UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITCNICA DE LA FUERZA ARMADA

BOLIVARIANA DEPARTAMENTO DE INGENIERA AERONUTICA

INFORME DEL PROYECTO II COMPETENCIA AERODESIGN VENEZUELA 2011

AUTORES:

ALVARADO YULLIAN

DAZ ALBERTO DAZ NERIKEL

MENDOZA YENNIREE

PREZ ANDY

PROFESOR ASESOR:

ING. NELSON DAZ.

VENEZUELA, MARACAY 2011

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INDICE LISTA DE SIMBOLOS Y ABREVIATURAS. ........................................................................................................ 3

1. PRESENTACIN DEL PROYECTO CONCEPTUAL ................................................................................. 4 1.1- PRESENTACIN DEL EQUIPO Y OBJETIVOS. ............................................................................... 4 1.2- OBJETIVOS.......................................................................................................................................... 4

1.3- PROYECTO CONCEPTUAL. .............................................................................................................. 4

1.4- CONFIGURACIN. ............................................................................................................................. 5 2. AERODINMICA ......................................................................................................................................... 6

2.1- SELECCIN DEL PERFIL AERODINMICO. .................................................................................. 6 2.2- EMPENAJE. ......................................................................................................................................... 8

2.3- ALERONES. ......................................................................................................................................... 8

2.4- CLCULO DE ARRASTRE. ............................................................................................................... 10 2.5- DOWNWASH...................................................................................................................................... 10

2.6- EFECTO SUELO . ............................................................................................................................. 10

2.7- RENDIMIENTO DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL. ................................................................ 11

3. DESEMPEO ............................................................................................................................................ 11 3.1- SELECCIN DEL MOTOR Y ESCOGENCIA DE LA HLICE. ....................................................... 11 3.2- CURVAS DE TRACCIN Y POTENCIA DISPONIBLE Y REQUERIDA. ........................................ 13 3.3- DESEMPEO DE SUBIDA DE LA AERONAVE. ............................................................................. 14 3.4- CLCULO DE CARRERA DE DESPEGUE. ..................................................................................... 15 3.5- CLCULO DE CARRERA DE ATERRIZAJE .................................................................................... 16 3.6- DIAGRAMA v-n DE MANIOBRA ...................................................................................................... 17

3.7- RADIO DE CURVATURA MNIMO. ................................................................................................. 18 3.8- ENVOLVENTE DE VUELO Y TECHO ABSOLUTO. ........................................................................ 18

3.9- GRFICO DE CARGA TIL EN FUCIN DE LA ALTITUD-DENSIDAD. .................................... 19 4. ANALISIS DE ESTABILIDAD .................................................................................................................... 20

4.1- DETERMINACIN DE LA POSICIN DEL CENTRO DE GRAVEDAD ........................................ 20 4.2- ESTABILIDAD ESTATICA LONGITUDINAL .................................................................................. 20

4.3- ESTABILIDAD ESTATICA DIRECCIONAL ...................................................................................... 23

4.4- ESTABILIDAD ESTATICA LATERAL ............................................................................................... 26

5. ANLISIS ESTRUCTURAL ........................................................................................................................ 27 5.1- TREN DE ATERRIZAJE ..................................................................................................................... 27

5.2- ANLISIS DEL BOOM DE COLA .................................................................................................... 29 5.3- ANLISIS ESTRUCTURAL DEL ALA ............................................................................................... 30

6. PROYECTO ELCTRICO. ........................................................................................................................ 30 REFERENCIAS BIBLIOGRFICAS. ................................................................................................................. 32

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LISTA DE SIMBOLOS Y ABREVIATURAS.

