el diseño de la aeronave es garantizar que ésta no

solo tenga características de funcionamiento satisfactorio sino también cualidades

de vuelo aceptables después de una o mas fallas de los componentes cruciales en

vuelo.

Las regulaciones de aeronavegabilidad tienen un impacto significativo en el diseño

y el desarrollo de la aeronave, por lo tanto, los aspectos más importantes son los

referidos a requisitos civiles de aeronavegabilidad en cuanto a la estabilidad,

controlabilidad y el funcionamiento.

Las características cuantitativas de la aeronave diseñada fueron confrontadas con

parámetros cualitativos con el fin de comprobar que los cálculos y valores

empleados durante la fase de diseño preliminar se ajustan a los requerimientos

del operador de la aeronave y cumplen las normas FAR.

4.20.1 Controlabilidad longitudinal y trim. Según la norma FAR 23.143, la

aeronave debe ser controlable, maniobrable y trimiable (se considera trimiada una

aeronave cuando se encuentra en equilibrio mientras la fuerza en los mandos de

cabina es cero) para ser tanto segura como útil durante todas las fases del vuelo

incluyendo despegue, ascenso, aspersión, descenso y aterrizaje; con motor

encendido o apagado y con flaps retraídos y extendidos. Debe ser posible realizar

una transición suave de una condición de vuelo a otra sin exceder los límites del

220

factor de carga bajo cualquier condición de funcionamiento incluyendo una falla

del motor.

Dice la norma que en ningún caso las fuerzas requeridas en los mandos de control

deben exceder los valores enunciados en la tabla 17. Para el caso de la aeronave

diseñada las fuerzas ejercidas por los mandos de control en cabina para la

aeronave fueron calculadas utilizando la metodología sugerida en “Airplane

Design “de Jan Roskam, Capítulo 7 sección 2.1, como sigue:

Tabla 16. Determinación de la fuerza en los mandos de control.

G Ch q S c HM Fs artif

Fuerza en la Barra

de Control (FS)

Elevador 1.62 0.250 3.39 10.72 1.084 9.829 0 15.923

Flaperón 0.67 -0.329 3.39 10.58 0.926 -10.910 0 29.094

Rudder 1.09 1.535 3.39 5.13 1.134 30.267 0 33.206

FS = G ( HM) + Fartificial

Donde:

FS : Es la fuerza ejercida en la barra de control

G : Es el Gearing Ratio para el sistema de control

HM : Es el momento de bisagra de la superficie de control

HM = Ch q (Sc), donde:

221

Ch : Coeficiente de momento de bisagra de la superficie de control

q : Presión dinámica ( psf)

S : Área de la superficie

c : Cuerda media geométrica de la superficie.

Fartificial es la fuerza artificial proporcionada al sistema de control mediante

mecanismos auxiliares o de sensibilidad. Es igual a cero en este caso ya que la

aeronave no utiliza sistemas auxiliares de control.

Tabla 17. Comparación de fuerzas en el sistema de control con los valores

exigidos en regulaciones FAR 23.

TIPO DE MOVIMIENTO

FUERZA

SEGÚN FAR 23.143

FUERZA OBTENIDA PARA EL USB 001 X

Pitch (fuerza ejercida por

elevadores)

60 libras 15.923 libras

Roll (fuerza ejercida por

flaperones)


Yaw (fuerza ejercida por el

rudder)


Lo concerniente al análisis Clase II considera satisfecha la controlabilidad

longitudinal sí:

222

• Está disponible la suficiente potencia en el control para responder a todos

los cambios de configuración requeridos.

• Está disponible la suficiente potencia en el control para permitir a la

aeronave ser maniobrado de una velocidad de vuelo a otra.

• Las fuerzas en los mandos de control están dentro de los límites de las

regulaciones.

Los parámetros anteriores fueron evaluados y comparados con los valores

obtenidos en los cálculos realizados empleando el software AAA explicados en el

ítem 4.18. Los resultados obtenidos en el software se encuentran dentro de los

límites establecidos en las regulaciones y cumplen con los criterios de

aceptabilidad que se listan a continuación:

• Las deflexiones de las superficies de control están dentro de las

capacidades de potencia diseñadas para la aeronave.

• El ángulo de ataque o el coeficiente de sustentación están bajo la línea de

pérdida. Dicha línea se observa en el diagrama de trim de la aeronave

(figura 49).

• El empenaje y/o el canard no están dentro del triángulo de trim. (ver figura

49).

223

Según la norma FAR 23.145 (control longitudinal) con la aeronave trimiada tanto

como sea posible a 1,3 VS1 (velocidad de pérdida) debe ser posible que a

velocidades por debajo de la velocidad de trim, el avión pueda bajar la nariz de

modo que el coeficiente de incremento en velocidad permita la aceleración pronta

a la velocidad de trim con:

• Potencia continua máxima en el motor.

• Motor apagado.

• Flaps retraídos y extendidos.

Los anteriores tres parámetros de vuelo deben ser analizados posteriormente en

las diferentes fases de vuelo. Sin embargo con la potencia máxima del motor así

como con la velocidad de pérdida igual a 30.41 kts, (valores introducidos en el

software AAA) la aeronave cumple con la anterior regulación a una velocidad de:

)5.45(53.3941.303.1 mphktkt =×

Esta velocidad se introdujo en el software AAA demostrando que la aeronave se

encuentra dentro de los parámetros esperados. La figura 56 muestra las

derivativas cuando el avión se encuentra a esta velocidad. Estas derivativas se

mantienen dentro de los parámetros establecidos en “Airplane Flight Dynamics

and Automatic Flight Controls“ de Jan Roskam y “Modern Aircraft Design” de

224

Martin Hollman, lo cual confirma que el avión cuenta con características

cualitativas de estabilidad adecuadas.

Figura 56. Derivativas para la evaluación de velocidad igual a 39.53 kts


225

Según la norma FAR 23.161 la aeronave debe llenar los requisitos de trim sin la

presión adicional sobre controles primarios, sus movimientos o los controles de

trim correspondientes al piloto. Además, esto debe ser posible en otras

condiciones de vuelo donde se varíe el factor de carga, la configuración, la

velocidad y la potencia. Debe asegurarse de que la fuerza ejercida en los

controles no fatigue ni desconcentre al piloto.

En cuanto al trim lateral y direccional, la aeronave se debe mantener en vuelo

nivelado con los flaps retraídos ( FAR 23.161) como sigue:

• A una velocidad de 0,9 VH (Velocidad máxima en vuelo nivelado con

máxima potencia). Para nuestro caso se empleo, VH = 85 kts = 97.82 mph

Para cumplir con esta regulación, la aeronave debe mantener el vuelo nivelado

con los flaps retraídos a una velocidad de 88 mph, velocidad que se introdujo en el

software arrojando los resultados que permiten establecer que la aeronave es

cualitativamente aceptable. La figura 57 muestra el comportamiento de las

derivativas cuando la aeronave se encuentra volando a esta velocidad.

226

Figura 57. Derivativas para la evaluación de la velocidad de 76.5 kts


4.20.2. Controlabilidad lateral y direccional y trim (FAR 23.147 y FAR 23. 161). En

el análisis clase II se considera satisfecha la controlabilidad direccional y lateral sí:

227

• Está disponible el suficiente control de potencia para realizar los giros

requeridos y cambios de dirección en todas las configuraciones.

• Las fuerzas en los mandos de cabina requeridos para satisfacer la

controlabilidad están dentro de los límites descritos por las regulaciones.

Los parámetros anteriores fueron evaluados y comparados con los valores

obtenidos en los cálculos realizados en el software. Los resultados obtenidos se

encuentran dentro de los límites establecidos en las regulaciones y cumplen con

los criterios de aceptabilidad que se listan a continuación:

Lateral : δa < 25 grados. •

• Direccional : δr < 25 grados para single hinge rudder.

Las deflexiones en las superficies de control del USB 001X son:

Lateral : 25 grados

Direccional : 25 grados

Mediante el análisis cualitativo de los coeficientes y las propiedades cuantitativas

obtenidas en el desarrollo de los cálculos en el software AAA, se logró establecer

que la aeronave cumplió satisfactoriamente con los requerimientos de operación,

228

así como con los parámetros de las regulaciones FAR 23 en la fase de diseño

preliminar.

4.21 CARACTERÍSTICAS Y BOSQUEJO INICIAL DE LA ESTRUCTURA DE LA

AERONAVE.

La apariencia del diseño exterior que se estableció desde el comienzo da una

indicación clara de las cualidades y ventajas que se quieren lograr de la estructura

interna del avión ya que esta cumple la función de soportar todas las cargas

durante las diferentes fases de vuelo, así como las cargas en tierra.

La configuración que se estableció de la estructura del avión y de cada parte que

conforma su conjunto como lo es el fuselaje, el tailboom, las alas, canard,

estabilizador horizontal y estabilizador vertical, pueden satisfacer los criterios y

cualidades necesarias para su construcción.

Dichos criterios pueden ser:

• Facilidad durante el proceso de construcción de la estructura de la

aeronave.

• Fácil mantenimiento de los componentes estructurales que conforman el

cuerpo de la aeronave.

229

• Uso de materiales para la estructura que sean viables en cuanto a costos

y obtención en el mercado.

• La configuración estructural debe proporcionar la resistencia necesaria para

que la aeronave cumpla con los requerimientos propios de la operación.

Para tal fin, se adoptó una configuración que consiste en la unión de tubos de

acero formando un armazón de apariencia cuadrada (Truss Type) para de esta

manera asegurar su larga vida y fácil reparación, este método de construcción es

bien conocido en el ámbito aeronáutico y es muy utilizado para la aviación general.

De la misma manera y dando continuidad a la configuración del fuselaje, se

propone la estructura del tailboom pero con la diferencia que debe tener

apariencia triangular con el propósito de disminuir tanto espacio como peso.

A diferencia de las anteriores partes del avión, las estructuras del ala, empenaje y

canard conviene manejarlas de manera convencional utilizando vigas y costillas lo

que proporciona una distribución uniforme de las cargas a las que van a ser

sometidas estas superficies y dará rigidez a estas estructuras.

En todas las consideraciones acerca de la configuración estructural mostrada en el

bosquejo (Ver figura 58) se tuvo en cuenta la teoría del libro Airplane Desing Parte

III de Jan Roskam.

230

Finalmente, el bosquejo de la estructura que se muestra en la figura 58, teniendo

en cuenta el resultado de todos los parámetros finales referentes a la geometría,

arrojados durante el análisis del avión en el programa AAA y los cálculos

realizados durante el proceso de diseño conceptual.

Debido a que en las alas del avión van ubicados los tanques de combustible los

cuales son de tipo integral, se determinó que su estructura principal estuviera

constituida por dos vigas y dos montantes exteriores. De igual manera y teniendo

en cuenta que los tanques del madurante van ubicados dentro de la estructura del

canard, similar a la del ala con la diferencia de que no posee los montantes.

Dichos tanques deben ser construidos en material compuesto y estar ubicados

dentro de la estructura del canard entre las dos vigas y las dos costillas que

componen cada canard.

Dentro de la configuración estructural se plantearon montantes para las alas con

el propósito de soportar el peso de las mismas y el peso del equipo aspersor,

como también disminuir la flexión de éstas lo que podría afectar la actitud de vuelo

del avión. Cada uno de los montantes está sujeto de la viga delantera y trasera de

cada ala respectivamente y se encuentra en un solo punto para unirse a la

estructura principal del fuselaje.

231

El conjunto ala comprende las alas y el cajón central del ala, este conjunto integral

completo puede considerarse como un componente sencillo, sin embargo, para

facilitar la producción, el cajón central va integrado al fuselaje y las dos alas en

voladizo se unen a este conjunto en una etapa posterior.

El plano consta desde un punto de vista estructural de: cajón central del ala, borde

de ataque fijo, slat fijo y estructura de refuerzo de los flaperones.

Los elementos citados anteriormente son los que forman el ala, pero desde el

punto de vista estructural para la absorción de cargas, los planos constan de

vigas, costillas, larguerillos y revestimientos.

Las vigas están formadas por larguerillos que soportan los momentos flectores y

fuerzas axiales y el alma que soporta las fuerzas cortantes y momentos torsores.

Las costillas son las encargadas de mantener la forma del perfil aerodinámico del

ala; estas introducen cargas aerodinámicas, distribuyen cargas concentradas y

distribuyen cargas en los alrededores de discontinuidades además de aumentar

los esfuerzos de flexión de la piel.

La piel forma una superficie impermeable para soportar las presiones dinámicas

aguantando momentos flectores, cargas axiales y momento torsor. Los larguerillos

soportan momentos flectores y cargas axiales y, aumentan el esfuerzo de flexión

de la piel.

232

El diseño estructural del ala se hace de tal forma que las vigas delantera y trasera,

los larguerillos y la piel formen un cajón cerrado llamado cajón central. Este cajón

absorberá momento flector, fuerza cortante y momento torsor. Las costillas darán

rigidez a torsión impidiendo el alabeo de la sección y rigidez a flexión.

Las superficies de mando de la aeronave desde el punto de vista estructural se

enuncian a continuación.

• Flaperones: van unidos a la viga trasera del ala mediante herrajes de

bisagra a prueba de fallos. La construcción del flaperón es similar a la del

ala haciéndose extensiva a los estabilizadores, pero sin necesidad de

utilizar los mismos componentes. El flaperón comprende una estructura

principal, el borde de ataque y el de salida. La viga delantera sirve de base

para los herrajes de la bisagra y para las costillas. Los revestimientos

superior e inferior van reforzados mediante larguerillos en el área central y

la exterior.

• Elevador y timón de dirección: tienen estructura similar a la del ala formada

por vigas, larguerillos, y costillas y están unidos a sus respectivos

estabilizadores mediante herrajes de bisagra a prueba de fallos.

En cuanto a la estructura del fuselaje, está formada por la unión de tramos de

tubos de acero soldados entre si teniendo en cuenta los puntos de unión de las

233

demás superficies del fuselaje, los cuales están reforzados por placas o láminas

permitiendo la sujeción de una superficie a otra a través de tornillos. Los tramos de

tubos están dispuestos de acuerdo a diámetros propuestos, dependiendo de los

puntos que se estiman, tendrán que soportar los mayores esfuerzos por cargas.

La piel o revestimiento de la estructura forma una superficie impermeable para

soportar las presiones aerodinámicas, soportando momentos flectores, cargas

axiales y momento torsor. Se propuso que esta sea formada por láminas de

aleación de aluminio las cuales irán unidas a las superficies estructurales por

medio de remaches

En la figura 58 muestra un bosquejo general de la configuración estructural en tres

vistas, haciendo énfasis en que la ubicación de sus componentes está sugerida de

manera aleatoria y no puede corresponder de manera exacta sino aproximada a

las medidas que arrojaría un análisis adecuado para tal fin.

234

Figura 58. Bosquejo general de la configuración estructural

235

Los materiales usados en el campo aeronáutico tienen que ser escogidos de

acuerdo a la función que desempeña el avión, además se toman en cuenta

factores como el mantenimiento y las propiedades físicas del material. En el caso

del avión diseñado, se propuso utilizar materiales estudiados para construcciones

aeroespaciales los cuales ofrecen alta confiabilidad y fácil acceso en el medio

aeronáutico, aunque se debe tener en cuenta que el mercado de estos materiales

no es fuerte de producción en Colombia y se deberá acudir a la importación de

ellos.

En la tabla 18 se muestran las propiedades mecánicas de los materiales que

fueron seleccionados para ser empleados en la estructura del avión. Estos

materiales son especialmente recomendados para el tipo de construcción

requerida en este proyecto. Los datos de estos materiales se tomaron teniendo en

cuenta entre otros factores como:

• Esfuerzo último de tensión (Ftu).

• Esfuerzo producido por la tensión (Fty).

• Esfuerzo último de compresión (Fcy)

236

Tabla 18. Materiales estructurales del USB-001-X.

Material Ftu

ksi

Fty

ksi

Fcy

ksi

Fsu

ksi

Fbru

ksi

E

msi

G

msi

ρ

lb/in3 υ

α

10-6in/in/°F

2024-T3

Aluminum Sheet 60 44 36 37 121 10 3.8 0.10 0.33 13

6061-T6

Aluminum Sheet 42 36 35 27 88 9.9 3.8 0.10 0.33 13

AISI4130

Steel Sheet an

Tubing

95 75 75 57 200 29 11 0.283 0.32 6

Fuente: HOLLMAN, Martin. Modern Aircraft Design

En la selección de estos materiales se tuvieron en cuenta los parámetros

establecidos en el Militar Handbook 5, libro en el cual se estandariza la utilización

de los materiales a emplear en la industria Aeroespacial.

237

5. RESULTADOS

Como resultado del proyecto se obtuvo el diseño preliminar de la aeronave de

fumigación USB-001-X con las siguientes características.

1. Características físicas.

• Ala alta con superficies hipersustentadoras.

• Cabina cerrada.

• Monoplaza.

• Motor en configuración tipo pusher.

• Tren fijo tipo triciclo.

2. Características de rendimiento.

• Vaspersión : 60 mph.

• V pérdida : 44 mph.

• V máx : 85 mph.

• Capacidad de combustible : 30 gal.

• Capacidad de insumo agroquímico : 120 lt.

• Distancia de despegue : 700 ft.

• Distancia de aterrizaje : 750 ft.

• Techo operacional : 8000 ft.

• Carga alar : 13.34 lb/ft2.

• Carga de empuje : 15.5 lb/hp.

3. Características de la unidad motopropulsora.

• Marca: Lycoming O-320.

• Cuatro cilindros opuestos.

• Potencia 150 hp.

• Hélice de dos palas de 75 pulgadas de diámetro.

4. Características de pesos.

• Peso bruto máximo operacional : 1938 lb.

• Peso vacío : 968.7 lb.

• Carga paga : 623 lb.

5. Características geométricas.

• Longitud : 21.38 ft.

• Altura : 8.4 ft.

• Envergadura del ala : 33 ft.

• Cuerda del ala : 4.4 ft.

• Superficie alar :145.2 ft2

• A.R. del ala : 7.5

• Envergadura del estabilizador horizontal : 9.9 ft.

239

• Cuerda del estabilizador horizontal : 2.88 ft.

• Superficie del estabilizador horizontal : 28.51 ft2

• A.R. del estabilizador horizontal : 3.44

• Envergadura del estabilizador vertical : 4.52 ft.

• Cuerda raíz del estabilizador vertical : 3.75 ft.

• Cuerda punta del estabilizador vertical : 2.68 ft.

• Superficie del estabilizador vertical : 14.53 ft2

• A. R. del estabilizador vertical : 1.41

• Envergadura del canard : 11.71ft.

• Cuerda canard : 2.84 ft.

• Superficie canard : 33.25 ft2

• A. R. del canard : 4.12

6. Características de perfiles.

• Perfil alar NACA 4415.

• Slat fijo con cuerda igual al 12 % de la cuerda del ala.

• Flaperón con cuerda igual al 25% de la cuerda del perfil.

• Perfil del estabilizador horizontal NACA 632-015.

• Perfil del estabilizador vertical NACA 0009.