Cl Coeficiente angular de la curva (cl versus ) del perfil, (grado-1) CL Coeficiente angular de la curva (CL versus a) para el ala finita, (grau-1) b envergadura del asa, (m) c Cuerda media aerodinmica del perfil (m) cl Coeficiente de sustentacin del perfil cd Coeficiente de arrastre do perfil df largura da fuselaje, (m) e Factor de eficiencia de envergadura e0 Factor de eficiencia de Oswald g Gravedad, (m/s) Xac - Posicin del centro aerodinmico del ala, (m) XCG - Posicin del CG en relacin al borde de ataque del ala, (m) Xn Posicin del punto neutro, (m) h Altura del asa en relacin al suelo, (m) lHT - distancia entre los centros aerodinmicos del ala y del estabilizador horizontal (m) lVT - distancia entre los centros aerodinmicos del ala y del estabilizador vertical (m) me margen esttica (m) nlim Factor de carga lmite n rotacin del motor (rpm) p - paso de la hlice v Velocidad de rodamiento, (m/s) vp Velocidad de planeo, (m/s) vpo Velocidad de aterrizaje, (m/s) vestol Velocidad de estol, (m/s) AR Relacin de aspecto del ala ARht Relacin de aspecto del estabilizador horizontal ARvt Relacin de Aspecto del estabilizador vertical CD Coeficiente de arrastre de la aeronave CD0 Coeficiente de arrastre parasita CDi Coeficiente de arrastre inducido CFE Coeficiente de atrito de superficie CL Coeficiente de sustentacin del ala CLt Coeficiente de sustentacin del estabilizador horizontal CLmx Coeficiente de sustentacin mximo del ala CM0 - Coeficiente de momento resultante alrededor del centro de gravedad para a =0

CMCG - Coeficiente de momento total alrededor del centro de gravedad da aeronave cmac - coeficiente de momento alrededor del centro aerodinmico Cnwf Pendiente de la curva para estabilidad direccional, posicin relativa del ala/fuselaje Cnv Pendiente de la curva para estabilidad direccional, posicin relativa al estabilizador vertical Cl - Pendiente de la curva de momentos laterales de la aeronave D Fuerza de arrastre, (N) K Factor de proporcionalidad L Fuerza de sustentacin, (N) MF Momento Flector Resultante, (Nm) Re Nmero de Reynolds Pd Potencia disponible, (W) PE Potencia entregada por el motor, (W) Pr Potencia requerida, (W) Rs Razn de subida da aeronave, (m/s) Rd Razn de descenso de la aeronave, (m/s) Rmin Radio de curvatura mnimo, (m/s) SW rea del ala, (m) Swet rea mojada da aeronave, (m) SLO Longitud de pista necesario para el despegue, (m) SHT - rea da estabilizador horizontal (m) SVT - rea da estabilizador vertical (m) SPO Longitud de pista necesario para el aterrizaje, (m) Td Traccin disponible, (N) Tr Traccin requerida, (N) Tdh - Traccin disponible para una determinada altitud, (N) VHT Coeficiente de volumen del estabilizador horizontal VVT Coeficiente de volumen del estabilizador vertical W Peso da aeronave, (N) - ngulo de ataque, (grados) - Factor de efecto solo coeficiente de atrito h rendimiento de la hlice - Densidad del aire a una altitud, (kg/m) 0 - Densidad del aire a nivel del mar, (kg/m) Tensin actuante, (MPa)

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1. PRESENTACIN DEL PROYECTO CONCEPTUAL

1.1- PRESENTACIN DEL EQUIPO Y OBJETIVOS. Equipo AEROESTRUCTURAS compuesta por estudiantes de Ingeniera Aeronutica de la Universidad Nacional Experimental Politcnica de la Fuerza Armada Bolivariana (UNEFA), participante de la competencia primera (1era) de Aerodesign Venezuela, presenta nuevamente el proyecto de diseo de una nueva aeronave de competencia que tiene por nombre CARICARE.

1.2- OBJETIVOS.