• Perfil del canard NACA 633-018.

240

7. Características estructurales sujetas a estudio.

• Fuselaje tipo tubular.

• Tailboom tipo tubular.

• Lámina de acero tipo AISI 4130 para la estructura tubular.

• Lámina de aluminio tipo 2024 -T3 para perfiles y vigas.

• Lámina de aluminio tipo 6061-T6 para la piel de la aeronave.

También se mostraron como resultados los siguientes planos:

• Tres vistas generales.

Se verificó que el avión cumple con los parámetros de estabilidad tanto

longitudinal, como lateral en las evaluaciones cualitativas y cuantitativas.

Los controles de vuelo empleados son de tipo reversibles mecánico.

241

6. RECURSOS

6.1 RECURSOS MATERIALES

Para el desarrollo de este trabajo de grado se emplearon:

•

•

•

•

•

•

•

•

Siete resmas de papel tamaño carta de 500 hojas cada una.

Tres cartuchos de tinta negra Hewlett Packard referencia HP 51645 series.

Dos cartuchos de tinta de color Hewlett Packard referencia HP C6578

series.

Un block de papel milimetrado tamaño oficio.

Diez esferos, ocho lápices, cinco borradores e instrumentos de medición

para dibujo técnico.

Cuatro pies de monokote, diferentes especificaciones de balso, lámina de

icopor y tres pies de manguera de media pulgada.

6.2 RECURSOS INSTITUCIONALES

Las siguientes instituciones colaboraron activamente en pro del éxito del proyecto:

Universidad San Buenaventura sede Bogotá D.C.

Compañía De Simulación y Análisis Métodos De Elementos Finitos (MEF).

6.3 RECURSOS TECNOLÓGICOS

Los recursos tecnológicos empleados en el desarrollo del proyecto fueron:

Software Advanced Aircraft Análisis (AAA), versión 2.4.1.178 licencia

académica adquirida por la universidad.

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

Software Autocad, serie número: 227-00017896 adquirido por la

universidad.

Software Algor, trial otorgado por la compañía.

Tres computadores Hewlett Packard suministrados por la universidad.

Ocho computadores personales de diferentes marcas y modelos.

Dos calculadoras Hewlett Packard 48G +

Tres calculadoras Hewlett Packard 49G.

6.4 RECURSOS FINANCIEROS

Los gastos relacionados con el desarrollo del proyecto se muestran a

continuación. Los valores presentados están dados en pesos:

a. Gasto diario (Total del grupo)

Transporte : $28000.

Alimentación : $84000.

Total : $112000.

243

b. Gasto mensual (Total del grupo)

Transporte : $560000. •

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

•

Alimentación : $1680000

Total : $2240000.

Total 7 meses : $15680000.

c. Asesoría ALGOR.

7 horas de aerodinámica : $210000.

5 horas de motores : $150000.

Total : $360000.

d. Recursos materiales.

7 resmas de papel : $59500.

5 cartuchos de tinta : $518500.

1 block de papel milimetrado : $3000

Esferos y lápices : $9000.

6 pies de Monokote : $30000.

Balso : $15000.

1 lámina de icopor : $5000.

Total : $640000.

Total recursos financieros $ 16680000.

244

6.5 RECURSOS HUMANOS

El trabajo contó con la colaboración de:

a. Ingenieros:

Miller Bermúdez. •

•

•

•

•

•

•

Andreas Gravenhorst.

Alejandro García.

Fernando Colmenares.

Norberto Díaz Granados.

Guillermo Cortes.

Yesid Gómez.

b. Mag. Rosa Amparo Ruiz.

c. Personal que labora en el hangar de ingenierías de la Universidad de San

Buenaventura.

d. Alumnos listados en la portada de este documento.

245

7. CONCLUSIONES

Tras el proceso de diseño asistido y apoyado en la herramienta disponible como lo

es el software AAA de diseño de aeronaves, se determinaron las características

iniciales y los requerimientos específicos del avión fumigador USB-001-X.

Una vez definidos los parámetros iniciales, se realizó el respectivo análisis de ellos

en el software AAA para determinar su viabilidad, para evaluar su funcionalidad y

para establecer si se estaba dentro del marco legal impuesto por el ente regulador

de la aviación mundial y local.

Luego de analizar diversas opciones de baseline, se definió como punto de partida

el STOL CH 801 pues presentaba características y parámetros que se acoplaban

a los requerimientos iniciales para el avión fumigador.

Mediante el estudio de mercado y conociendo que la industria agrícola mundial se

encuentra en crecimiento se concluyó que el mercado del avión es bastante

amplio si no lo limitamos sólo al mercado de los azucareros.

El precio sugerido del avión es altamente competitivo frente al de otros aviones

utilizados para esta tarea y mucho más frente a aviones diseñados para tal fin. A

pesar que es más costoso que los kits utilizados actualmente, presenta la gran

ventaja de ser un avión certificable, el cual tendrá un sustento legal y una

posibilidad de comercialización de sus servicios en las empresas que se dedican a

ofrecer los mismos.

Con la determinación de las fracciones de combustible, se determinó que el 7.33%

del peso total del avión está representado por el combustible para su misión.

Para impulsar la aeronave se escogió el Motor Lycoming O-320 de 150hp, porque

su potencia, fiabilidad, soporte y tradición en el mundo aeronáutico lo hicieron la

mejor de las opciones dentro de muchas analizadas.

Además, la potencia suministrada por el motor es la requerida para cumplir la

misión durante la fase de ascenso y para permitir el decolaje de la aeronave en

distancias cortas.

Siempre que se utilice un motor con instalación tipo pusher es recomendable el

uso del canard para compensar el momento de cabeceo producido por el motor.

Se debe usar una bancada tubular de cromo molibdeno, debido a que es el

material más adecuado ya que reduce vibraciones, resiste altas temperaturas, es

económico, y tiene buenas propiedades de soldabilidad.

247

Se determinó una configuración poco convencional pero eficiente, que se ajusta a

las necesidades y requerimientos propios de la operación y la característica de la

aeronave. Se conoce como aeronave de ala alta con canard delantero, empenaje

convencional y configuración de instalación de motor tipo pusher.

Con base a la envergadura y a la relación de aspecto previamente definida, la

selección de los parámetros geométricos muestra que las dimensiones iniciales

concuerdan con las de aviones con características de rendimiento similares y que

estas medidas, le permiten al avión cumplir con las exigencias de desempeño

propuestas inicialmente.

Después de analizar las características de los perfiles escogidos se aconseja la

utilización del NACA 4415 para el conjunto alar ya que aerodinámicamente se

adecua a las condiciones operacionales deseadas y posee un comportamiento

turbulento, característica ideal para la operación a bajas velocidades.

El conjunto alar debe tener un ángulo de incidencia de dos grados con el fin de

generar un mejor comportamiento de flujo laminar bajo el intrados y un incremento

en la sustentación por la actuación de la presión sobre esta superficie.

La ubicación del canard es la ideal para mantener el margen estático y el

coeficiente de momento en sus puntos ideales.

248

Realizada la evaluación de estabilidad y control para la fase de vuelo de aspersión

se concluyó que la aeronave se encuentra dentro de los parámetros, esto significa

que el avión tiene estabilidad positiva.

El estudio de pesos, el cual arroja el peso máximo inicial de la aeronave y el

análisis de desempeño en cada segmento de la misión propuestos en la obtención

de la carga alar, definen el punto de diseño que mejor representa las

características de vuelo, las cuales debe llevar una aeronave de este tipo para la

aplicación de insumos agroquímicos.

El software AAA permitió realizar una serie de cálculos, los cuales, sin la ayuda de

este, hubiesen tomado demasiado tiempo y alargado el desarrollo del proyecto de

una manera significativa, por esto el software AAA fue una herramienta invaluable

para el avance y desarrollo del proyecto.

Durante el modelamiento de la aeronave en el software AAA, se presentaron una

serie de inconvenientes con el manejo del programa, debido a que el aprendizaje

del manejo del software fue de manera autodidacta, por lo que el modelamiento de

las aeronaves tomó mucho más tiempo.

A través del desarrollo de los cálculos realizados con la ayuda del software AAA,

las características de la aeronave tuvieron cambios significativos hasta lograr que

249

la aeronave se ajustara a los parámetros de performance necesarios para cumplir

la misión para la cual fue diseñada.

Para la fase de vuelo analizada en el software AAA la aeronave cumple con todos

los requerimientos establecidos por las Regulaciones Federales de Aviación

FAR23.

250

8. RECOMENDACIONES

La preparación e instrucción en el manejo del programa de diseño es vital y

necesaria, pues de no contar con ella, se malgasta tiempo y se desaprovechan las

prestaciones y facilidades que ofrece.

Antes de continuar el proceso de diseño detallado, es conveniente analizar el

comportamiento del avión en las demás fases de vuelo en el software AAA.

Los valores de L/D, relación de aspecto y consumo específico de combustible

(SFC) se deben tener en cuenta por ser valores que afectan considerablemente el

peso de la aeronave, igualmente tanto para Raymer y Roskam los coeficientes de

diseño son valores de especial cuidado, dado que pequeños cambios varían el

peso de la aeronave de manera considerable.

El coeficiente de sustentación de 3.3 es posible alcanzarlo bajo la configuración

sugerida pero se requiere un mayor análisis en CFD y túnel de viento para

determinar la posición ideal del slat. En la configuración actual genera mucha

resistencia y zonas de succión cuando interfiere el flujo del intrados.

El número de Reynolds que se utilice en el CFD no tiene tanta importancia, pues

lo que genera el incremento de sustentación requerido es la posición del perfil alar,

las diferentes variaciones de ángulo de ataque y la ubicación de los sistemas

hipersustentadores.

Se sugiere la realización de pruebas en túnel de viento y el posterior uso del CFD,

para el análisis detallado de los perfiles.

Para obtener una instalación del motor con resultados satisfactorios es necesario

tener en cuenta los detalles que pueden afectar la durabilidad del motor. Para

lograr este objetivo se requiere una buena comunicación entre el fabricante del

avión y el fabricante del motor.

Es conveniente para el desarrollo posterior del proyecto, realizar un estudio de

vibraciones producidas por el motor a la estructura montante con el fin de llegar al

diseño más óptimo de la bancada.

Es necesario analizar las áreas de entrada y salida de gases, teniendo como

punto de partida los datos obtenidos en esta parte del diseño.

Realizar estudio de aletas deflectoras para lograr un eficiente sistema de

refrigeración que le permita una operación segura y adecuada al motor.

252

Considerar la utilización de una hélice de 3 palas de paso fijo para evaluar los

beneficios que puede prestar para el mejor desempeño de la aeronave.

Fuera de los instrumentos convencionales incluidos en el desarrollo de este

proyecto, se recomienda emplear instrumentos adicionales como: indicadores de

presión de combustible, indicador de presión de manifold, indicador de

temperatura de cabeza de cilindro, los cuales brindan información oportuna y útil

en el momento de la operación de la aeronave.

Se recomienda consultar la circular informativa AC 65-12A, la cual contiene

información útil y detallada de parámetros de operación del motor, así como de

instalación, accesorios y desempeño.

En cuanto a la estructura montante del motor, se recomienda emplear barras en

forma de arco para unir los puntos de apoyo del motor. De esta forma, se logra

una distribución de cargas uniforme y una buena disponibilidad de espacio para

los accesorios del motor.

Al simular la configuración flap y alerón en el software AAA se encontraron

limitantes respecto a su configuración geométrica, por lo tanto se recomienda

consultar a DAR Corporation. Se sugiere realizar el análisis con esta configuración

usando flan tipo fowler, pues se demostró que este puede generar el incremento

de coeficiente de sustentación necesario para las diferentes etapas de vuelo.

253

Con la configuración actual, el estabilizador horizontal es inefectivo al momento

del despegue, porque el canard esta generando mayor sustentación que él debido

a que el área del canard es mayor que la superficie del estabilizador horizontal.

La configuración ideal es un biplano, pero por la limitante del software AAA se

trabajó con el canard.

En caso de que se opte por cambiar la configuración a una sin canard se tendría

que empezar a reevaluar la estabilidad longitudinal.

Debido a que las pistas en las que realizará la operación el avión son no

preparadas, se recomienda no cambiar el tipo de tren de aterrizaje, ya que el tren

al patín de cola presenta un riesgo muy grande desde el punto de vista de

estabilidad y maniobrabilidad en carreteo.

Recomendamos una estructura tipo tubular para el fuselaje y a su vez para el

tailboom, lo cual tendría ventajas para una construcción sencilla con

requerimientos mínimos de mantenimiento.

A partir de la configuración de la estructura propuesta durante el diseño preliminar

se deben realizar estudios de resistencia sobre el fuselaje y los demás

componentes estructurales para determinar si dicha configuración genera la

254

resistencia que debe poseer la aeronave durante los diferentes segmentos de

vuelo durante la operación.

La estructura de tipo tubular debe ser evaluada mediante métodos de elementos

finitos para determinar cual es la mejor disposición de las juntas que conforman

dicha estructura.

Para el análisis de cargas estructurales la parte más crítica son los planos, es por

esto que deben hallarse todas la fuerzas y momentos que actúan sobre estos; se

recomienda tener en cuenta toda la información y cálculos desarrollados por el

ingeniero Andreas Gravenhorst desde el comienzo de este proyecto, ya que

servirán de apoyo durante el desarrollo del módulo de estructuras en el software

AAA.

Durante la continuación del proyecto y su correspondiente desarrollo se debe

vigilar detalladamente que las normas FAR 23 involucradas en cada aspecto del

diseño sean cumplidas para facilitar que la aeronave cumpla con todas las

pruebas para su certificación, esto crea la necesidad de que un grupo de

estudiantes vele por el cumplimiento de tales normas de manera paralela.

Es necesario que los ingenieros y docentes que tengan participación como

asesores del proyecto en la fase de diseño detallado unifiquen y coordinen los

255

criterios que permitan guiar de la manera más conveniente a la consolidación de

este proyecto.

256

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ANEXO A

ENCUESTA

Este anexo muestra la encuesta realizada al Ingeniero Agrónomo José Antonio

Tobar, elaborada con el objetivo básico de determinar las principales

características de las labores de aplicación de insumos agroquímicos por medios

aéreos en el ingenio Providencia. La encuesta consta de 10 preguntas, las cuales

se pueden ver a continuación:

1. ¿Cuál es la velocidad óptima de aplicación del madurante?

2. ¿Cuál es la altura óptima de aplicación del madurante?

3. ¿Cuál es la longitud y ancho de cada suerte?

4. ¿Qué obstáculos típicos se encuentran al final o comienzo de cada suerte?

5. ¿Cuál es la distancia promedio desde la pista de aterrizaje hasta cada

suerte?

6. ¿Cuál sería la misión típica de máxima cantidad de madurante para aplicar?

7. ¿Cuál sería la mínima?

8. ¿Cuál sería la máxima distancia en millas o Kilómetros desde la pista de

aterrizaje hasta la suerte más distante?

9. ¿Cuál es la altura promedio (cota del terreno) de los aeropuertos que

utilizan actualmente los ultralivianos para dichas funciones?

10. ¿Cuál es la distancia óptima de aterrizaje y decolaje ( por pista disponible)?

ANEXO B

COMPARACIÓN DE AERONAVES POR EL CRITERIO DE CARGAS PAGAS

Este anexo muestra, en cada una de sus diferentes tablas la comparación entre

diferentes aeronaves seleccionadas según requerimientos, teniendo en cuenta

parámetros importantes para el diseño como: relación de peso contra potencia,

carga disponible contra peso bruto, carga disponible contra peso vacío, peso vacío

contra peso de estructura, motor y sistemas, carga paga y capacidad de

combustible.

En la tabla 1 se aprecia la comparación de 12 aeronaves de máximo 1650 lb. de

peso máximo operacional, en la tabla 2 una comparación de 13 aeronaves entre

1650 y 2000 lb. de peso bruto máximo operacional, en la tabla 3 la comparación

de 4 aeronaves entre 2000 y 2500 lb. de peso bruto máximo operacional y, en la

tabla 4 una comparación de 4 aeronaves entre 2500 y 4200 lb. de peso bruto

máximo operacional.

Tabla 1. Comparación de aeronaves de peso máximo hasta 1650 lb.

AVIÓN WTO lb P WO/P WE Payl. Fuel AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. WE/WO 1- (WE/WO)CFM Shadow C 767 51 15,04 349 382,12 35,88 CFM Shadow 767 51 15,04 349 382,12 0,46 0,54Tecnam P92 Echo 992 64 15,50 573 419 Tecnam P92 992 64 15,50 573 419 0,58 0,42Aviatika 890 992 64 15,50 474 430 88 Aviatika 890 992 64 15,50 474 430 0,48 0,52Avid flyer M IV 1150 65 17,69 510 557,32 82,68 Avid flyer M IV 1150 65 17,69 510 557,32 0,44 0,56Rans S 7 Curier 1200 65 18,46 685 425,3 89,7 Rans S 7 1200 65 18,46 685 425,3 0,57 0,43Skystar Kitfox IV 1200 52 23,08 475 668,84 56,16 Skystar Kitfox 1200 52 23,08 475 668,84 0,40 0,60Fournier RF 47 1323 90 14,70 838 485 Fournier RF 47 1323 90 14,70 838 485 0,63 0,37Wag Aero 1400 115 12,17 720 526,34 153,66 Wag Aero 1400 115 12,17 720 526,34 0,51 0,49Terzi stilleto 1433 79 18,14 838 470,2 124,8 Terzi stilleto 1433 79 18,14 838 470,2 0,58 0,42Jurca MJ 5 sirocco 1499 115 13,03 947 552 Jurca MJ 5 1499 115 13,03 947 552 0,63 0,37Aeroplastika LAX XE 1587 125 12,70 970 461 156 Aeroplastika 1587 125 12,70 970 461 0,61 0,39Politechnica PW 4 1587 80 19,84 1102 422,6 62,4 Politechnica 1587 80 19,84 1102 422,6 0,69 0,31

AVIÓN WTO lb P WE Payl. Fuel (WO/WE)-1 AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. 1- (WE/WO) WE/(WO-WE)CFM Shadow C 767 51 349 382,12 35,88 1,20 CFM Shadow 767 51 15,04 349 382,12 0,54 0,83Tecnam P92 Echo 992 64 573 419 0,73 Tecnam P92 992 64 15,50 573 419 0,42 1,37Aviatika 890 992 64 474 430 88 1,09 Aviatika 890 992 64 15,50 474 430 0,52 0,92Avid flyer M IV 1150 65 510 557,32 82,68 1,25 Avid flyer M 1150 65 17,69 510 557,32 0,56 0,80Rans S 7 Curier 1200 65 685 425,3 89,7 0,75 Rans S 7 1200 65 18,46 685 425,3 0,43 1,33Skystar Kitfox IV 1200 52 475 668,84 56,16 1,53 Skystar Kitfox 1200 52 23,08 475 668,84 0,60 0,66Fournier RF 47 1323 90 838 485 0,58 Fournier RF 47 1323 90 14,70 838 485 0,37 1,73Wag Aero 1400 115 720 526,34 153,66 0,94 Wag Aero 1400 115 12,17 720 526,34 0,49 1,06Terzi stilleto 1433 79 838 470,2 124,8 0,71 Terzi stilleto 1433 79 18,14 838 470,2 0,42 1,41Jurca MJ 5 sirocco 1499 115 947 552 0,58 Jurca MJ 5 1499 115 13,03 947 552 0,37 1,72Aeroplastika LAX XE 1587 125 970 461 156 0,64 Aeroplastika 1587 125 12,70 970 461 0,39 1,57Politechnica PW 4 1587 80 1102 422,6 62,4 0,44 Politechnica 1587 80 19,84 1102 422,6 0,31 2,27

ANÁLISIS DE WO/P ANÁLISIS DE CARGA DISPONIBLE vs PESO BRUTO

ANÁLISIS DE (WO/WE)-1 ANÁLISIS DE WE/(WO-WE)

Tabla 2. Comparación de aeronaves de peso máximo entre 1650 y 2000 lb.

AVIÓN WTO lb P WO/P WE Payl. Fuel AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. 1- (WE/WO) WE/WOEpervier 1653 75 22,04 992 567,4 93,6 Epervier 1653 75 22,04 992 567,4 0,40 0,60Shenyang HU 2 1653 80 20,66 1069 584 Shenyang 1653 80 20,66 1069 584,0 0,35 0,65IAR 46 1653 79 20,92 1168 363,32 121,68 IAR 46 1653 79 20,92 1168 363,3 0,29 0,71IAR IS -28M 2A 1675 80 20,94 1234 378,6 62,4 IAR IS -28M 1675 80 20,94 1234 378,6 0,26 0,74PZL 110 Koliber 1697 150 11,31 1208 325,2 163,8 PZL 110 1697 150 11,31 1208 325,2 0,29 0,71Bhel LT 1 swati 1698 116 14,64 1155 402,6 140,4 Bhel LT 1 1698 116 14,64 1155 402,6 0,32 0,68Avid Magnum 1750 180 9,72 1025 559,64 165,36 Avid Magnum 1750 180 9,72 1025 559,6 0,41 0,59Aviat Husky 1800 180 10,00 1190 285,52 324,48 Aviat Husky 1800 180 10,00 1190 285,5 0,34 0,66Montana Coyote 1850 200 9,25 1050 564,44 235,56 Montana 1850 200 9,25 1050 564,4 0,43 0,57Aviotechnica SL90 1852 112 16,54 1124 509,6 218,4 Aviotechnica 1852 112 16,54 1124 509,6 0,39 0,61Arctic S1 B2 1900 150 12,67 1073 591,44 235,56 Arctic S1 B2 1900 150 12,67 1073 591,4 0,44 0,56Aeroboero 180 psa 1962 180 10,90 1411 276,44 274,56 Aeroboero 180 1962 180 10,90 1411 276,4 0,28 0,72Seabird SB7L 360A 1977 160 12,36 1301 392,08 283,92 Seabird SB7L 1977 160 12,36 1301 392,1 0,34 0,66

AVIÓN WTO lb P WE Payl. Fuel (WO/WE)-1 AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. 1- (WE/WO) WE/(WO-WE)Epervier 1653 75 992 567,4 93,6 0,67 Epervier 1653 75 22,04 992 567,4 0,40 1,50Shenyang HU 2 1653 80 1069 584 0,55 Shenyang 1653 80 20,66 1069 584 0,35 1,83IAR 46 1653 79 1168 363,32 121,68 0,42 IAR 46 1653 79 20,92 1168 363,32 0,29 2,41IAR IS -28M 2A 1675 80 1234 378,6 62,4 0,36 IAR IS -28M 1675 80 20,94 1234 378,6 0,26 2,80PZL 110 Koliber 1697 150 1208 325,2 163,8 0,40 PZL 110 1697 150 11,31 1208 325,2 0,29 2,47Bhel LT 1 swati 1698 116 1155 402,6 140,4 0,47 Bhel LT 1 1698 116 14,64 1155 402,6 0,32 2,13Avid Magnum 1750 180 1025 559,64 165,36 0,71 Avid Magnum 1750 180 9,72 1025 559,64 0,41 1,41Aviat Husky 1800 180 1190 285,52 324,48 0,51 Aviat Husky 1800 180 10,00 1190 285,52 0,34 1,95Montana Coyote 1850 200 1050 564,44 235,56 0,76 Montana 1850 200 9,25 1050 564,44 0,43 1,31Aviotechnica SL90 1852 112 1124 509,6 218,4 0,65 Aviotechnica 1852 112 16,54 1124 509,6 0,39 1,54Arctic S1 B2 1900 150 1073 591,44 235,56 0,77 Arctic S1 B2 1900 150 12,67 1073 591,44 0,44 1,30Aeroboero 180 psa 1962 180 1411 276,44 274,56 0,39 Aeroboero 180 1962 180 10,90 1411 276,44 0,28 2,56Seabird SB7L 360A 1977 160 1301 392,08 283,92 0,52 Seabird SB7L 1977 160 12,36 1301 392,08 0,34 1,92

ANÁLISIS DE WO/P ANÁLISIS DE CARGA DISPONIBLE vs PESO BRUTO



AVIÓN WTO lb P WO/P WE Payl. Fuel AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. 1- (WE/WO) WE/WOStol CH 801 2200 180 12,22 1150 874 176 Stol CH 801 2200 180 12,22 1150 874 0,48 0,52PZL 111 Koliber 2204 235 9,38 1433 607,2 163,8 PZL 111 2204 235 9,38 1433 607,2 0,35 0,65Zlin 142 2248 210 10,70 1609 451,8 187,2 Zlin 142 2248 210 10,70 1609 451,8 0,28 0,72Elmwood CH 8 2300 150 15,33 1150 937,216 212,784 Elmwood 2300 150 15,33 1150 937,216 0,50 0,50

AVIÓN WTO lb P WE Payl. Fuel (WO/WE)-1 AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. 1- (WE/WO) WE/(WO-WE)Stol CH 801 2200 180 1150 874 176 0,91 Stol CH 801 2200 180 12,22 1150 874 0,48 1,10PZL 111 Koliber 2204 235 1433 607,2 163,8 0,54 PZL 111 2204 235 9,38 1433 607,2 0,35 1,86Zlin 142 2248 210 1609 451,8 187,2 0,40 Zlin 142 2248 210 10,70 1609 451,8 0,28 2,52Elmwood CH 8 2300 150 1150 937,216 212,784 1,00 Elmwood 2300 150 15,33 1150 937,216 0,50 1,00

ANÁLISIS DE WO/P

ANÁLISIS DE (WO/WE)-1

ANÁLISIS DE CARGA DISPONIBLE vs PESO BRUTO

ANÁLISIS DE WE/(WO-WE)


Gippsland GA 200 2899 260 11,15 1698 889 312 Gippsland GA 200 2899 260 11,15 1698 889 0,41 0,59Cessna AG trainer 3300 300 11 2424 557,76 318,24 Cessna AG trainer 3300 300 11,00 2424 557,76 0,27 0,73Pijao AC 05 4200 300 14 2180 1701,8 318,24 Pijao AC 05 4200 300 14,00 2180 1701,76 0,48 0,52

AVIÓN WTO lb P WE Payl. Fuel (WO/WE)-1 AVIÓN WTO P WO/P WE Payl. 1- (WE/WO) WE/(WO-WE)PZL 104 wilga 2866 260 1918 643,8 304,2 0,49 PZL 104 wilga 2866 260 11,02 1918 948 0,33 2,02Gippsland GA 200 2899 260 1698 889 312 0,71 Gippsland GA 200 2899 260 11,15 1698 1201 0,41 1,41Cessna AG trainer 3300 300 2424 557,76 318,24 0,36 Cessna AG trainer 3300 300 11,00 2424 876 0,27 2,77Pijao AC 05 4200 300 2180 1701,76 318,24 0,93 Pijao AC 05 4200 300 14,00 2180 2020 0,48 1,08


En las tablas de este anexo se pueden diferenciar claramente 2 tipos de valores:

el primero en color negro que muestra los datos calculados para el parámetro

correspondiente y, otros en color azul que indican las aeronaves o la aeronave

que mejor se comporta en cada uno de los parámetros en sus correspondientes

grupos. Teniendo en cuenta esta nomenclatura encontramos en los siguientes

renglones las aeronaves que mejor se comportan de cada uno de los grupos, de

donde se seleccionan las que se evalúan en el software en el capítulo 4 de este

documento.

• Hasta 1650 lb, las mejores aeronaves fueron: Aviatica 890, CFM Shadow C,

Avid Flyer M IV, Skystar Kitfox IV y el Wag aero.

• Entre 1650 y 2000 lb. las mejores aeronaves fueron: Avid Magnum, Aviat

Husky, Montana Coyote y Arctic S1 B2.

• Entre 2000 y 2500 lb. las mejores aeronaves fueron: STOL CH 801 y

Elmwood CH 8.

• Entre 2500 y 4200 lb. las mejores aeronaves fueron: Gippsland GA 200 y Pijao

AC 05.

ANEXO C

DERIVATIVAS DE LAS AERONAVES VALIDADAS COMO BASELINE.

Este anexo muestra, en las tablas 1 y 2 las derivativas calculadas por el software

de las aeronaves validadas como posibles baselines de nuestro avión.

Tabla 1. Derivativas longitudinales para las aeronaves validadas.

Derivativas Longitudinales

Parámetro Rango Rango Arctic S1-B2 Aero Boero STOL 801

CLα 3.5 a 8.0 1 a 8 4.9745 5.0301 5.2015

CDα 0.01 a 0.75 0 a 2 0.0439 0.4448 0.4991

Cmα -2 a –0.05 -4 a 1 -0.9544 -1.8715 -0.6736

CLdα 0 a 10 -5 a 15 2.9505 0.2002 2.1513

Cmdα -8 a 0 -20 a 0 -8.2432 -3.5944 -6.2177

CDdα 0 0 0 0 0 CLq 5 a 10 0 a 30 5.8146 7.6453 8.0474 CDq 0 0 0 0 0 Cmq -25 a -5 -90 a 0 -12.7275 -10.4672 -17.3572

CLδe 0.25 a 5 0 a 0.6 0.2905 0.0291 0.1921

Cmδe -2 a -0.5 -4 a 0 -0.8116 -0.8929 -0.5552

CDδe 0 0 0.0265 0.0281 0.0432 CLu. -0.1 a 0.1 -0.2 a 0.6 0.0148 0.0459 0.0002 CDu. 0 a 0.15 -0.01 a 0.3 0 0 0 Cmu. -0.2 a 0.2 -0.4 a 0.6 0.0023 0.0058 0 CTxu. 0 small -0.2796 -0.2326 -4.2559

Tabla 2. Derivativas laterales para las aeronaves validadas.

Derivativas Laterales

Parámetro Rango Rango Arctic S1-B2 Aero Boero STOL 801

Cyβ. -1 a -0.4 -2 a -0.1 -0.3992 -0.2419 -0.3892

Clβ. -0.3 a -0.05 -0.4 a 0.1 -0.0823 -0.1018 -0.1367

Cnβ. 0.05 a 0.25 0 a 0.4 0.03 0.0345 0.0440 Cyp. -0.25 a 0.4 -0.3 a 0.8 -0.0295 -0.0402 0.0709 Clp. -0.5 a -0.25 -0.8 a -0.1 -0.5052 -0.4754 -0.4564 Cnp. -0.15 a 0.05 -0.5 a 0.1 -0.01 -0.0382 -0.1374 Cyr. 0.3 a 0.65 0 a 1.2 0.2296 0.1325 0.1333 Clr. 0.05 a 0.35 0 a 0.6 0.0029 0.1188 0.2901 Cnr. -0.6 a -0.05 -1 a 0 -0.0898 -0.0588 -0.0795

Cyδa 0 a 0.05 0 0 0 0

Clδa 0 a 0.2 0 a 0.4 0.1676 0.2002 0.2002

Cnδa -0.08 a 0.08 -0.08 a 0.08 0 -0.014 -0.0140

Cyδr 0.1 a 0.3 0 a 0.5 0.1582 0.1044 0.1341

Clδr 0 a 0.04 -0.04 a 0.04 -0.0013 0.0114 -0.0145

Cnδr -0.15 a -0.05 -0.15 a 0 -0.0668 -0.0478 -0.0529

En las tablas anteriores se observa en la primera columna el parámetro que se

evaluó para cada una de las aeronaves. Este parámetro se explica con más

detalle en el anexo “Derivativas de estabilidad y control”. En la segunda columna

se aprecian los rangos para dichos parámetros según Martin Hollmann; este

rango presentado es bastante restrictivo y los parámetros que se encuentran

dentro de él están bien ajustados al criterio de estabilidad positiva descrito en el

marco conceptual. En la tercera columna se encuentran los rangos para dichos

parámetros según Jam Roskam; este rango presentado es más amplio en todos

los casos y determina los límites o valores permitidos. El análisis realizado se hizo

con base en este rango, pues el software utilizado fue diseñado teniendo en

cuenta la metodología de diseño de dicho autor. En las tres columnas finales se

encuentran los valores definitivos de las derivativas de cada una de las tres

aeronaves validadas, y la información presentada allí cumple con las siguientes

convenciones:

• Si el valor se encuentra en color negro, el parámetro evaluado está dentro

de los dos rangos presentados.

• Si el valor se encuentra en color azul, el parámetro evaluado está dentro del

rango de Roskam, pero por fuera del rango de Hollmann.

• Si el valor se encuentra en color rojo, el parámetro está por fuera de ambos

rangos.

ANEXO D

DETERMINACIÓN DE LAS FRACCIONES DE PESO, CARGA ALAR Y CARGA DE EMPUJE

En este anexo se describen los procedimientos para realizar los estudios

referentes a las fracciones de peso, carga alar y carga de potencia.

Las tablas que se encuentran en este anexo, contienen cada una de las fórmulas

utilizadas en los cálculos y junto a cada valor se indica la referencia de donde

fueron tomados los valores para desarrollar las deducciones.

En la tabla 1, que hace referencia a las fracciones de peso de las etapas de vuelo,

se ven los valores tomados para realizar las primeras iteraciones del peso máximo

al despegue. Aquí se puede analizar que durante cada segmento de la misión, la

aeronave pierde peso debido al consumo de combustible pero no se tuvo en

cuenta la pérdida súbita de peso cuando la aeronave esta arrojando el insumo

agroquímico. Por otro lado, se ven caracterizados mediante diferentes colores los

resultados de los pesos más importantes dentro de los cálculos de peso, como lo

son los pesos vacío, máximo al despegue y el valor de la fracción de combustible.

Finalmente, se presentan los cálculos mediante los cuales se reduce peso máximo

de operación haciendo uso de materiales compuestos en la construcción de la

aeronave.

En la tabla 2 se ve una iteración necesaria para poder calcular el peso máximo del

avión tanto en materiales compuestos y materiales metálicos.

La tabla 3, hace referencia a la carga de potencia y la carga alar general del avión,

a la vez se presenta dos métodos para determinar la carga de potencia.

Las tablas 4, 5 y 6 presentan el análisis de la carga alar teniendo en cuenta las

fases de vuelo más representativas y que podían llegar a determinar si el ala

usada era la adecuada.

TABLA N° 1 "ANALISIS FRACCIONES DE COMBUSTIBLE"N° FASE CÁLCULOS VALOR REFERENCIAS 1 Encendido y calentamiento W1/WTO 0,9950 Roskam.AD.L1,t2.1 p12.

2 Taxeo W2/W1 0,9970 Roskam.AD.L1,t2.1 p12.

3 Despegue W3/W2 0,9980 Roskam.AD.L1,t2.1 p12.

4 Ascenso W4/W3 0,9920 Roskam.AD.L1,t2.1 p12.

5 Crucero W5/W4 0,960 Calculado W5/W4 = e-RC/V(L/D) 0,960 - -RC/V(L/D) -0,0406 - R (Rango) 1.318.897,64 - C (Consumo combustible) 2,2222E-05 - RC 29,3088 - V (Velocidad) 88 Requerimiento de diseño L/D 8 far 23

11 Descent W10/W9 0,993 Roskam.AD. L1.t2.1,p12.

12 Landing, Taxing and Shutdown W11/W10 0,993 Roskam.AD. L1.t2.1,p12.-

FRACCIONES DE PESO W12/Wo = P (Wi+1)/Wi 0,9299 - WF/Wo = 1.06(1-(Wn/Wo)) 0,0743 - We/Wo = A(Wo

C)Kvs We/Wo = 2,36(Wo-0,18) 0,604 -

A (coeficientes de diseño) 2,36 Raymer.AD.t3.1, p18 C (Coeficientes de diseño) -0,18 Raymer.AD.t3.1, p18Kvs 1 Para sin geometría variable A*Kvs 2,36 Raymer.AD.t3.1, p18We = Wo * (We/Wo) 1171,025Wo = (Wcarga util)/(1-(WF/Wo)-(We/Wo)) Wo = 703/(1-0,0812-(2,36(Wog-0,18))) -

Wcarga util = (Wtrip+Wcar.+Wequipo) (lb) 623,0000 Ver tabla de requerimientos (1-(WF/Wo)) 0,9257 -Wog 2.200 Baseline (STOL CH 801)Wo (lb) 1.938,13 Calculado We = Wo - Wtrip - Wcarga -Wfuel - Wequi. Fijo - W equi. Mo. 1.135,13 Regualacione s FAR 23

ANALISIS PARA DE MATERIAL COMPUESTO W12/Wo = P (Wi+1)/Wi 0,9299 WF/Wo = 1.06(1-(Wn/Wo)) 0,0743 We/Wo = 0,95 A(Wo

C)Kvs We/Wo = 0,74(Wo-0,03) 0.95 coef.para material compusto

A (coeficientes de diseño) 2,36 Raymer.AD.t3.1, p18

C (Coeficientes de diseño)} -0,18 Raymer.AD.t3.1, p18Kvs 1 Para sin geometría variable 0,95 A*Kvs 2,242Wog 2.200 Baseline (STOL CH 801)Wo (lb) 1.808,60 CalculadoWe = Wo - Wtrip - Wcarga -Wfuel - Wequi. Fijo - W equi. Mo. 1.005,60 Regualacione s FAR 23

N° ITER. Wog (lb) Wo (lb) Wog - Wo1 2.200 1.859,2592 340,7408 2 1.859,2592 1.965,8125 -106,5533 3 1.965,8125 1.928,8343 36,9782 4 1.928,8343 1.941,2364 -12,4021 5 1.941,2364 1.937,0280 4,2084 6 1.937,0280 1.938,4505 -1,4224 7 1.938,4505 1.937,9690 0,4814 8 1.937,9690 1.938,1319 -0,1629

N° ITER. Wog (lb) Wo (lb) Wog - Wo1 2.200 1.708,6820 491,3180 2 1.708,6820 1.840,4960 -131,8140 3 1.840,4960 1.799,0315 41,4645 4 1.799,0315 1.811,4875 -12,4560 5 1.811,4875 1.807,6922 3,7953 6 1.807,6922 1.808,8436 -1,1514 7 1.808,8436 1.808,4938 0,3498 8 1.808,4938 1.808,6001 -0,1062