Demostrar la capacidad tcnica y profesional para el desarrollo de proyectos de Ingeniera Aeronutica, mediante el diseo, construccin y presentacin de una aeronave de competencia bajo lineamientos SAE aerodesign, el cual, presente gran eficacia en cuanto a su desempeo y actuaciones en todas sus etapas de vuelo, promoviendo la competitividad y el crecimiento tico y profesional en el estudiantado de este campo de estudios.

1.3- PROYECTO CONCEPTUAL.

En la definicin del tipo y caractersticas de la aeronave a disear nos basamos primeramente en la carga paga a levantar, considerando como base la eficiencia estructural del avin, en consecuencia de las restricciones del reglamento del SAE BRASIL aerodesign. Sin embargo, como estrategia de diseo buscamos aviones semejantes, el cual, nuestro objeto fue considerar las caractersticas ms relevantes de cada uno y adecuarlo al modelo que nosotros queremos.

Adicional a ello, para aumentar el potencial de nuestra aeronave construimos una hoja de clculo en Microsoft Excel, el cual, podemos hacer estimaciones del puntaje con respecto a las dimensiones de la aeronave, la eficiencia estructural, y precisin de las caractersticas del mismo. Como consideraciones de diseo tenemos los siguientes:

1. Alta eficiencia estructural. 2. Efectiva dimensionalizacin del avin. 3. Configuracin prctica y sencilla de la aeronave. 4. Construccin de bajo costo y de reparacin rpida. 5. Diseo de perfil aerodinmico eficiente para la misin. 6. Seleccin de caractersticas que contribuyan a la estabilidad y control.

Por tanto, se selecciona ciertas caractersticas que contribuyan al vuelo de la aeronave:

1. Ala alta recta-rectangular: contribuye a la estabilidad lateral. 2. Empenaje en configuracin H: mejora la efectiva adimensionalizacin de la aeronave. 3. Tren triciclo.

No obstante, se utiliza software como XFLR5, PROFILI 2, AAA25 (Advanced Aircraft Analysis) y Microsoft Excel., como herramienta para la comparacin de los resultados y simplicidad de los clculos.

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1.4- CONFIGURACIN. En el diseo de la aeronave se obtuvo una configuracin prctica y sencilla, de gran desempeo, que tiene los siguientes datos:

DATOS TCNICOS ALA Estabilizador Horizontal Estabilizador Vertical

Sw 1,5 m2 Sht 0,3 m2 Svt 0,165 m2 bwefe 3 m bhtefe 1 m bvtefe 0,55 m cw 0,5 m cht 0,3 m cvt 0,3 m w 1 ht 1 vt 1 w 6 ht 3,3 vt 1,8 Perfil Pelicano 02 Perfil NACA M17 Perfil NACA 0003 i 2 i 3 i 0

Alerones Elevador Rudder

Saleron 0,044 m2 Selevador 0,684 m2 Srudder 0,54 m2 befealeron 0,352 m befelevador 0,76 m brudder 0,6 m caleron 0,125 m celevador 0,09 m crudder 0,09 m

Fuselaje ELEMENTOS Volum. 947,176 Kg/m3 Motor O.S. 0.61 FX X 0,5 m Hlice 12 x 5 Y 0,2 m Ruedas 10 cm Z 0,17 m CP 13,5 Kg

Tabla 1. Datos tcnicos de la aeronave.

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2. AERODINMICA

2.1- SELECCIN DEL PERFIL AERODINMICO. En el anlisis aerodinmico nos basamos fundamentalmente en el diseo de un perfil eficaz para la misin, el cual, requiere de alta eficiencia aerodinmica y de fcil construccin, por tanto, nos basamos en un perfil mayormente usado y otro de gran eficiencia como el S1223 y CARICARE. El perfil diseado se llama Pelicano 02.

Figura 1. Grfico de los coeficientes de sustentacin y resistencia del perfil del ala (generado por Profili)

Los valores de los coeficientes de sustentacin del Pelicano02 desde -1 hasta 12 de incidencia varan de 1,2883 hasta 2,1535.