"ITERACIONES PARA PESO MÁXIMO AL DESPEGUE CON UN AVIÓN EN MATERIALES METÁLICOS"

"ITERACIONES PARA PESO MÁXIMO AL DESPEGUE CON UN AVIÓN EN MATERIALES COMPUESTOS"

TABLA N° 2

TABLA N°3CARGA ALAR Y CARGA DE POTENCIA

Variables Nombre de la Variable Unidades Valores Referencias Hp Potencia del Motor requerida hp 124,560619 Potencia requerida de DiseñoHp Potencia del Motor disponible hp 150 Potencia Motor Lycoming O-320W Peso del avión lb 1938,1319 Tabla de fracciones combustibleηp Eficiencia de la hélice ----- 0,8 Raymer AD,Tabla 3,4 Pag.23Vasp. Velocidad aspersión ft/s 88 Tabla de Requerimientos a Coeficiente ----- 0,024 Raymer AD,Tabla 5,4,pág 90C Coeficiente ----- 0,22 Raymer AD,Tabla 5,4,pág 90

Fórmula Valor Unidades Referencias Horsepower to weight ratio con potencia requerida

P/W = a Vmaxc 0,064268391 hp/lb Raymer AD,Ecuación Tabla 5.4,pág 90Power loading

W/P = Inv Hp/W 15,55974841 lb/hp CalculadoHorsepower to weight ratio con potencia disponible

P/W = Potencia / Peso 0,077394113 hp/lb Raymer AD, pág 90Power loading

W/P = Inv Hp/W 12,92087932 lb/hp Calculado

CARGA ALAR GENERAL DEL AVIÓN

Variables Nombre de la Variable Unidades Valores Referencias W Peso del avión 1938,131898 lb Ver tabla de Fracciones de CombustibleS Area Alar 145,2 ft2 Ver tabla de Geometría W/S Carga alar 13,34801583 lb/ft2 Calculado

TABLA N°4SEGMENTO 1 "VELOCIDAD DE PÉRDIDA (NO FLAPS)"

Variables Nombre de la Variable Unidades Valores Referencias ρ Densidad (Altura Cali) slug/ft3 2,165E-03 Programa ATMOS bajado internetVstall Velocidad de pérdida ft/s 70,40 Requerimientos y según far 23Clmax Coeficiente de susterntación max ----- 1,9 Raymer AD, Fig.5.3,pág. 97

Formula Valor Unidades Referencias Carga Alar para Stall Speed

W/S = 1/2 ρ Vstall2 Clmax 10,19358208 lb/ft2

Raymer AD,Ecuación 5.6,pág 96

SEGMENTO 2 " DESPEGUE"

Variables Nombre de la Variable Valores Unidades Referencias TOP Take off Parameter 80 ----- Raymer AD,Fig.5,4,pág 99σ Variación de la densidad 1VTO Velocidad de TO 56,4663 ft/s Raymer AD,Apen.F-2,pág 870 y FAR 23Vstall Velocidad de pérdida 51,33 ft/s Requerimientos y según far 23Clmax Coef. Máximo de sustentación 1,98 ----- STOL CH 801

Fórmula Valor Unidades Referencias Coeficiente de Sustentacion en Despegue

CLTO = Clmax (Vstall/VTO)2 1,636363636 Raymer AD,Fórmula Valor Unidades

Carga Alar para DespegueW/S = TOP*σ*CLTO*T/W 8,413 lb/ft2

Raymer AD,Ecuacion 5,8,pág.100

TABLA N°5SEGMENTO 3 " ASCENSO"

Variables Nombre de la Variable Valores Unidades Referencias Vv Velocidad vertical 15 fps Referencia del STOL CH 801V Velocidad ascenso 61,5996 ft/s Raymer AD,Apen. F-2,pág 870 y FAR 23e Factor de eficiencia de Oswald 0,8 ----- Raymer AD,pág 92, Leer textoSwet/Sref Wetted Area Ratio 3,75 ----- Raymer AD,fig.3.5,pág 25Cfe Coef. de la fricción de la piel 0,0055 ----- Raymer AD,Tabla 12.3,pág 341ρ Densidad (Altura Cali) 2,165E-03 slug/ft3 Programa ATMOS bajado internetA Aspect Ratio 6 ----- Según tabla de Requerimientosπ Número π 3,14 ----- Constante matemática

Formula Valor Unidades Referencias Gradiente de ascenso

G = Vv / V 0,243508075 ----- Raymer AD, ejemplo 1 pág 688T/W para la velocidad de Ascenso

T/W = ((550 * ηp) / V)(hp/W) 0,459062919 hp/lb Raymer AD,Ecuación 5.1,pág 89Coeficiente de Resistencia al Avance parásito (CDo)

CDo = Cfe*(Swet/Sref) 0,020625 ----- Raymer AD,Ecuación 12,23,pág 340Presion Dinámica (q)

q = 1/2 ρ *V2 4,107557855 lb/ft2 Raymer AD,Ecuación 12.3,pág 340Carga alar durante el ascenso

W/S = (((T/W) - G) ± (((T/W) – G ) 2

– (4Cdo / πAe) )1/2) / (2/qπAe) 12,94624789 lb/ft2 Raymer AD,Ecuación 5.30,pág 109

TABLA N°6SEGMENTO 4 " CRUCERO"

Variables Nombre de la Variable Valores Unidades Referencias Vasp Velocidad de crucero 120 f/s Tabla de Requerimientos ρ Densidad (Alt. de asp. 20ft + flor caña) 2,101E-03 slug/ft3 Programa ATMOS bajado internetA Aspect Ratio 7,50 ----- Según tabla de Requerimientosπ Número π 3,141592654 ----- Constante matemáticae Factor de eficiencia de Oswald 0,8 ----- Raymer AD,pág 92, Leer textoCDo Coeficiente de resistencia parásita 2,063E-02 ----- Calculado anteriormente

Fórmula Valor Unidades Referencias Presión dinámica para aspersión

q = 1/2 ρ *V2 15,1272 lb/ft2 Raymer AD,Ecuación 12.3,pág 320Carga alar durante la aspersión

W/S = q * ( πAeCDo)1/2 9,432049884 lb/ft2 Raymer AD,Ecuación 5.13,pág 104

ANEXO E

CONFIGURACIÓN DE CABINA

Este anexo contiene dos figuras. En la primera de ellas se muestra el

dimensionamiento de la cabina de la aeronave, mientras que en la segunda se

muestra la distribución del grupo de instrumentos en cabina necesarios para la

operación de la aeronave.

Figura 1. Dimensionamiento de la cabina.

Figura 2. Distribución de instrumentos en el panel de cabina.

ANEXO F

DETERMINACIÓN DE LA GEOMETRÍA INICIAL DEL AVIÓN.

Este anexo presenta las dimensiones de la geometría inicial de la aeronave que se

tuvieron en cuenta durante el modelamiento. Los estimativos encontrados en esta

sección fueron hallados una vez se obtuvo el valor de peso máximo al despegue y

después de encontrar la carga alar. Las medidas resultantes del ala, el empenaje,

la cabina y adicionales se usaron para el modelamiento en el software AAA y

variaron de acuerdo a las necesidades del mismo.

GEOMETRÍAFÓRMULA VALOR UNID. REFERENCIAS

POTENCIAPotencia Requerida P= (P/W)*W0 124,561 hp -Potencia disponible 150,000 hp Motor O-320 LycomingPower-to-weight ratio P/W 0,064 hp/lb Ver tabla de carga alar Carga de Potencia W/P 15,560 lb/hp Ver tabla de carga alar Peso al despegue W0 1938,132 lb Ver tabla de fracciones de Com

GEOMETRÍA DEL FUSELAJELongitud del Fuselaje LFuselage = aW0

c 24,9218 ft Raymer.AD,c6,p122,t6.3 Coeficientes de diseño a (general aviation-single engine) 4,37 ---- Raymer.AD,c6,p122,t6.3 Coeficientes de diseño c (general aviation-single engine) 0,23 ---- Raymer.AD,c6,p122,t6.3

GEOMETRÍA DEL CANARD SUSTENTADOREnvergadura 8,5139 ft Calculado Cuerda de la RAÍZ 2,8379 ft Calculado Cuerda de la punta 2,8379 ft Calculado Aspect ratio 3,0000 Calculado Área del canard 24,1620 ft2 Calculado Taper ratio 1,0000 Calculado

GEOMETRÍA DE LA CABINAConfiguración de la cabina Piloto y Bodega de Madurante ---- ---- -Diámetro de cabina D= nh + 2w 3,00 ft -

36,0 in -Número de Sillas n 1 ---- Diseño del aviónAncho de la silla h 2,16 ft Raymer.AD,p216,fig.9.1

26 in -Distancia entre la silla y la pared w 0,42 ft Raymer AD,pág 216,Fig. 9,1

5 in Raymer AD,pág 216,Fig. 9,1Altura de la cabina 4,08 ft Referencia STOL CH 701

49 in Referencia avión en RoskamLongitud de Cabina 8,33 ft

Distancia del espaldar hasta el panel trase 50 in Raymer AD,pág 217,Fig 9.2Distancia entre espaldar y espaldar 50 in Raymer AD,pág 220,t 9.1

GEOMETRÍA DEL ALAEnvergadura b 33 ft Ver tabla de RequerimientosCarga Alar W/S 13,3480 lb/ft2 Ver tabla de geometry sizeArea Alar S = bala

2 / AR 145,200 ft2 -

Aspect ratio ARala 7,5000 ---- Raymer.AD,c4,p59,t4.1

Taper ratio lala = Cpunta de la ala /CraÍz del ala 1,0000 ---- Roskam.AD,L2,c6,p143,t6.1Cuerda de la RAÍZ del Ala CRAÍZa del ala = (2Sala)/(bala*(1+lala)) 4,4000 ft Raymer AD,pág155,Fórmula7,6Cuerda de la punta del Ala Cpunta del ala = (lala * CRAÍZ del ala) 4,4000 ft Raymer AD,pág155,Fórmula7,7Cuerda media Aerodinámica Cala = (2/3) * CRAÍZ * (1+lala+lala2)/(1/la 4,4000 ft Raymer AD,pág155,Fórmula7,8Distancia y yala = (bala/6) * (1+2lala)/(1+lala) 36,3000 ft Raymer AD,pág155,Fórmula7,9

GEOMETRÍA DEL EST. HORIZONTALArea del Estavilizador Horizontal SHT= (CHT*Cwing*Swing)/LHT 32,6268 ft2 Raymer.AD,c7,p124,Eq6.29 Coef. de volumen de la cola (Horizontal) CHT 0,7000 ---- Raymer.A,c6,p125,t6.4 Brazo de la cola (Horizontal) LHT es el 55% del largo del fuselage 13,7070 ft Raymer.AD,c6,p124Envergadura bHT=(ARHT*SHT)

(1/2) 9,8935 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.5

Aspect ratio ARHT (3-5) 3,0000 ---- Raymer AD.Pág 85,Tab 4.3

Taper ratio lHT = Ctip_HT/Croot_HT 1,0000 ---- Roskam.AD,L2,c8,p207,t8.13

Cuerda de la raíz Croot_HT = (2SHT)/(bHT*(1+lHT)) 3,2978 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.6

Cuerda de la Punta Ctip_HT = (lwing * Croot_HT) 3,2978 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.7

Cuerda media Aerodinámica CHT = (2/3) * Croot_HT * (1+lHT+lHT2)/(1/lHT) 3,2978 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.8

Distancia y yHT = (bHT/6) * (1+2lHT)/(1+lHT) 2,4734 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.9 GEOMETRÍA DEL EST. VERTICAL

Área del Estabilizador Vertical SVT= (CVT*bwing*Swing)/LVT 13,9829 ft2 Raymer.AD,c7,p124,Eq6.28 Coeficiente de Volumen (Vertical) CVT 0,0400 ---- Raymer.AD,c6,p125,t6.4 Brazo (vertical) LvT es el 55% del largo del fuselage 13,7070 ft Raymer.AD,c6,p124Envergadura bVT=(ARVT*SVT)

(1/2) 4,4245 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.6

Aspect ratio ARVT (1,3-2,0) 1,4000 ---- Raymer AD.Pág 85,Tab 4.3

Taper ratio lVT = Ctip_VT/Croot_VT (0,26-0,71) 0,7100 ---- Roskam.AD,L2,c8,p207,t8.14

Cuerda de la raíz Croot_VT = (2SVT)/(bVT*(1+lVT)) 3,6963 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.6

Cuerda de la punta Ctip_VT = (lwing * Croot_VT) 2,6244 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.7

Cuerda media Aerodinámica CVT = (2/3) * Croot_VT * (1+lVT+lVT2)/(1/lVT) 3,1906 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.8

Distancia y yVT = (bVT/3) * (1+2lVT)/(1+lVT) 2,0872 ft Raymer.AD,c7,p155,Eq7.9

ADICIONALESDiámetro de las llantas del tren principal D = AWW

B 16,6419 in Raymer AD.Pág 277,Tab 11.1Coeficientes de diseño A 1,5100 - Raymer AD.Pág 277,Tab 11.2Coeficientes de diseño B 0,3490 - Raymer AD.Pág 277,Tab 11.3Ancho de la llanta 6,1100 in Raymer AD.Pág 277,Tab 11.4Coeficientes de diseño A 0,7150 - Raymer AD.Pág 277,Tab 11.5Coeficientes de diseño B 0,3120 - Raymer AD.Pág 277,Tab 11.6Diámetro de la hélice Dh = 1.83(Hp)1/4 6,4043 ft Raymer AD,pág 260,Eq 10.23

ANEXO G

OPCIONES DE PLANTA MOTRIZ PARA AVIÓN FUMIGADOR USB-001-X

El anexo muestra en una tabla, las diversas opciones de planta motriz

encontradas inicialmente y analizadas según sus características de performance y

desempeño en el capítulo 4.

Tabla 1A. Opciones de planta motriz para el USB-001.X

MOTOR CILINDROS RPM PESO RELACIÓN PESO/POTENCIA TORQUE CONSUMO TBO CERTIFICADOMÁXIMA CRUCERO (lb) (lb/hp) (lb/ft) COMBUSTIBLE (h) NUEVO REMANU.

Rotax 503 2 50 37,5 6800 67 1,3400 37,6 5,5 (gal/h) N/D NO USD 2712 N/DRotax 582 2 64 48 6800 54,8 0,8563 55,3 7,2 (gal/h) 400 SI USD 4087 N/DRotax 618 2 74 55,5 6800 68 0,9189 59 8,1 (gal/h) N/D SI N/D N/D

Rotax 912A 4 80 60 6800 132,6 1,6575 60 14 (lt/h)@75% 1200 SI N/D N/DRotax 912S 4 100 95 6000 133 1,3300 89,2 0,45 (lb/hp/h) 1200 SI USD 9413 N/D

Rotax 914-UL 4 115 100 5800 164 1,4261 102,6 0,41 (lb/hp/h) 1200 NO USD 14334 N/D

O-235-C 4 115 100 2800 213 1,8522 215,7071 60 (lb/h) a 75%1 2000 SI USD 25000 USD 15000O-235-L,M 4 118 105 2800 218 1,8475 221,3343 48 (lb/h) 65%1 2000 SI USD 25000 USD 15000O-235-N,P 4 116 103 2800 218 1,8793 217,5829 8 (gal/h) 2000 SI USD 25000 USD 15000

O-320 4 150 112,5 2800 250 1,6667 281,3571 8 (gal/h) 2000 SI USD 28000 N/DO-360 4 188 141 2700 265 1,4096 365 14,7 (gal/h) 2000 SI USD 30000 N/D

O-200 4 100 75 2750 170 1,7000 190,9818 N/D 1800 SI USD 20000 USD 14000IO-240A 4 125 94 2800 240 1,9200 234,4643 65-70 (lb/h) 2000 SI USD 23248 USD 14000IO-240B 4 125 95 2800 250 2,0000 234,4643 65-70 (lb/h) 2000 SI USD 23248 USD 14000

L2400 DT/ET 4 130 97,5 3000 180 2 1,3846 315,12 N/D 1000 SI N/D N/DL2400 Dfi/EFi 4 100 75 3000 160 2 1,6000 280,1067 N/D 1000 SI N/D N/D

LYCOM ING

CONTINENTAL

LIM BACH

OPCIONES DE PLANTA MOTRIZ PARA EL FUMIGADOR USB-001-XPOTENCIA (hp) PRECIO

ROTAX ENGINES

Tabla 1B. Opciones de planta motriz para el USB-001.X

MOTOR CILINDROS RPM PESO RELACIÓN PESO/POTENCIA TORQUE CONSUMO TBO CERTIFICADOMÁXIMA CRUCERO (lb) (lb/hp) (lb/ft) COMBUSTIBLE (h) NUEVO REMANU.

TAE-110 4 110 90 3675 268 2,4364 154,9 17.5 lt/h a 90 hp3 2400 SI EUROS 18000 N/DTAE-125 4 135 97 2300 268 1,9852 302 17.5 lt/h a 97 hp 3 2400 SI EUROS 19500 N/D

M132A 4 120 100 2700 231 1,9250 233,4222 7,1 (gal/h) 4 2000 N/D USD 13000 N/DM132B 4 132 100 3000 231 1,7500 231,0880 7,1 (gal/h) 4 2000 N/D USD 12935 N/DM332A 4 140 120 2700 249 1,7786 272,3259 7,6 (gal/h) 4 2000 N/D N/D N/DM332B 4 160 120 3000 250 1,5625 280,1067 7,6 (gal/h) 4 2000 N/D USD 18000 N/DM137A 6 180 140 2750 325 1,8056 343,7673 11,4 (gal/h) 4 2000 N/D USD 22000 N/DM137B 6 195 140 3000 327 1,6769 341,3800 11,6 (gal/h) 4 2000 N/D N/D N/D

TODOS LOS PRECIOS ESTÁN A NOVIEMBRE DE 20022 SIN ACCESORIOS 4 OCTANAJE 78-100LL

OPCIONES DE PLANTA MOTRIZ PARA EL FUMIGADOR USB-001-XPOTENCIA (hp) PRECIO

ND No disponible

THIELERT

MORAVIA

1 OCTANAJE COMBUSTIBLE 100/130 3 DIESEL O JET-A

ANEXO H

ELECCIÓN DEL MOTOR SEGÚN EL MÉTODO ANALÍTICO “TOPSIS”

En este anexo, se aplica el método analítico TOPSIS, para determinar, según una serie de criterios

definidos, la mejor opción de planta motriz.

A continuación se desarrollará paso a paso el método multicriterio TOPSIS, para la elección del

motor.

Tabla 1. Motores y sus características

MOTOR POTENCIA (hp)

PESO (lb)

PRECIO (USD)

CONSUMO DE COMBUSTIBLE (gal/h)

CRITERIOS SUBJETVOS

O-360 188 265 30000 14,7 9 O-320 150 250 28000 8 9 M137A 180 325 22000 11,4 3 M332B 160 250 18000 7,6 3

Se le ha dado una cuantificación a los criterios subjetivos:

Facilidad mantenimiento = 9

Dificultad mantenimiento = 3

Se dimensiona la matriz, para ello se convierten todos los valores utilizando la siguiente ecuación:

∑=

n

i i

i

A

A

12

Tabla 2. Dimensionamiento de las características.