Pelicano02 - Re = 365.000 - V= 11m/s Alfa Cl Cd Cl/Cd Cm Alfa Cl Cd Cl/Cd Cm -1,0 1,2833 0,0161 79,7081 -0,3218 6,0 1,9159 0,0183 104,6940 -0,2996

0,0 1,4115 0,0143 98,7063 -0,3266 7,0 1,9841 0,0201 98,7114 -0,2930

1,0 1,5298 0,0141 108,4965 -0,3287 8,0 2,0305 0,0227 89,4493 -0,2831

2,0 1,6091 0,0143 112,5245 -0,3228 9,0 2,0836 0,0257 81,0739 -0,2750

3,0 1,6965 0,0151 112,3510 -0,3188 10,0 2,1389 0,0290 73,7552 -0,2680

4,0 1,7801 0,0159 111,9560 -0,3142 11,0 2,1535 0,0345 62,4203 -0,2557

5,0 1,8445 0,0167 110,4491 -0,3060 13,0 2,1491 0,0521 41,2495 -0,2333

Tabla 2. Coeficientes aerodinmicos del perfil del ala.

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Para la deduccin de la superficie alar estimamos la velocidad de 11m/s y una altitud de 436m, altitud de Maracay-Edo. Aragua. Adems igualamos el peso total con la sustentacin, y utilizamos un CL de 1,6091 para el despegue, el cual obtenemos:

Igualando el peso a la sustentacin 18 9,81 176,58

De la ecuacin de sustentacin

12 Despejamos a Sw

2 1,5 De manera que aprovechar la dimensiones geomtricas limitadas por el SAE BRASIL aerodesign y poder obtener el mejor rendimiento posible en la condiciones de vuelos, que son de baja velocidad y de corto recorrido, definimos como mejor opcin un ala recta rectangular, teniendo cuenta que la carga paga es de 14kg y con un factor lmite adecuado. En efecto, obtenemos una envergadura de b=3m y una cuerda de c=0,5m.

Sin embargo, realizamos el estudio aerodinmico de dicha ala en XFRL5 para obtener unos resultados ms detallados.

Figura 2. Grfico de los coeficientes aerodinmicos del ala con el mtodo VLM generado por XFLR5.

8

2.2- EMPENAJE.

Para la determinacin de las superficies alares del estabilizador horizontal y vertical nos basamos datos histricos y empricos de aeronaves monomotores existentes, los valores de los coeficientes de volumen estn comprendidos en: 0,35Vht0,5 y 0,04Vvt0,06.

Conociendo los valores de Lht=1,1; Lvt=1,16 y los valores de los coeficientes de volumen de Vht=0,35 y Vvt=0,04, utilizamos las siguientes ecuaciones:

Ecuaciones de los coeficientes de volumen

; Despejando las superficies alares tenemos

0,0,24; 0,1454 Teniendo los siguientes los resultados definimos la geometra de los estabilizadores, el cual, son rectos rectangular, en cumplimiento a las consideraciones de diseos antes mencionados en funcin de la configuracin prctica, sencilla y de fcil reparacin, comentando tambin la necesidad de dimensionar los ms adecuado posible. Obteniendo una envergadura del estabilizador horizontal de bht=1m y una cuerda de c=0,3., del estabilizador vertical tenemos una envergadura de bvt=0,55m y una cuerda de c=0,3m.

2.3- ALERONES.