MOTOR POTENCIA (hp)

PESO (lb)

PRECIO (USD)


CRITERIOS SUBJETVOS

O-360 0,535 0,483 0,601 0,664 0,670 O-320 0,446 0,455 0,560 0,417 0,670 M137A 0,535 0,592 0,440 0,515 0,223 M332B 0,476 0,455 0,360 0,343 0,223

Se determinan los atributos, con los cuales se busca maximizar la potencia y la facilidad de

mantenimiento, y minimizar el precio, el peso y el consumo de combustible.

Dada su importancia y relevancia se asignan porcentajes a cada uno de las características

iniciales.

Tabla 3. Asignación de porcentajes.

Potencia 0,05 Peso 0,15 Costo 0,4 Consumo de combustible 0,15 Criterios Subjetivos 0,25

Se multiplica la matriz por los porcentajes dados anteriormente.

Tabla 4. Multiplicación de porcentajes con sus respectivas características.

MOTOR POTENCIA (hp)

PESO (lb)

PRECIO (USD)


CRITERIOS SUBJETVOS

O-360 0,027 0,072 0,240 0,099 0,167 O-320 0,022 0,068 0,224 0,062 0,167 M137A 0,026 0,088 0,176 0,077 0,055 M332B 0,023 0,068 0,144 0,051 0,055

Se obtienen las soluciones ideales positivas (SIP) y las soluciones ideales negativas (SIN):

Tabla 5. Soluciones ideales positivas y negativas.

SIP (0,027; 0,068; 0,144; 0,051; 0,167) SIN (0,022; 0,088; 0,240; 0,099; 0,055)

Después de obtener las soluciones, se calcula la separación de la solución ideal positiva (SSIP) y

la separación de la solución ideal negativa (SSIN).

( )21∑ =

−=n

j jj positivaidealAASSIP

( )∑ =−=

n

j jj negativaidealAASSIN1

2

Tabla 6. Separación de cada una de las alternativas.

O-360 O-320 M137A M332B SSIP 0,108 0,081 0,121 0,112 SSIN 0,113 0,121 0,068 0,109

Se calcula la cercanía relativa a la solución ideal para cada alternativa, para ello utilizamos la

siguiente fórmula:

SSINSSIPSSIPCi+

=

Tabla 7. Cálculo de la cercanía.

O-360 0,5125 O-320 0,5980 M137A 0,3601 M332B 0,4946

Siguiendo este método se llega al siguiente escalafón:

Tabla 8. Escalafón de los motores.

150hp-160 hp 180 hp 1 O-320 O-360 2 M332B M137A

Teniendo como resultado final el anterior escalafón y gracias al cálculo final de la carga de empuje

se encontró que el motor ideal para el avión USB-001-X, es el Lycoming O-320 el cual se adapta a

los requerimientos dados por el diseño conceptual.

ANEXO I

PRESELECCIÓN TEÓRICA

Tabla1: Velocidad de pérdida para los perfiles seleccionados

NOMBRE VARIABLE NACA 23012 NACA 2415 NACA 63018 747A315 747A415Peso W [lb] 2350 2350 2350 2350 2350

Superficie S [ft2] 154,344 154,344 154,344 154,344 154,344Carga alar (W/S) [lb/ft2] 15,226 15,226 15,226 15,226 15,226

Coeficiente máximo de sustentación

CLMAX 1,61 1,4 1,25 1,23 1,32

Densidad del aire ρ [slugs/ft3] 0,0021429 0,0021429 0,0021429 0,0021429 0,0021429Velocidad de pérdida VS [ft/sg] 93,949 100,749 106,622 30,550 103,757

Velocidad de perdida VS [ft/sg] 90,371 94,538 98,996 101,476 100,037

Velocidad de pérdida VS [ft/sg] 88,852 93,370 97,332 98,996 97,332

Velocidad de pérdida VS [ft/sg] 107,925 108,821 113,660 113,660 109,739

Número de Reynolds: 6,00 * 106


Número de Reynolds: 6,00 * 106 (standard roughness)


CÁLCULO DE VELOCIDAD DE STALL PARA EL PERFIL DEL PLANO

La velocidad de pérdida se obtuvo a partir de la teoría “the flow over an

airfoil” expuesta en el libro “fundamentals of aerodynamics”, de acuerdo a la

ecuación de velocidad de pérdida dada para el máximo coeficiente de

sustentación.

SCLL

Vsmax

2∞

= ρ

En donde: Vs : es la velocidad de pérdida

L : fuerza de sustentación

CLmax : coeficiente máximo de sustentación

ρ∞ : densidad a la altura en la que se evalúa la velocidad

S : superficie alar

El máximo rendimiento aerodinámico permite obtener una velocidad máxima

en vuelo normal a la altitud de utilización en una aeronave para la cual el

peso, la potencia, la superficie sustentadora y la resistencia pasiva son

determinadas, el valor de rendimiento aerodinámico también nos indica el

ángulo de planeo máximo y el radio de acción. El rendimiento aerodinámico

se obtiene de la formula:

Dmáx

LCC max

max =β En donde: βmax : es el máximo rendimiento aerodinámico.

CLmax : es el máximo coeficiente aerodinámico.

CDmáx : coeficiente máximo de arrastre.

Tabla 2: Características aerodinámicas de los perfiles

CRITERIO SIMBOLO NACA23012 NACA 63018 NACA 2415 747A315 747A415 NACA23012 NACA 63018 NACA 2415 747A315 747A415Coeficiente máximo de sustentación

Clmáx 1,61 1,25 1,40 1,23 1,31 1,74 1,45 1,59 1,38 1,42

CD0 Min 0,005 0,006 0,007 0,004 0,005 0,005 0,005 0,006 0,004 0,005

CD0 Max 0,022 0,024 0,016 0,018 0,023 0,019 0,018 0,016 0,017 0,019Relación

CL máx/CD0 mín Clmáx/CD0 mín 322,0 215,5 215,4 323,7 256,9 348,0 273,6 252,4 328,6 315,6

Coeficiente de momento

Cm0 -0,185 -0,105 -0,185 0,033 0,050 -0,017 0,015 -0,130 0,068 0,096

Rendimiento aerodinámico

máximo βmax 74,88 51,87 88,61 67,58 57,21 94,05 81,01 97,55 81,18 75,53

Coeficiente de arrastre

Nùmero de Reynolds: 3,00 * 106 6,00 * 106

Número de Reynolds: 9,00 * 106 6,00 * 106 (standard roughness)

CRITERIO SÍMBOLO NACA23012

NACA 63018

NACA 2415 747A315 747A415 NACA2301

2 NACA 63018

NACA 2415 747A315 747A415

Coeficiente máximo de

sustentación CLmáx 1,80 1,50 1,63 1,45 1,50 1,23 2,37 1,20 1,10 1,18

CD0 Min 0,006 0,005 0,006 0,004 0,004 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010Coeficiente de arrastre CD0 Max 0,016 0,017 0,015 0,016 0,020 0,032 0,028 0,024 0,028 0,024Relación

CL máx/CD0 mín CLmáx/CD0

mín 322,0 215,5 215,4 323,7 256,9 348,0 273,6 252,4 328,6 315,6

Coeficiente de momento Cm0 -0,175 -0,080 -0,130 0,030 0,075 -0,011 -0,695 -0,175 0,025 0,053

Rendimiento aerodinámico máximo

βmax 113,92 90,91 108,67 91,19 76,92 39,05 84,64 50,00 40,00 48,76

Tabla 3: especificaciones técnicas de USBX – 001

DATOS DEL AVIÓN MPH Knots Ft/s Vs 35 30,41 51,33 V cruise 81,82 71,09 120 V aspersión 60 52,14 88 TECHO Ft 8000 LDN. Distance Ft 750 To. Distance Ft 700 b < = Ft 33 Endurance Hours 3 RANGE Mi 250 Wing area Ft 145,2 Chord Ft 4,4 Wpay Lb 623 W0 Lb 1938,13

Tabla 4A:

PERFIL βmax = CLmax/CDmáx

633 618 98,582 632 215 94,667 634 021 83,571 633 018 79,747

747A 315 78,846 633 218 75,429 632 615 74,000

632 015 73,404 23021 71,910 23018 66,981

634 421 64,286

664 021 63,158 4421 62,857

634 221 62,766 4415 60,870

747A 415 58,772 23015 55,556

662 015 51,600 4418 7,150

Tabla 4B: Velocidad de

pérdida PERFIL [Mi]

23015 58.92 632 615 59.35

4418 60.38 632 215 72.10 23018 72.10 4415 60.60

633 618 61.24 632 015 61.47 634 421 62.15

747A 415 62.38 633 218 62.85

4421 62.85 662 015 63.58 23021 63.82

633 018 64.32 747A 315 65.11 664 021 65.91 634 221 66.48 634 021 66.75

Tabla 5: Rendimiento aerodinámico

PERFIL β = CLmax/CDmáx 633-018 78,13 634-021 77,42

643-018 72,73 653-018 66,15

664-021 63,16 654-021 63,16 644-021 60,00

663-018 44,83

Tabla 6: Rendimiento aerodinámico

PERFIL β = CLmax/CDmáx 63-009 100,000 65-009 78,417

64-009 67,901

66-009 52,632 Tabla 8: Parámetros de para las etapas de vuelo evaluadas

ETAPA DE VUELO Altitud ft

Viscosidad cinemática

ft2/s Reynolds Densidad Relación

Densidad Presión

Dinámica

Pérdida 0 1,58E-04 1,96E+06 2,38E-03 1,00E+00 5,90E+00 Operación 3170 1,72E-04 2,26E+06 2,17E-03 9,15E-01 8,43E+00

Crucero 8000 1,92E-04 2,69E+06 1,87E-03 7,86E-01 1,29E+01

Tabla 7: Cálculo teórico de las fuerzas de sustentación y arrastre sobre los planos sin interferencia de superficies hipersustentadoras.

Sustentación [lb] Resistencia [lb] Velocidad de pérdida

PERFIL pérdida operación crucero pérdida operación crucero [knots] [ft/s] 23015 1284,45 1447,42 2243,38 23,12 14,47 22,43 51,24 86,48 4415 1198,82 964,95 1495,59 19,69 9,77 15,14 53,03 89,51

632 015 1181,69 1447,42 2243,38 16,10 19,30 29,91 53,42 90,16 632 215 1215,94 1206,18 1869,48 12,84 13,87 21,50 52,66 88,88 632 615 1267,32 1266,49 1962,96 17,13 138,71 214,99 51,58 87,06 662 015 1104,62 964,95 1495,59 21,41 15,08 23,37 55,25 93,25

747A 315 1053,25 1061,44 1645,14 13,36 12,79 19,82 56,58 95,50 747A 415 1147,44 106,14 164,51 19,52 6,27 9,72 54,21 91,49

23018 1215,94 1145,87 1776,01 18,15 12,66 19,63 52,66 88,88 4418 1224,51 1206,18 1869,48 171,26 11,10 17,20 52,47 88,57

633 018 1078,94 1109,69 1719,92 13,53 14,23 22,06 55,90 94,35 633 218 1130,31 964,95 1495,59 14,99 8,93 13,83 54,62 92,19

633 618 1190,25 1266,49 1962,96 12,07 9,41 14,58 53,22 89,83 4421 1130,31 1097,63 1701,23 17,98 -102,53 -158,91 54,62 92,19 23021 1096,06 1302,68 2019,04 15,24 21,47 33,28 55,46 93,61

634 021 1001,87 844,33 1308,64 11,99 9,65 14,96 58,01 97,92 634 221 1010,43 1085,56 1682,53 16,10 9,65 14,96 57,77 97,50 634 421 1156,00 1568,04 2430,33 17,98 10,86 16,83 54,01 91,16

664 021 1027,56 1387,11 2149,90 16,27 10,86 16,83 57,28 96,68

ANEXO J

ANÁLISIS DEL PERFIL NACA 4415 UTILIZANDO DINÁMICA COMPUTACIONAL

DE FLUIDOS.

Tabla 1: coordenadas de los perfiles NACA 4415 de alas, slat y flap

3388000 0.132000 1033340 0.040260y(ft) z(ft) y(m) z(m) 3432000 0.154000 1046760 0.046970

0.000000 0.000000 0.000000 0.000000 3476000 0.180400 1060180 0.0550220.055000 0.135000 0.016775 0.041175 3520000 0.202400 1073600 0.0617320.110000 0.183000 0.033550 0.055815 3740000 0.110000 1140700 0.0335500.220000 0.252000 0.067100 0.076860 3960000 0.052800 1207800 0.0161040.330000 0.304000 0.100650 0.092720 4180000 -0.088000 1274900 -0.0268400.440000 0.344000 0.134200 0.104920 4400000 -0.189200 1342000 -0.0577060.660000 0.407000 0.201300 0.124135 4440000 -0.220000 1354200 -0.0671000.800000 0.451000 0.244000 0.1375551100000 0.480000 0.335500 0.146400 3388000 0.000000 1033340 0.0000001320000 0.495000 0.402600 0.150975 3432000 -0.013200 1046760 -0.0040261760000 0.495000 0.536800 0.150975 3476000 -0.022000 1060180 -0.0067102200000 0.463000 0.671000 0.141215 3520000 -0.035200 1073600 -0.0107362640000 0.409000 0.805200 0.124745 3740000 -0.074800 1140700 -0.0228143080000 0.335000 0.939400 0.102175 3960000 -0.114400 1207800 -0.0348923520000 0.244000 1073600 0.074420 4180000 -0.158400 1274900 -0.048312

4400000 -0.206800 1342000 -0.063074

0.000000 0.000000 0.000000 0.0000000.055000 -0.078700 0.016775 -0.0240040.110000 -0.109120 0.033550 -0.0332820.220000 -0.143880 0.067100 -0.043883 -0.264000 -0.088000 -0.080520 -0.0268400.330000 -0.163240 0.100650 -0.049788 -0.308000 -0.057200 -0.093940 -0.0174460.440000 -0.175120 0.134200 -0.053412 -0.330000 0.000000 -0.100650 0.0000000.660000 -0.183920 0.201300 -0.056096 -0.220000 0.123200 -0.067100 0.0375760.800000 -0.182600 0.244000 -0.055693 -0.132000 0.176000 -0.040260 0.0536801100000 -0.175120 0.335500 -0.053412 0.000000 0.228800 0.000000 0.0697841320000 -0.165000 0.402600 -0.050325 0.123200 0.250800 0.037576 0.0764941760000 -0.143000 0.536800 -0.0436152200000 -0.119600 0.671000 -0.0364782640000 -0.094100 0.805200 -0.028701 -0.220000 -0.074800 -0.067100 -0.0228143080000 -0.068200 0.939400 -0.020801 -0.176000 0.000000 -0.053680 0.0000003300000 -0.011400 1006500 -0.003477 -0.088000 0.088000 -0.026840 0.0268403300000 -0.013200 1006500 -0.004026 0.000000 0.167200 0.000000 0.0509963380000 0.224400 1030900 0.068442 0.088000 0.220000 0.026840 0.067100

Flap 19°Upper surface

Lower surface

Lower surface

Upper surfaceSlat

1 ft= 0,.305m

Upper surface

Lower surface

Perfil 4415

Tabla 2: Reporte NACA 613

Tabla 3: condiciones de simulación para el funcionamiento del ala en la condición

crucero a 3280 ft (1000 mts.)

Densidad 2,13E-02 slug/ft3

Velocidad 7,38E+00 ft/s

Viscosidad 1,35E-05 lb*ft/s2

Cuerda 4,77E+00 ft

Reynolds 195741 Mach 0,082

Tabla 4: Curva de carga, para configuración 1 de la simulación en ALGOR

Variación de la velocidad con el tiempo

0

2

4

6

8

0 5 10 15 20 25 30 35

Tiempo (s)

Vel

ocid

ad (f

t/s)

Figura 1: Dimensionamiento del conjunto slat – perfil – flap (ft)

Figura 2: Dimensionamiento del conjunto slat – perfi - flap

Figura 3: Perfil 4415 enmallado en “Algor Superdraw”.

Figura 4: Perfil 4415 enmallado en “Algor Superdraw”, zoom de zonas de

refinamiento de la malla.

Figura 5: Perfil 4415 enmallado en “Algor Superdraw”, restricciones sobre el

dominio

Figura 6: Análisis de velocidades perfil NACA 4415, respuestas vista en “zoom”

para visualizar estela.

Figura 7: Análisis de velocidades perfil NACA 4415, respuestas vista en “zoom”,

detalle exacto sobre el perfil

Figura 8: Vectores de velocidades sobre el perfil NACA 4415.

Figura 9: Presiones sobre el sistema.

Figura 10: Curva de presiones sobre el sistema.

Presiones sobre sistema Slat-Ala-Flap-3,00

-2,00

-1,00

0,00

1,00

2,00

3,00

4,00

-0,20 0,00 0,20 0,40 0,60 0,80 1,00 1,20 1,40

Coordenada Y (ft)

Pre

sión

(Psi

)

Extradós Slat Intradós Slat Extrados 4415Fowler

Intrados 4415Fowler Extrados Flap Intrados Flap

Figura 11: Curva de presiones sobre el sistema.

Figura 12: Reacciones del sistema, coeficiente de arrastre y sustentación.

Tabla 4: Reacciones del sistema, coeficiente de arrastre.

Puntos Fuerza en lb Porcentaje 66 Arrastre slat total 0,02715 67.31 168 Arrastre perfil total 0,00775 19.20 88 Arratre flap 0,00544 13.49 322 Arrastre total 0,04033 100.00

Densidad 0,0213 slug/ft3 Velocidad 7,38 ft/s Cuerda 4,77 ft CD 0.044382038

Tabla 5: Reacciones del sistema, coeficiente de sustentación.

Puntos Fuerza en lb Porcentaje 66 Sustentación slat total -0,0142 -35.20

168 Sustentación perfil total 0,0533 132.21 88 Sustentación flap 0,0199 49.32

322 Sustentación total (N) 0,059 146.34

Densidad 0,0213 Slug/ft3 Velocidad 7,38 ft/s Cuerda 4,77 ft

Cl 0.064946957

Figura 13: Dimensionamiento del conjunto slat – perfil – flap (ft)

Figura 14: Dimensionamiento del conjunto slat – perfil - flap

3Cuerdas

3Cuerdas

4Cuerdas

2Cuerdas

Tabla 6: Condiciones de simulación para el funcionamiento del ala en etapa de

operación a 3280 ft.

Densidad 2,13E-02 Slug/ft3

Velocidad 7,38E+00 ft/sViscosidad 1,35E-05 lb*ft/s2

Cuerda 4,77E+00 ftReynoldsMach

1957410,082

Figura 15: Curva de carga, para configuración 2 de la simulación en ALGOR

Variación de la carga en la velocidad con el tiempo

0

2

4

6

8

10

12

0 5 10 15 20 25

Tiempo (seg)

Vel

ocid

ad (f

t/s)

Figura 16: Perfil NACA 4415, configuración 2 de la simulación enmallado en “Algor

Superdraw”


Superdraw”, zoom de zonas de refinamiento de la malla.