En el diseo de alerones nos basamos en el tipo normal sellado, considerando las recomendaciones del Perkins donde la relacin de la cuerda del alern entre la cuerda del ala no exceda de ca/c0,3. Adems, se estima valores las velocidades de adimensionales de tonel estabilizado desde un cuadro de tipos de aeronaves semejantes, el cual, se muestra a continuacin:

Tipo de Avin pb/2v Turismo-Agrcola-Transporte ligero 0,05 Transporte Pesado-Bombardero 0,07 Acrobtico-Combate 0,09

Tabla 3. Coeficientes adimensional de equilibrio en tonel estabilizado propuesto por Perkins Considerando el ms idneo para la misin de nuestra aeronave el pb/2v=0,07. Adems, de la relacin de cuerda de ca/c=0,25. Tambin definimos un K1=0,65 con el objeto de obtener la envergadura y cuerda adecuada para los alerones, mediante las siguientes ecuaciones:

Ecuacin adimensional de equilibrio en tonel estabilizado

#$ 2 % &' #( )*+* % , 1(-. +* )*114,6 Donde se despeja a K, el cual los valores de /012343 5, +* y (- se obtienen de las siguientes grficas del Perkins:

9

Figura 3. Grficos de los coeficientes adimensionales para el clculo de los alerones propuesto por Perkins.

De la ecuacin de:

#( )*+* % #( )*+* % & #( )*+* %6

Se despeja /012343 5, el cual, se consigue al encontrar /012343 56, entrando con K1 en la figura Por tanto, el valor de K2 se multiplica por la envergadura media geomtrica para determinar y se le resta K1*bgeo/2. Como se visualiza en la figura:

Figura 4. Imagen representativa de la ubicacin del alern en una semi ala mostrada del Perkins.

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Obteniendo los siguientes resultados:

'6 7892 1,04; ' 7892 1,6; :;9? 0,56@* 0,25 0,125 2.4- CLCULO DE ARRASTRE.

El arrastre total de una aeronave se obtiene mediante la sumatoria del arrastre inducido y el arrastre parsito de cada componente.

Para el clculo del arrastre inducido se debe obtener el factor de correccin de Oswald dado por la ecuacin:

= 1,78 A1 & 0,045 BC,DEF & 0,64 0,869 Para el clculo de arrastre parsito no basamos en el Equivalent Skin-Friction Method,

propuesto por Raymer, con un coeficiente de friccin equivalente de 0,035, factor indicado para aviones cargueros. Los coeficientes de arrastre inducido y parasita se obtiene por las siguientes ecuaciones:

:G (H B =C ; :C I8

Obteniendo as un coeficiente de resistencia total de Cd=0,2188 de tal manera que la resistencia total con una velocidad de v=11,2m/s y una densidad a 436m de altitud de =1,1744Kg/m3, el siguiente valor de resistencia D=24,175N.

2.5- DOWNWASH.

El fenmeno de sustentacin de los perfiles, forma un flujo de aire rotacional que crea un conjunto de sistema de vrtices. Dichos vrtices afecta la estabilidad y control de la aeronave, debido que hace que el flujo de aire sea inestable interfiriendo con gran importancia al empenaje. Por tanto, se calcula la estela producida con el objeto colocar el estabilizador horizontal en una posicin donde no sea muy afectado por dicho fenmeno, teniendo en cuenta las restricciones de la competencia y consideraciones geomtricas antes mencionadas. Esta deviacin de aire en relacin a la forma del perfil forma una especie de abanico, el cual, determinaremos el ngulo que lo delimita, definido por la siguiente ecuacin:

J 1,6H KB 0,171LM: 9,8 2.6- EFECTO SUELO .

Durante el recorrido en tierra existe un fenmeno que aumenta la sustentacin y disminuye la resistencia, el cual, este se ve afectado por la altura del ala con respecto a tierra, dicho fenmeno se estudia con el fin minimizar la carrera de despegue. La variacin del Cd debido al efecto suelo se determina por la siguiente ecuacin:

PGAQRSFPGATRSF A16 U W F10 X A16 U W F

11

PGAQRSF A16 U W F10 X A16 U W F PGATRSF 0,0279 Obteniendo un CLi(IGE) por:

GAQRSF YPGAQRSF H B 0,73 Determinando la sustentacin mediante la ecuacin de sustentacin:

12 [ X GAQRSF\ 180 2.7- RENDIMIENTO DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL.