Superdraw”, restricciones sobre el dominio

Figura 19: Análisis de velocidades perfil NACA 4415, configuración 2.

Figura 20: Análisis de velocidades perfil NACA 4415, configuración 2. Zoom sobre

el sistema slat – perfilr – flap

Figura 21: Distribución de presiones, configuración 2.

Figura 22: Zoom sobre el sistema slat – perfil – flap, configuración 2.

Figura 23: Zoom sobre zonas de mayor interés, puntos de mayor presión.

Configuración 2.

Figura 24: Zoom sobre zonas de mayor interés, flap, configuración 2.

Figura 25: Distribución de presiones sobre el sistema, configuración 2.

Presiones sobre sistema Slat-Ala-Flap

-2,00

-1,50

-1,00

-0,50

0,00

0,50

1,00

1,50

-0,20 0,00 0,20 0,40 0,60 0,80 1,00 1,20 1,40 1,60

Cuerda

Pre

sion

(Psi

)

Extradós slat Intradós slat Extradós Fowler Intradós FowlerExtradós Flap Intradós Flap

Coordenada Y (ft)

Figura 26: Curva de presiones sobre el sistema, configuración 2.

Figura 27: Cálculo de las reacciones del sistema: coeficiente de arrastre y

sustentación, configuración 2.

Tabla 7: Cálculo de las reacciones del sistema: coeficiente de arrastre y

sustentación, configuración 2.

DATOS FINALES DE SUSTENTACIÓN Y ARRASTREComponente Sustentación lb Arrastre lb

Slat 0,02212 0,00877 Perfil 0,1623 0,0277 Flap 0,04579 0,03081 TOTAL 0,2302 0,06797

ANEXO K

ESTIMACIÓN DE LA BANCADA

Una vez determinada la ubicación del motor fue necesario analizar diferentes

opciones del diseño de la estructura de bancada.

El motor cuenta con cuatro puntos de apoyo y se busca que la distribución de

esfuerzo sea lo más uniforme posible.

1. Disposición de la estructura

Se consideraron tres diseños de bancada:

Bancada 1:

La parte posterior de la estructura del fuselaje se ve comprometida por tener que

soportar los cuatro elementos de la estructura de la bancada. Los elementos

superiores de la bancada quedarían posicionados cerca al vértice de la estructura

del fuselaje. Esto presenta un inconveniente debido a la concentración de

esfuerzos. Al emplear elementos más cortos se utiliza menos material y en

consecuencia el peso es más bajo.

Figura 1. Bancada 1

Bancada 2:

Buscando alivianar esfuerzos en la parte posterior de la estructura del fuselaje se

dispuso la bancada de tal forma que tuviera dos apoyos en la parte superior de la

estructura del fuselaje y los otros dos en la parte posterior. Los elementos

inferiores que divergen hacia el motor presentarán una concentración de esfuerzos

elevada.

Figura 2. Bancada 2

Bancada 3:

Los dos elementos superiores de la bancada se apoyarán en la parte posterior y

los otros dos en la parte posterior. Todos los elementos serán convergentes hacia

el motor. Con esta opción se obtiene una distribución de esfuerzos.

Figura 3. Bancada 3

2. Elección de alternativa de diseño.

A partir de los modelos de bancada estudiados y la disposición de elementos

respecto a la estructura se eligió la bancada número tres porque los esfuerzos se

van a distribuir tanto en la parte posterior como en la parte superior de la

estructura del fuselaje y la disposición de los elementos de la bancada no se

encuentran cerca de ningún vértice. Así como las dimensiones del avión se

definieron algunas dimensiones previas de la estructura utilizando el programa

AutoCAD.

En azul se dibuja la estructura del avión, en verde la hélice, en negro el motor y la

estructura de bancada en rojo en vistas lateral y superior. Todas las medidas se

encuentran en pulgadas. Igualmente se visualiza el centro de gravedad.

Figura 4. Medidas estimativas de la bancada

4. Modelamiento de la bancada.

x y z

A 0 0 0

B 21,87 8,3625 -10,6625

C 10,685 -13,2 0

D 21,87 -7,5425 -10,6625

E 21,87 4,2375 -10,6625

F 21,87 -3,5425 -10,6625

AB Barra superior portante 1 CD Barra inferior portante 1 CF Barra inferior portante 2 AE Barra superior portante 2 BE Platina de agarre cauchos DF Platina de agarre cauchos

Barras

FE Refuerzo vertical

Las barras D-D* y B-B* (refuerzos horizontales) se colocan al tener la simetría

F*D*

E* B*

C*

A*

Plano de simetría (color amarillo) paralelo al plano XY

FD

C

E

B

A

Las dimensiones finales de las barras son las siguientes:

Barra Cantidad Extensión por barra Extensión total AB 2 25,7278 51,4556 AE 2 24,6970 49,3940 EB 2 4,1250 8,2500 CF 2 18,2342 36,4684 CD 2 16,4560 32,9120 DF 2 4,0000 8,0000 DD* 2 14,6750 29,3500 EF 2 7,7800 15,5600 Total barras 16 Extensión total 231,3900

Con los 12 puntos (12 nodos) se generan 16 barras (16 elementos) con una

extensión total de 231.39 pulgadas.

De acuerdo a estos dibujos se definen los puntos necesarios para dibujar y probar

la estructura en Algor. Las barras se construyeron uniendo con elementos beam,

los cuales son elementos rectos que presentan deformación lineal y son

adecuados para hacer una primera estimación de la estructura. Un elemento beam

en la tecnología de elementos finitos es un miembro estructural delgado que

ofrece resistencia a fuerzas y momento flectores bajo las cargas aplicadas. Los

elementos beam se encuentran en marcos estructurales, las torres de transmisión

y en los puentes. Estos elementos tienen además la ventaja de resistir momentos

flectores y torsores en los puntos de conexión. Dentro de Algor son representados

por líneas.

El dibujo dentro de la interfaz Fempro de Algor a partir de los puntos definidos, se

puede visualizar como en la figura.

Figura 5. Modelamiento en fase Fempro de ALGOR

Las condiciones de modelamiento inicial a tener en cuenta son:

a) Diámetro interno y externo de las barras: diámetro interno 1/2”. Diámetro

externo 1”.

b) Material: Acero 4130 Cromo-molibdeno que tiene las siguientes

características según la librería de materiales de Algor:

a. Densidad: 7,32e-4 lb*n/in³

b. Modulo de elasticidad: 30E6 lb/in²

c. Relación de Poisson: 0.3

c) Peso del motor: 270 libras

d) Empuje: 1198.05 libras

e) Torque 291.77 lb*pie = 3501.24 lb*pulg

Posteriormente se asignaron las condiciones de carga sobre los nodos de

importancia de la siguiente forma:

Figura 6. Asignación de cargas

C

C*

A

A*

E

F

D

D*

F*

E*

B*

B

1. El peso del motor más el del aceite de distribuyó en ocho puntos

con un valor de fuerza igual. (El momento generado por la distancia

del motor respecto al centro de gravedad se despreció por ser la

distancia para momento en el eje x muy pequeña y simétrica en los

ejes Y y Z)

Motor = 270 libras

Aceite = 11 libras

Fy = -281 lb / 8 = -35.1 lb (Marcado en morado)

2. El empuje se distribuyó homogéneamente en los ocho puntos con

un valor de149.75 lb.

Fx = -149.75 lb (Marcado en morado)

3. El torque se descompuso en ocho fuerzas asignadas a cada nodo

(marcadas en azul en la figura 6), ya que el torque de

contrarrotación del motor se produce en el eje. Los valores y su

dirección se muestran en la figura 7 y tabla 1 (los ejes marcan las

direcciones positivas a partir del centro del marco sobre el que se

aplican las cargas).

Figura 7. Torque aplicado a la bancada

Z

Y

E

F

DD*

F*

E*

B* B

Tabla 1. Puntos de aplicación de fuerzas

FUERZA Punto Componente Z(lb)

Componente Y (lb)

F1 B (+) 33.3468 (+) 27.2724

F1 B* (+) 33.3468 (-) 27.2724

F2 E* (+) 29.64 (-) 49.52

F2 F* (-) 29.64 (-) 49.52

F1 D* (-) 33.3468 (-) 27.2724

F1 D (-) 33.3468 (+) 27.2724

FUERZA F2 F (-) 29.64 (+) 49.52

F2 E (+) 29.64 (+) 49.52

4. Los puntos A, C, A*, C* tienen como restricción fixed (no pueden existir sobre

• RESULTADOS

Figura 8. Análisis de Esfuerzos

e observa, en la figura 8 que el esfuerzo máximo es de 495.56 PSI (Barra CF),

ellos desplazamientos o rotaciones, marcado con un triángulo rojo).

S

muy por debajo de la condición del esfuerzo de fluencia del material (56000 PSI),

teniendo un factor de seguridad de 113. Las barras azules y verdes se encuentran

a compresión y las barras en amarillo y naranja están a tensión.

Deformación:

e observa el valor en magnitud del desplazamiento, la estructura no

Figura 10. Desplazamiento de la estructura

En la figura 9 s

desplazada en líneas verdes y desplazada con un factor de 10 de la escala del

modelo para visualizar la tendencia. La estructura en general no presenta mayor

deformación (máximo 0.016in = 0.4mm), aunque tiene la tendencia a desplazarse

hacia la derecha y hacia arriba por efecto del torque producido. La gama de

colores indica que la esquina superior derecha (Punto B) presenta mayor

desplazamiento.

Reacciones

n la figura 11 se observan las fuerzas de reacción en los apoyos. Los valores de

Tabla 2. Valores de reacción en los apoyos

Puntos Reacció (lb)

E

la magnitud de la reacción se deben tener en cuenta para el diseño de los apoyos.

n en X (lb) Reacción en Y (lb) Reacción en Z (lb) Magnitud A* -379,93 -108,5800 198,7800 442,323309 C* -224,88 -128,0200 171,0700 310,201676 A -430,94 -62,5600 -189,8500 475,043219 C -162,25 39,1700 -180,0000 245,477802

Figura 11. Fuerzas de reacción en los apoyos.

Figura 12. Momentos de reacción

Tabla 3. Valores de momentos

Puntos Momento en X (lb-in) Momento en Y (lb-in) Momento en Z (lb-in) Magnitud (lb-in)A* 149,85 -105,6700 -40,9600 187,89 C* -35,31 284,3700 89,1700 300,11 A -20,42 -204,8600 298,9600 363,02 C -352,46 129,9900 481,7250 610,89

Optimización

Se considera que la estructura está sobre diseñada en sus dimensiones de

espesor de pared y diámetro de las barras, por lo que se considera que es factible

disminuir estas dimensiones obteniendo aun una estructura portante más liviana.

Teniendo las condiciones de carga definidas se desarrollan una serie de análisis

que permiten evaluar la ganancia o relación entre el esfuerzo o deformación

respecto al diámetro o sección transversal de las barras de la estructura. Como

parámetro de comparación se tomará este análisis inicial, teniendo en cuenta que

los diámetros exteriores no se desean cambiar, y se analizará los esfuerzos

máximos y deformaciones contra el diámetro interior de la tubería y el volumen de

la misma (que es proporcional al peso).

Se realizaron 6 análisis adicionales, aumentando diámetros interiores que

arrojaron los siguientes datos:

Tabla 4. Optimización de pared de tubos de bancada.

0 1 2 3 4 5 6 Diámetro exterior (in) 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 1.000 Diámetro interior (in) 0.500 0.550 0.600 0.650 0.700 0.750 0.800 Radio exterior (in) 0.500 0.500 0.500 0.500 0.500 0.500 0.500 Radio interior (in) 0.250 0.275 0.300 0.325 0.350 0.375 0.400 Pared (in) 0.250 0.225 0.200 0.175 0.150 0.125 0.100 Área (in²) 0.589 0.548 0.503 0.454 0.401 0.344 0.283 Longitud total tubos (in) 231.390 231.390 231.390 231.390 231.390 231.390 231.390 Volumenes (in³) 136.300 126.759 116.309 104.951 92.684 79.508 65.424 Densidad (lb/in³) 0.283 0.283 0.283 0.283 0.283 0.283 0.283 Peso (lb) 38.573 35.873 32.916 29.701 26.230 22.501 18.515 % del peso 100.000 93.000 85.333 77.000 68.000 58.333 48.000 Disminución Máximas de peso (%) 0.000 7.000 14.667 23.000 32.000 41.667 52.000 Esfuerzo max tension (PSI) 495.567 528.095 569.899 624.968 699.651 805.797 966.788 % de esfuerzo 100.000 106.564 114.999 126.112 141.182 162.601 195.087 Aumento relativo de esfuerzo (%) 0.000 6.564 14.999 26.112 41.182 62.601 95.087 Esfuerzo máximo de compresión (PSI) -835.043 -894.019 -969.731 -1069.360 -1204.380-1396.170-1686.770Deformación Máxima (pulg) 0.016 0.016 0.017 0.018 0.020 0.022 0.026 Deformación Máxima (mm) 0.397 0.411 0.431 0.459 0.498 0.557 0.648

El análisis 0 corresponde al inicial que se había anotado y explicado

anteriormente. El diámetro exterior se mantuvo constante mientras el interior se

fue aumentando en 0.05 in en cada caso, lo cual implica una reducción neta de

área transversal. Con la longitud total de tubos y la densidad del acero se calculó

el volumen y peso en cada caso. De los resultados de análisis se revisó el

esfuerzo máximo a tensión. Como se nota al disminuir el área transversal el valor

de los esfuerzos máximos aumenta.

Los dos parámetros a analizar fueron la disminución de peso y el aumento de

esfuerzos respecto a la configuración inicial, que se toma como 100%. Luego se

grafican estos valores.

Figura 13. Relación aumento de esfuerzo Vs peso.

Gráfico de optimización de peso-esfuerzo

0,000; 0,000

7,000; 6,564

14,667; 14,999

23,000; 26,112

32,000; 41,182

41,667; 62,601

52,000; 95,087

0,000

10,000

20,000

30,000

40,000

50,000

60,000

70,000

80,000

90,000

100,000

0,000 10,000 20,000 30,000 40,000 50,000 60,000

Disminución de peso

Aum

ento

de

esfu

erzo

Variación Linea de pendiente 1

Una línea de pendiente 1 se agrega para determinar tendencia. La línea implica un

aumento constante de esfuerzo con una disminución constante de peso. Las

curvas por encima de esta línea tienen un mayor porcentaje de aumento de

esfuerzo y una pobre disminución de peso. La curva por debajo implicaría una

disminución de peso más alta que la relación de aumento de esfuerzo. La zona

más provechosa de trabajo es la que esta por debajo de esta línea, como se ve en

la gráfica de un valor de 14.667 en disminución de peso.

Figura 14. Optimización de relación esfuerzo Vs peso.

Gráfico de optimización de peso-esfuerzo

0,000; 0,000

7,000; 6,564

14,667; 14,999

0,000

2,000

4,000

6,000

8,000

10,000

12,000

14,000

16,000

18,000

20,000

0,000 2,000 4,000 6,000 8,000 10,000 12,000 14,000 16,000 18,000 20,000

Disminución de peso

Aum

ento

de

esfu

erzo

Variación Linea de pendiente 1

En un detalle de la zona se ve claramente como la gráfica cambia de sector entre

12 y 13% de disminución de peso. Lo ideal es tener en el tubo de la estructura una

configuración muy cercana a estos valores, siendo una entre los casos 2 y 3 la

más apropiada. El valor del radio interno estaría entre 0.550 y 0.600 pulgadas, o

paredes de tubo entre 0.225 y 0.200 pulgadas.

Los valores de momentos y reacciones son los mismos por ser definidos a partir

de un problema estático.

Las gráficas de esfuerzos obtenidas en este proceso son las siguientes:

Esfuerzo Caso 2

Figura 15. Análisis de esfuerzos para los 7 casos.

Esfuerzo Caso 0 Esfuerzo Caso1

Esfuerzo Caso 3

Esfuerzo Caso 4

sfuerzo Caso 6

Esfuerzo Caso 5

E

Considerac n:

la estructura ideal y la que mejor comportamiento frente a la

istribución de esfuerzos presenta, es una bancada de tipo anillo estructural. Se

Figura 16. Bancada de anillo estructural.

ió

Se estima que

d

recomienda que los estudios posteriores, se encaminen hacia una bancada de

este tipo.

ANEXO L

DIMENSIONAMIENTO DE LA HÉLICE, ESTIMACIÓN PESO PLANTA MOTRIZ Y

ESTIMACIÓN DE ÁREA DE ENTRADA Y SALIDA DE GASES

En este anexo se realizarán y explicarán los procedimientos generales para la

determinación de los diferentes parámetros de rendimiento, peso y dimensionamiento

de la unidad motopropulsora.

• HÉLICE

Para el dimensionamiento de la hélice es indispensable conocer la potencia del motor,

algunos detalles como la forma de la pala y su twist, no son requeridos en un principio,

o no se necesita disponer de ellos para la configuración en la aeronave, hélice - motor.

De forma general, entre más largo sea el diámetro de la hélice, más eficiente será. La

limitante existente para la longitud de la hélice es la velocidad presente en la punta de

ésta. En la punta de la hélice se sigue una trayectoria espiral a través del aire. La

velocidad en ese punto, está determinada por la suma vectorial de la velocidad

rotacional, esta está definida por:

( ) =estáticapuntaV π nd

Dónde: n = tasa rotacional obtenido de los datos del motor = RPM / 60

d = diámetro

Para ello, se halla el diámetro de la hélice. Se tendrá en cuenta una hélice de dos

palas, donde la fórmula del diámetro está establecida por la siguiente ecuación:

( )

ftpudd

fthpd

4.6lg8.7615083.1

83.14

4

===

=

Luego, se reemplaza en la ecuación dada para (Vpunta)estática:

( ) =estáticapuntaV π 8.76)60/2700(

( ) =estáticapuntaV 10857.34 pulg/s = 904.78 fps

Las consideraciones para tener en cuenta, son: a nivel del mar, para hélices metálicas,

la velocidad de la punta espiral, no debe exceder los 950 fps (290 m/s), y en el

momento del despegue, concerniente al efecto ruido, el límite superior de la velocidad

en la punta, debe ser de 700 fps (213 m/s).

A medida que se incremente la velocidad de avance, el ángulo de ataque para las

palas de paso fijo, disminuirá. Esto limitará el empuje obtenido a altas velocidades. En

caso que se aumente el paso, las palas tenderán a pérdidas a bajas velocidades, que

reducirá el empuje a bajas velocidades.

• PESO ESTIMATIVO DEL MOTOR (We)

Aeronaves de aviación general

Método Cessna

Las siguientes ecuaciones son aplicadas para aeronaves pequeñas, de bajo

performance y velocidad máxima inferior a 200 nudos.

TOpe PKW *=

El coeficiente KP es dado en un rango entre 1.1 y 1.8 para motores a pistón. En el

cálculo se utilizó el valor 1.8, dado que se examinaron los pesos máximos posibles

para el motor. Para el cálculo en el software se trabajó con un valor de 1.1 para lograr

una mejor distribución de los pesos en el avión. La potencia utilizada para el desarrollo

de este cálculo fue 150hp, la cual es la potencia requerida en el momento del

despegue.

lbWW

e

e

270150*8.1

==

Dónde: We = Peso de todos los motores en lb.

PTO = Potencia requerida en el despegue en hp.

Método USAF (United State Air Force)

( )( ) ( )lbWWWW

WWWW

NWWWWW

ppropaie

ppropaie

eengppropaie

256.449

1270575.2

575.2922.0

922.0

=+++

=+++

=+++

Dónde: Wai = Peso del sistema de aire inducido.

Wprop = Peso de la hélice en lb.

W eng = Peso por motor en lb.

Ne = Número de motores.

Método Torenbeek

( )lbW

W

PWKW

pwr

pwr

TOepgpwr

96.354

150*24.027016.1

24.0

=

+=

+=

Dónde: Kpg = 1.16

Nota: En este caso se tomó el valor de 1.16, a pesar de ser un valor sugerido para

instalación tractor. Ya que los demás sugeridos están establecidos para aeronaves de

varios motores y aeronaves jet.

PESO ESTIMATIVO DEL SISTEMA DE INDUCCIÓN DE AIRE (Wai) •


Método Cessna

Wai está incluido en el peso del sistema de propulsión (Wp)

( )( ) (

lbWW

WW

lbsWWWW

NWWWWW

pai

pai

pai

pai

eengppropaie

43.139

82.30926.449

26.44982.3091270575.282.39270

575.2922.0

922.0

=+

−=+

=++

=+++

=+++

)

Nota: Para la determinación de este valor fue necesario realizar los cálculos

establecidos para el peso del sistema de propulsión, los cuales se especificarán más

adelante.

Método USAF

Wai está incluido en el peso del sistema de propulsión (Wp)

( )( ) (

lbWW

WW

lbWWWW

NWWWWW

pai

pai

pai

pai

eengppropaie

43.139

82.30926.449

26.44982.3091270575.282.39270

575.2922.0

922.0

=+

−=+

=++

=+++

=+++

)

Nota: Para la determinación de este valor fue necesario realizar los cálculos

establecidos para el peso del sistema de propulsión, los cuales se especificarán más

adelante.

Método Torenbeek

Wai + WP = 1.03 (Ne) 0.3 (PTO / Ne) 0.7

Wai + WP = 1.03 (1)0.3 (150/1) 0.7

Wai + WP = 34.36lb

Dónde: WP = sistema de propulsión.

Ne = Número de motores.

PTO = Potencia requerida en el despegue.

Nota: De los tres métodos aplicados, los dos primeros son más acertados y precisos.

Tanto el Cessna Method como el USAF method son similares en sus cálculos.

• PESO ESTIMATIVO DE LA HÉLICE

Aeronave de aviación general

Es recomendable usar los datos de hélices ya manufacturadas.

Aeronaves de transporte comercial

Método GD

( )( ) ( ){ } 782.0391.0

1 1000// eTOpblppropprop NPDNNKW =

Para 2 palas

( )( ) ( )( ){ }lbW

W

prop

prop

79.39

1000/1/15025.62192.31 782.0391.0

=

=

Para 3 palas

( )( ) ( )( ){ }lbW

W

prop

prop

63.46

1000/1/15025.63192.31 782.0391.0

=

=

Kprop1 = 31.92 para motores a pistón con valores inferiores a los 1500 shp.

Método Torenbeek

( ) ( ){ } 782.02/1218.02 blTOpppropprop NPDNKW =

Para 2 palas

( ) ( ){ }lbW

W

prop

pprop

82.39

2*150*25.61144.0782.02/1218.0

=

=

Para 3 palas

( ) ( ){ }lbW

W

prop

pprop

66.46

3*150*25.61144.0782.02/1218.0

=

=

Dónde: Np = Número de hélices.

Nbl = Número de palas por hélice.

Dp = Diámetro de la hélice.

PTO = Potencia requerida en el despegue.

Nota: Se tomará una hélice de dos palas. A pesar que una hélice de tres palas

permitiría reducir el diámetro y de esta forma evitar cualquier interferencia con el

fuselaje del avión, el hecho de que son hélices de paso variable, fueron descartarlas

por su complejidad y elevado coste.

PESO ESTIMATIVO DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE (Wfs) •


Método Cessna

Para aeronaves con sistemas de combustibles internos:

lbW

W

KWW

fs

fs

fspffs

16.13

87.5/2.193*4.0

/4.0

=

=

=

Dónde: Kfsp = 5.87 lb / gal para aviones de gasolina.

Wf = Peso del combustible en la misión. (incluyendo reserva) en lb.

Método USAF

( ) ( )( ) ( ) ( ){ }( ) ( )( ) ( ) ( ){ }lbW

W

NNKWW

fs

fs

etfspffs

93.281211/1*87.5/2.19349.2

int1/1*/49.221.113.020.03.06.0

21.113.020.03.06.0

=

+=

+=

Dónde: int = Fracciones de combustible de tanques que son integrales

Nt = Número de tanques de combustibles que son separados.

Método Torenbeek

( )( )

lbW

W

WW

fs

fs

ffs

56.20

87.5/2.1932

87.5/2667.0

667.0

=

=

=

• PESO ESTIMATIVO DEL SISTEMA DE PROPULSIÓN

Dependiendo del tipo de aeronave, el peso del sistema de propulsión, Wp está dado

como función del peso total del motor y/o combustible de la misión o por la siguiente

fórmula:

oscpcessecp WWWWW +++=

Dónde: Wec = Peso de los controles del motor en lb.

Wess = Peso del sistema de arranque del motor en lb.

Wpc = Peso de los controles de la hélice en lb.

Wosc = Peso del sistema de aceite y del enfriador de aceite.


Método Cessna

Usar datos actuales.

Método USAF

WP está incluido en la ecuación:

( )( ) (

lbWW

WW

lbWWWW

NWWWWW

pai

pai

pai

pai

eengppropaie

43.139

82.30926.449

26.44982.3091270575.282.39270

575.2922.0

922.0

=+

−=+

=++

=+++

=+++

)

Método Torenbeek

WP está incluido en la ecuación:

( )( ) (

lbWW

WW

lbWWWW

NWWWWW

pai

pai

pai

pai

eengppropaie

43.139

82.30926.449

26.44982.3091270575.282.39270

575.2922.0

922.0

=+

−=+

=++

=+++

=+++

)

Utilizando la ecuación:

( )

lbW

W

WWWWWWWWW

pwr

pwr

Waipwr

pfspropaiepwr

p

18.478

93.2843.13982.39270

93.2882.39270

=

+++=

++++=

++++=

Nota: Entre éste y el método de Torenbeek empleado en el “Engine weight

estimation.”

• PESO ESTIMATIVO DE LOS CONTROLES DEL MOTOR (Wec)

( )[ ]( )[ ]lbW

W

NbLW

ec

ec

efec

27.32100/1332.927.60

100/27.60724.0

724.0

=+=

+=

Dónde: Lf = Longitud del fuselaje en pies.

b = Envergadura en pies.

PESO ESTIMATIVO DEL SISTEMA DE ENCENDIDO DEL MOTOR (Wess) •

Para aeronaves con motores a pistón que emplean sistema de encendido eléctrico.

( )( )lbW

W

WW

ess

ess

eess

62.271000/27038.50

1000/38.50459.0

459.0

==

=

Controles de la hélice

Para motores a pistón:

( ) ( ){ } 759.0379.0 1000//**552.4 eTOppblpc NPDNNW =

En este caso no se aplica esta ecuación puesto que la hélice es de paso fijo, luego no

requiere de controles para tal función.

• PESO ESTIMATIVO DEL SISTEMA DE ACEITE Y DEL REFRIGERADOR DE

ACEITE (Wesc)

lbW

WWKW

osc

eoscosc

osc

1.8

270*03.0*

=

==

De acuerdo al método aplicado anteriormente Wp igual a:

lbWW

WWWWW

p

p

oscpcessecp

99.671.8062.2727.32

=

+++=

+++=

Luego:

lbWW

WW

WW

ai

ai

pai

pai

44.7199.6743.139

43.139

43.139

=−=

−=

=+

Resumen de datos:

Peso del motor según Cessna: 270 lb.

Peso de la hélice de dos palas según Torenbeek: 39.82 lb, según GD 39.79lb.

Peso del sistema de combustible según Cessna: 13.16 lb, según Torenbeek: 20.56 lb y

según USAF: 28.93 lb.

Peso de los controles del motor según Roskam: 32.27 lb.

Peso del sistema de encendido según Roskam: 27.62 lb.

Peso del sistema de aceite y refrigerador de aceite según Roskam: 8.81 lb.

• DIMENSIONES DE LA ENTRADA Y SALIDA DE AIRE PARA UN MOTOR A

PISTÓN

El flujo másico de aire requerido para un motor a pistón puede ser determinado por:

[ ]sSlugmmm coolcoma /

•••

+=

Dónde: = Flujo másico requerido para la combustión. Puede ser estimado por: comm•

reqdcomb SHPm *000062.0=

•

Dónde: shpreqed = Preqed / ηp

Dónde: Preqed = Potencia requerida para la condición de vuelo en la condición

de vuelo analizada.

ηp = Eficiencia de la hélice.

Dado por las aproximaciones preliminares de diseño:

ηp = 0.70 para despegue.

ηp = 0.80 para ascenso.

ηp = 0.85 para crucero.

Se analizó el flujo másico de aire requerido para las tres principales fases de vuelo.

• Para: comm•

a. Despegue

Preqed para despegue: 150hp. (100 % de la potencia disponible)

SHPreqed = Preqed / ηp

SHPreqed = 150 / 0.70

SHPreqed = 214.28hp

sslugm

m

com

com

/013.0

28.214*000062.0

=

=•

•

b. Ascenso

Preqed para ascenso: 127.5hp. (85 % de la Potencia disponible)


SHPreqed = 127.5 / 0.80

SHPreqed = 159.375hp

sslugm

m

com

com

/00988.0

375.159000062.0

=

∗=•

•

c. Crucero

Preqed para crucero: 112.5hp. (75 % de la Potencia disponible)


SHPreqed = 112.5/ 0.85

SHPreqed = 132.35hp

sslugm

m

com

com

/0082.0

35.132000062.0

=

∗=•

•

• es la masa de aire requerida para la refrigeración. Su valor depende

exclusivamente del tipo de motor y su refrigeración.

coolm•

Para motores refrigerados por aire:

coolm•

= 0.00056 * SHPreqd Slug/ sec

Dónde: shpreqed = Preqed / ηp

Dónde: Preqed = Potencia requerida para la condición de vuelo en

la condición de vuelo analizada.

ηp = Eficiencia de la hélice.

Según las aproximaciones preliminares de diseño,

ηp = 0.70 para despegue.

ηp = 0.80 para ascenso.

ηp = 0.85 para crucero.

Se analizó el flujo másico de aire requerido para refrigeración en las tres principales

fases de vuelo

• para: coolm•

a. Despegue

Preqed para ascenso: 150hp (100 % de la Potencia disponible)


SHPreqed = 150 / 0.70

SHPreqed = 214.28hp

sslugm

m

com

com

/12.0

28.21400056.0

=

∗=•

•

b. Ascenso

Preqed para ascenso: 127.5hp.( 85 % de la Potencia disponible)

SHPreqd = Preqd / ηp

SHPreqd = 127.5 / 0.80

SHPreqd = 159.375hp

sslugm

m

com

com

/089.0

375.15900056.0

=

∗=•

•

c. Crucero

Preqed para ascenso: 112.5 hp.( 75 % de la Potencia disponible)

SHPreqd = Preqd / ηp

SHPreqd = 112.5/ 0.85

SHPreqd = 132.35hp

sslugm

m

com

com

/074.0

35.13200056.0

=

⋅∗=•

•

Después de hallar los valores anteriores, los reemplazamos en la ecuación:

coolcomba mmm•••

+=

Ahora se halla para: •

am

a. Despegue:

b. Ascenso:

sslugm

m

a

a

/0988.0

089.00098.0

=

+=•

•sslugm

m

a

a

/133.0

12.0013.0

=

+=•

•

c. Crucero:

sslugm

m

a

a

/0822.0

074.00082.0

=

+=•

•

Sabiendo la masa del flujo de aire total, el tamaño del área de entrada requerida será

estimado de la siguiente ecuación:

1/ Uρac mA•

=

Donde: Valor que se tomará según los resultados de las ecuaciones

anteriores.

=•

am

ρ = Densidad del aire en slug/ft3

U1 = Steady state Airspeed en fps.

Se debe determinar cuales condiciones de densidad y velocidad del aire generarán el

mayor valor del área de entrada, establecido como Ac. Normalmente se tomará la

velocidad en lift-off o la velocidad de climbout.

Por ende se realizarán los cálculos establecidos para las diferentes condiciones de

vuelo, en este caso teniendo en cuenta la aplicabilidad del despegue, ascenso y

crucero que son las tomadas desde el principio para el cálculo del flujo de masa

requerido, mostrado anteriormente. Se tomarán los valores establecidos en la parte

superior cambiando las dos variables indicadas (Densidad del aire y velocidad del aire

para cada condición)

a. Despegue:

sslugma /133.0=•

Densidad del aire, ρ, a nivel del mar = 0.0024 slug/ft3

Velocidad del aire, U1= 51.33 ft/s

( )2079.1

33.510024.0/133.0

ftA

A

c

c

=

∗=

b. Ascenso:

sslugma /0988.0=•

Densidad del aire, ρ, a 4000 ft = 0.0021 slug/ft3

Velocidad del aire, U1 = 82.13 ft/s

( )2573.0

13.820021.0/0988.0

ftA

A

c

c

=

∗=

c. Crucero:

sslugma /0822.0=•

Densidad del aire, ρ, a 8000 ft = 0.0019 slug/ft3

Velocidad del aire, U1 = 117.33 ft/s

( )2368.0

33.1170019.0/0822.0

ftA

A

c

c

=

∗=

• EXHOSTO DEL MOTOR A PISTÓN

Como una primera aproximación para establecer el tamaño del área total de salida, se

sugiere hallar el diámetro del exhosto según la siguiente fórmula:

( ) [ ]

lg57.01500038.0

lg0038.0

pudd

puSHPd

exhst

exhst

TOexhst

=∗=

=

ANEXO M.

DERIVATIVAS DE ESTABILIDAD Y CONTROL

En este anexo se pueden observar las diferentes derivativas que determinan la estabilidad y controlabilidad de una aeronave, junto con su tratamiento matemático, los factores de los cuales dependen y los rangos establecidos para determinar si su valor numérico representa que la aeronave cumple con la condición de estabilidad. 1. Derivativas de estabilidad longitudinal. Aquí se encuentran las derivativas de velocidad (speed derivatives), las derivativas del ángulo de ataque (angle of attack derivatives), las derivativas de cambio del ángulo de ataque (angle of attack rate derivatives), las derivativas de la relación de cabeceo (pitch rate derivatives), a. SPEED DERIVATIVES. • CDu Coeficiente de resistencia debido a la derivativa de velocidad, su rango va de -0.01 a 0.3.

donde M1 es el número de mach para el estado estable y ∂CD/∂M es la derivativa del coeficiente de resistencia de la aeronave con respecto al número de mach, que se puede obtener de la figura 1.

Figura 1. Determinación de la variación del coeficiente de drag.

Fuente: Roskam, J.; Airplane Design Part VI, figura 10.3.

• CLu Coeficiente de sustentación debido a la derivativa de velocidad, su rango va de -0.2 a 0.6.

donde ∧c/4W es el ángulo de flechamiento para la línea del cuarto de cuerda del ala y CL1

es el coeficiente de sustentación de la aeronave en el estado estable. • CMu Coeficiente de momento debido a la derivativa de velocidad, su rango va de -0.4 a 0.6.

donde ∂xac/∂M es la derivativa del centro aerodinámico de la aeronave con respecto al número de mach. • CTxu Coeficiente de empuje debido a la derivativa de velocidad, habitualmente su valor es 0.

Para aeronaves de hélice de paso fijo se define como:

donde q1 es la presión dinámica para el estado estable, SW el área del ala, ∂P/∂u es la derivativa de la potencia instalada con la velocidad de la aeronave y CTx1 es la componente en la dirección del eje X del coeficiente de empuje en el estado estable. b. ANGLE OF ATTACK DERIVATIVES • CDα Coeficiente de resistencia debido a la derivativa del ángulo de ataque de la aeronave, su rango va de 0 a 2.

donde CLα es la curva de sustentación de la aeronave incluyendo los efectos de los flaps, AR es la relación de aspecto del ala, e es el factor de eficiencia de Oswald y, ∆CDαpower es el incremento de la pendiente de la curva de resistencia de la aeronave debido a la potencia. Si CLα aumenta, CDα aumenta, si el AR aumenta, CDα disminuye. • CLα Coeficiente de sustentación debido a la derivativa del ángulo de ataque de la aeronave, su rango va de 1 a 8.

−++=

αεηααα dd

SSCCCC h

hhLLcwfLL 1

donde CLαwf es la pendiente de la curva de sustentación de la combinación ala – fuselaje incluyendo los efectos de los flaps, CLαh es la contribución del estabilizador horizontal a la pendiente de la curva de sustentación de la aeronave, CLαc es la contribución del canard a la pendiente de la curva de sustentación de la aeronave, ηh es la relación de presión dinámica del estabilizador horizontal, es el área del estabilizador horizontal, S es el área alar y dε/dα es el gradiente de downwash. Si AR aumenta, CLα aumenta, si el número de Mach aumenta, CLα aumenta. • Cmα Coeficiente del momento de cabeceo debido a la derivativa del ángulo de ataque de la aeronave, su rango va de –4 a 1.

donde Xcg es la coordenada X del centro de gravedad de la aeronave en términos de la cuerda media geométrica del ala, Xacp.off es la coordenada X del centro aerodinámico de la aeronave cuando no hay potencia en términos de la cuerda media geométrica del ala, CLα es la curva de sustentación de la aeronave incluyendo los efectos de los flaps, y ∆Cmαpower es el incremento de la pendiente de la curva de momento de cabeceo de la aeronave debido a la potencia. Se ve afectado por cualquier variación en el xcg o en la cuerda aerodinámica. c. ANGLE OF ATTACK RATE DERIVATIVES. • CLα Expresa la relación de cambio del coeficiente de sustentación de la aeronave con el cambio en el ángulo de ataque, su rango va de –5 a 15.

αεηαα ddVCC hhhL

L

−

=• 2

donde,

−=−−

cgachh

h xxSSV es el coeficiente de volumen del estabilizador vertical, CLαh es la

pendiente de la curva de sustentación para el estabilizador horizontal, se ve afectado por cualquier variación en el xcg o en la cuerda aerodinámica, si se aumenta S, CLα disminuye, si se aumenta Sh, CLα aumenta. • CDα Expresa la relación de cambio del coeficiente de resistencia de la aeronave con el cambio en el ángulo de ataque, el valor de este parámetro es generalmente cero.

• Cmα Expresa la relación de cambio del coeficiente de sustentación de la aeronave con el cambio en el ángulo de ataque, su rango va de –20 a 0.

donde ηh es la relación de presión dinámica del estabilizador horizontal, Vh es el coeficiente de volumen del estabilizador horizontal, , Xach es la coordenada X del centro aerodinámico del estabilizador horizontal en términos de la cuerda media geométrica del ala, ∂εh/∂α es el gradiente de downwash en el estabilizador horizontal, ηC es la relación de presión dinámica del canard, VC es el coeficiente de volumen del canard, Xacc es la coordenada X del centro aerodinámico del canard en términos de la cuerda media geométrica del ala, ∂εc/∂α es el gradiente de upwash en el canard, se ve afectado por cualquier variación en el xcg o en la cuerda aerodinámica. d. PITCH RATE DERIVATIVES. • CDq Expresa la relación de cambio del coeficiente de resistencia de la aeronave debido a la derivativa del pitch rate, el valor de este parámetro es generalmente cero.

• CLq Expresa la relación de cambio del coeficiente de resistencia de la aeronave debido a la derivativa del pitch rate, su rango va de 0 a 30.

( )SS

c

xxCC h

hcgach

hLlq ηα −

−= 2

donde CLαh es el coeficiente de sustentación del debido al ángulo de ataque del estabilizador horizontal, si se varía el xach, Clq aumenta, si se aumenta S, Clq disminuye, si se aumenta Sh, Clq aumenta. • Cmq coeficiente de momento de la aeronave debido a la derivativa del pitch rate, su rango va de 0 a -90.

( ) −

−−= hhcgachhLmq VxxCC ηα2.2

se ve afectado por cualquier variación en el xcg o en la cuerda aerodinámica. 2. Derivativas de control longitudinal. Aquí se encuentran básicamente las derivativas del control del elevador (Elevator Control Derivatives). a. ELEVATOR CONTROL DERIVATIVES. • CDδe coeficiente de resistencia debido a la derivativa de la deflexión del elevador, su rango se aproxima a cero.

donde, αδe es la derivativa del ángulo de ataque con respecto a la deflexión del elevador, CDih es el coeficiente de resistencia debido a la derivativa de la incidencia del estabilizador horizontal. • CLδe coeficiente de sustentación debido a la derivativa de la deflexión del elevador, su rango va de 0 a 0.6.

eh

hhLeL SSCC τηαδ =

donde τe es la efectividad del ángulo de ataque del elevador, si aumenta S, CLδe disminuye, si se aumenta Sh, CLδe aumenta. • Cmδe coeficiente de momento debido a la derivativa de la deflexión del elevador, su rango va de –4 a 0.

ehhhLem VCC τηαδ

−

−=

se ve afectado por cualquier variación en el xcg o en la cuerda aerodinámica, si aumenta S, CLδe disminuye, si se aumenta Sh, CLδe aumenta. 3. Derivativas de estabilidad lateral - direccional. Aquí se encuentran las derivativas del sideslip (sideslip derivatives), las derivativas de la relación de rollo (roll rate derivatives) y, las derivativas de la relación de guiñada (yaw rate derivatives). a. SIDESLIP DERIVATIVES • Cyβ Coeficiente de fuerza lateral de la aeronave debido a la derivativa de sideslip, su rango va de –2 a -0.1.

donde,

SS

ddCC v

vvLvy ηβσ

αβ

−−= 1

es la contribución del estabilizador vertical al coeficiente de fuerza lateral, debido a la derivativa del sideslip, Cyβw es la contribución del ala al coeficiente de fuerza lateral debido a la derivativa del sideslip, Cyβf es la contribución del fuselaje al coeficiente de fuerza lateral, debido a la derivativa del sideslip, si se aumenta S, Cyβ disminuye. • Clβ Coeficiente del momento de rollo de la aeronave debido a la derivativa de sideslip, su rango va de –0.4 a 0.1.

donde

SzS

ddCC apexvv

vvLvl ηβσ

αβ

−−= 1

y es la contribución del estabilizador vertical al coeficiente de momento de rollo debido al efecto del diedro, Clβwf es la contribución de la combinación ala – fuselaje al coeficiente de momento de rollo debido al efecto del diedro, Clβh es la contribución del estabilizador horizontal al coeficiente de momento de rollo debido al efecto del diedro, Clβc es la contribución del canard al coeficiente de momento de rollo debido al efecto del diedro, si se aumenta S, Clβ disminuye, se ve afectado por el ángulo diedro.

• Cnβ Coeficiente de momento de guiñada de la aeronave debido a la derivativa de sideslip, su rango va de 0 a 0.4

donde,

SbxS

ddCC apexvv

vvLvn ηβσ

αβ

−−= 1

CnβV es la contribución del estabilizador vertical a la derivativa de la estabilidad direccional estática, Cnβw es la contribución del ala a la derivativa de la estabilidad direccional estática, Cnβf es la contribución del fuselaje a la derivativa de la estabilidad direccional estática, b es la envergadura alar, si se aumenta S, Cnβ disminuye, si se aumenta b, Cnβ disminuye. b. ROLL RATE DERIVATIVES • Cyp Coeficiente de fuerza lateral de la aeronave debido a la derivativa de la relación de rollo, su rango va de –0.2 a 8.

SS

bz

CC vv

apexvvLyp ηα

−= 2

si se aumenta S, Cyp disminuye, si se aumenta b, Cyp disminuye. • Clp Coeficiente del momento de rollo de la aeronave debido a la derivativa de la relación de rollo, su rango va de –0.8 a –0.1.

donde,

2

2

SbbSCC hh

lphlph

−

=

Clph es denominado derivativa de amortiguamiento del estabilizador horizontal, y,

SS

bz

CC vv

apexvvLlpv ηα

2

2

−=

cada uno de los términos indican la contribución de la respectiva superficie sustentadora a la derivativa de amortiguamiento de rollo, si se aumenta S, Clpv disminuye, si se aumenta b, Clpv disminuye, si se aumenta S, Clph disminuye, si se aumenta b, Clph disminuye, • Cnp Coeficiente de momento de guiñada de la aeronave debido a la derivativa de la relación de rollo, su rango va de –0.5 a 0.1.

donde,

SS

bx

bz

CC vv

apexvapexvvLnpv ηα

= 2

Cnpw y Cnpv son la contribución del ala y del estabilizador vertical al coeficiente de momento de guiñada de la aeronave debido a la derivativa de la relación de rollo respectivamente. , si se aumenta S, Cnpv disminuye, si se aumenta b, Cnv disminuye. c. YAW RATE DERIVATIVES • Cyr Coeficiente de fuerza lateral de la aeronave debido a la derivativa de la relación de guiñada, su rango va de 0 a 1.2.

SS

bx

CC vv

apexvvLyr ηα=

si se aumenta S, Cyr disminuye, si se aumenta b, Cyr disminuye, se ve afectado por cualquier variación en el en la cuerda aerodinámica. • Clr Coeficiente de momento rollo debido a la relación de la derivativa de guiñada, su rango va de–0.6 a 0.

donde,

SS

bx

bz

C vv

apexvapexvvLlrv ηα

=C

Clrv es la contribución del estabilizador vertical al coeficiente de momento de rollo debido a la derivativa de guiñada, Clrw es la contribución del ala al coeficiente de momento de rollo debido a la derivativa de guiñada, si se aumenta S, Clrv disminuye, si se aumenta b, Clrv

disminuye, se ve afectado por cualquier variación en el en la cuerda aerodinámica.

• Cnr Coeficiente de momento guiñada debido a la relación de la derivativa de guiñada, su rango va de–1 a 0.

donde,

SS

bz

CC vv

apexvvLnrv ηα 2

2

−=

Cnrv es la contribución del estabilizador vertical al coeficiente de momento de guiñada debido a la derivativa de guiñada, Cnrw es la contribución del ala al coeficiente de momento de guiñada debido a la derivativa de guiñada, se ve afectado por cualquier variación en el en la cuerda aerodinámica, si se aumenta S, Cnrv disminuye, si se aumenta b, Cnrv disminuye. 4. Derivativas de control lateral - direccional. Aquí se encuentran las derivativas de control del alerón (Aileron Control Derivatives) y el rudder (Rudder Control Derivatives). a. AILERON CONTROL DERIVATIVES • Cyδa Expresa la relación de cambio en la fuerza lateral debido a la derivativa de la deflexión del alerón. el valor de este parámetro es generalmente cero.

• Clδa Expresa la relación de cambio en el momento de rollo debido a la derivativa de deflexión del alerón, su rango es 0 a 0.4

Donde Clδal es la contribución del alerón izquierdo al coeficiente de momento de rollo debido a la derivativa de deflexión del alerón, δal es el ángulo de deflexión del alerón izquierdo, Clδar es la contribución del alerón derecho al coeficiente de momento de rollo debido a la derivativa de deflexión del alerón, δar es el ángulo de deflexión del alerón derecho, δa es el ángulo de deflexión de los alerones de la aeronave, se ve afectado por la

relación de la cuerda alar y la cuerda del flaperón, la variación del número de Mach, la variación de la estación interior y exterior del flaperón y la deflexión del flaperón. • Cnδa Expresa la relación de cambio en el momento de guiñada debido a la deflexión del alerón, su rango es -0.08 a 0.08.

donde (Cnδa)Induced Drag, es la contribución de la resistencia inducida al coeficiente de momento de rollo debido a la derivativa de deflexión del alerón, (Cnδa)Profile Drag, es la contribución de la resistencia del perfil al coeficiente de momento de rollo debido a la derivativa de deflexión del alerón, Knδa es el factor adverso de guiñada, se ve afectado por la variación de la deflexión del flaperón. b. RUDDER CONTROL DERIVATIVES. • Cyδr Expresa la relación de cambio en la fuerza lateral debido a la derivativa de la deflexión del rudder,. Su rango es 0 a 0.5

donde ηv es la relación de presión dinámica del estabilizador vertical, CLαv es la pendiente de la curva de sustentación del estabilizador vertical, βδr es el cambio en el sideslip debido a la deflexión del rudder, si se aumenta S, Cyδr disminuye, si se aumenta b, Cyδr disminuye. • Clδr Expresa la relación de cambio en el momento de rollo debido a la derivativa de deflexión del rudder, su rango es -0.04 a 0.04

bSSx

qCC vapexvvrvLrl

−

= δαδ α

donde, qv es la presión dinámica del estabilizador vertical, αδr es el ángulo de ataque debido a la deflexión del rudder, si se aumenta S, Clδr disminuye, si se aumenta b, Clδr

disminuye.

• Cnδr Expresa la relación de cambio en el momento de guiñada debido a la derivativa de deflexión del rudder, su rango es -0.15 a 0

SbxS

CC apexvvvrvLrn ηαδαδ −=

si se aumenta S, Cnδr disminuye, si se aumenta b, Cnδr disminuye.

ANEXO N

EVALUACIÓN CUANTITATIVA COMPARATIVA DE LAS DERIVATIVAS DE LA

AERONAVE

En este anexo se pueden observar las derivativas evaluadas que permitieron determinar la estabilidad y controlabilidad de la aeronave de una manera cuantitativa. Además de esto, se muestran las modificaciones que sufrió la aeronave para así, cumplir con los rangos previamente establecidos. Las derivativas analizadas fueron las explicadas en el anexo M, en la tabla 1 se observan los valores para las derivativas longitudinales y el número de variaciones que se realizaron. En la tabla 2 se observan los valores para las derivativas laterales – direccionales y sus variaciones. Es de anotar que las variaciones son las mismas tanto para las derivativas longitudinales como para las derivativas laterales direccionales, buscando con esto ajustar las derivativas a los rangos que determinaron la evaluación de la estabilidad de una manera cuantitativa.

En el cuadro 1 se observa la convención de colores que permite dar un entendimiento a las tablas 1 y 2.

Cuadro 1 convención de colores

Cumple con el rango según Martin Hollmann

No cumple con ningún rango

Cumple con los dos rangos

Tabla 1. Derivativas longitudinales

Parámetro Rango 1 Rango 2 V. Inicial Var. A Var. B Var. C Var. D Var. E Var. F Var. G

CLα 3.5 a 8.0 1 a 8 6.50 6.37 6.09 5.33 5.72 5.85 6.35 6.46

CDα 0.01 a 0.75 0 a 2 1.90 1.52 1.37 0.83 0.45 0.46 0.50 0.71

Cmα -2 a -0.05 -4 a 1 0.14 -0.69 -0.78 -0.62 -0.05 -0.93 -0.67 -0.50

CLdα 0 a 10 -5 a 15 2.00 1.74 1.64 1.42 1.31 1.80 2.01 2.09

Cmdα -8 a 0 0 a –20 -4.70 -4.91 -4.52 -3.90 -3.17 -4.64 -4.75 -4.78

CDdα 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

CLq 5 a 10 0 a 30 5.30 7.04 6.96 6.11 5.94 7.23 6.92 6.38

CDq 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Cmq -25 a -5 0 a –90 -10.90 -12.55 -11.77 -10.45 -9.22 -13.10 -13.26 -13.07

CLδe 0.25 a 5 0 a 0.6 0.24 0.21 0.19 0.17 0.19 0.27 0 0.27

Cmδe -2 a -0.5 0 a -4 -0.69 -0.68 -0.60 -0.53 -0.53 -0.77 -0.77 -0.77

CDδe 0 0 0.03 0.02 0.02 0.02 0.01 0.02 0 0

CLu. -0.1 a 0.1 -0.2 a 0.6 0.02 0.014 0.01 0.01 0.01 0.01 0.01 0.01

CDu. 0 a 0.15 -0.01 a 0.3 0 0 0 0 0 0 0 0

Cmu. -0.2 a 0.2 -0.4 a 0.6 0 0.0015 0 0 0 0 0 0

CTxu. 0 0 -2.38 -1.97 -1.79 -1.74 -0.49 -0.49 -0.49 -0.28

TABLA 2 Derivativas laterales direccionales.

Parámetro Rango 1 Rango 2 V. Inicial Var. A Var. B Var. C Var. D Var. E Var. F Var. G

Cyβ. -1 a -0.4 -0.1 a -2 -0.50 -0.40 -0.39 -0.39 -0.39 -0.40 -0.40 -0.38

Clβ. -0.3 a -0.05 0.1 a -0.4 -0.16 -0.15 -0.11 -0.11 -0.11 -0.11 -0.11 -0.10

Cnβ. 0.05 a 0.25 0 a 0.4 0.05 0.03 0.04 0.04 0.02 0.02 0.02 0.02

Cyp. -0.25 a 0.4 -0.3 a 0.8 0.01 0.01 0.02 0.02 -0.04 -0.04 -0.04 -0.05

Clp. -0.5 a -0.25 -0.1 a -0.8 -0.49 -0.49 -0.50 -0.50 -0.48 -0.48 -0.49 -0.48

Cnp. -0.15 a 0.05 -0.5 a 0.1 -0.10 -0.10 -0.14 -0.14 -0.09 -0.09 -0.09 -0.04

Cyr. 0.3 a 0.65 0 a 1.2 0.15 0.11 0.13 0.13 0.11 0.12 0.12 0.11

Clr. 0.05 a 0.35 0 a 0.6 0.24 0.25 0.33 0.33 0.22 0.22 0.22 0.10

Cnr. -0.6 a -0.05 0 a -1 -0.07 -0.05 -0.09 -0.09 -0.06 -0.06 -0.06 -0.05

Cyδa 0 a 0.05 0 0 0 0 0 0 0 0 0

Clδa 0 a 0.2 0 a 0.4 0.05 0.05 0.05 0.05 0.08 0.08 0.08 0.08

Cnδa -0.08 a 0.08 -0.08 a 0.08 -0.01 -0.01 -0.01 -0.01 -0.01 -0.01 -0.01 0

Cyδr 0.1 a 0.3 0 a 0.5 0.16 0.12 0.12 0.12 0.14 0.14 0.14 0.11

Clδr 0 a 0.04 -0.04 a 0.04 0 0 -0.01 -0.01 0 0 0 0

Cnδr -0.15 a -0.05 0 a -0.15 -0.07 -0.05 -0.06 -0.06 -0.05 -0.06 -0.06 -0.05

Las variaciones enunciadas en la primera fila de cada tabla hacen referencia a una serie de cambios realizados a la aeronave obtenida de la fase de diseño conceptual, con el fin de ajustar los parámetros de las derivativas a las regulaciones y a los rangos establecidos. Las variaciones se realizaron de la siguiente manera, 1. Variación A,

En esta variación con respecto a la configuración inicial se realizaron los siguientes cambios:

• El área alar se incrementó de 120ft2 a 145.02 ft2. • El Xapex del ala se incrementó de 6.702 a 7.302 ft • El Xapex del estabilizador horizontal se incrementó de 18.6ft hasta 21.3ft. • El factor de corrección del orificio del ala y del estabilizador horizontal

se cambió de 0.85 a 1.00 Esto con el fin de lograr que el valor de Cmα ingresara dentro del rango de las derivativas

2. Variación B,

se modificó, • las proporciones de los superficies de control • se definieron nuevos valores para la geometría,

a) Se disminuyó el área del fuselaje. b) La longitud del tailboom se disminuyó c) Se redefinió la posición del tren de aterrizaje d) La ubicación del centro de gravedad se movió hacia delante.

Estos cambios llevaron a que algunas derivativas se ubicaran en el punto central del respectivo rango.

3. Variación C, • Se disminuyó el gradiente de temperatura de 20°F a 10°F • Se cambió el ángulo del motor de -1.5° a 0° • Se disminuyó el factor de carga de 1.36 a 1

4. Variación D se modificó:

• la distancia del xapexw, de 5.80 ft a 6.35ft. • se disminuyó la longitud del avión de 23.9ft a 20.5ft se modificó el

centro de gravedad de 7.74ft a 6.65ft. • se aumentó la altura de la cabina de 4.08ft a 5.30ft. • al tailboom se le modificó el área de 2.34 ft2 a 0.21ft2 y su forma se

cambió. • el estabilizador horizontal se corrió hacia atrás para que no causara

interferencia con el estabilizador vertical. 5. Variación E

• Se corrió el xapexh de 18.4ft a 18.6ft • se aumentó la envergadura de 8.8 a 9.81

6. Variación F

• incrementó envergadura canard con el fin de que el madurante quepa en el interior del mismo.

7. Variación G

• Se modificó el ángulo del motor de 0° a 2° • El factor de carga se incremento de 1 a 2

Una vez terminado el proceso de las variaciones y obtenidos los valores para las derivativas, se determinó que la aeronave es estable tanto longitudinal como lateral – direccional, ya que las derivativas se encontraron dentro de los rangos establecidos por Roskam (rango 2); para la evaluación realizada según el criterio de Martín Hollmann (rango 1), la cual es más restrictiva en el rango, la última variación es la que más se ajusta.

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DISEÑO PRELIMINAR DEL AVIÓN USB – 001 – X …biblioteca.usbbog.edu.co:8080/Biblioteca/BDigital/27700.pdf · A todo el personal de seguridad de la Universidad por el excelente