La ubicacin del estabilizador horizontal es crtico en el momento del diseo, debido al fenmeno de la estela producido por el ala, este forma unos vrtices que inestabiliza el flujo de aire que se dirige hacia el empenaje. Por tanto, se estudia la eficiencia del estabilizador horizontal en funcin de su ubicacin, de manera poder sacarlos del rea descrita como un abanico, el cual, se determina el ngulo del mismo. La eficiencia se determina mediante las siguientes ecuaciones:

K>8I KQQ & 0,75 ]* 0,725 ^ K>8I_J 0,13 ` ^ X ^]* 0,46

Figura 5. Representacin del efecto de la estela en el estabilizador horizontal presentado por la UFSC aerodesign.

3. DESEMPEO

3.1- SELECCIN DEL MOTOR Y ESCOGENCIA DE LA HLICE. En el anlisis de desempeo de la aeronave CARICARE2 nos basamos fundamentalmente en

la escogencia del conjunto motopropulsor.

El motor seleccionado es el O.S. 0,61 FX debido a su fiabilidad operacional, y uso en competencias anteriores.

Para la escogencia de la hlice se realiz mediante ensayos a distintas hlices, para medir su traccin esttica, y las rpm que obtenan. Obteniendo la siguiente tabla:

12

Hlice rpm Traccin (Prctico) Traccin (Terico) 14x6 9300 31,58 N 32,11 N 13x5 10700 31,58 N 31,57 N 12x5 13400 30,70 N 37,75 N

Tabla 4. Datos de traccin de las hlices en funcin de las rpm. Por consiguiente, se realiza anlisis matemticos mediante la variacin de velocidades y as

obtener la eficiencia de las hlices, por medio de la siguiente ecuacin:

ab cS d Mostrando as la grfica de traccin disponible obtenida por cada hlice.

Figura 6. Grfica de la traccin disponible en funcin de la velocidad. La traccin esttica tambin fue estimada de forma analtica a partir del modelo matemtico propuesto por Durand & Lesley definido por las ecuaciones:

aeC 'fC cS< g 'feC 57000 #1,97 & $g%

El resultado obtenido como solucin de la ecuacin determina la traccin esttica en libras (lb), y, por tanto, el mismo fue convertido a newton (N) para obtener el resultado en el sistema internacional de unidades (SI). En la grfica se muestra la curva de eficiencia de las hlices estudiadas, determinada por el segn el modelo propuesto por Durand & Lesley.

Figura 7. Grfica de la eficiencia de la hlice en funcin de la velocidad.

0

10

20

30

40

50

0 5 10 15 20 25 30 35

Em

pu

je (

N)

velocidad (m/s)

Traccin disponible en funcin de la velocidad

14x6

12x5

13x5

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 10 20 30 40

velocidad (m/s)

Eficiencia de la hlice en funcin de la velocidad

14x6

12x5

13x5

13

0

10

20

30

40

50

5 10 15 20 25 30

Tra

cci

n (

N)

Velocidad (m/s)

Variacin de la Traccin con la altitud

h436

h1000

h1500

h436d

h1000d

h1500d

La hlice seleccionada es la 12x5, debido a las caractersticas que presenta en funcin de la traccin necesaria para el inicio de la carrera de despegue.

3.2- CURVAS DE TRACCIN Y POTENCIA DISPONIBLE Y REQUERIDA. Una vez determinado el peso total para el despegue a diferentes altitudes, realizamos el

estudio de la variacin de la traccin y la potencia en funcin de la altitud. De manera poder obtener una estimacin de las velocidades de mximo alcance y mxima autonoma de la aeronave.

Teniendo en cuenta que el comportamiento de la aeronave en vuelo de crucero puede ser afectado por la eficiencia del conjunto motopropulsor debido al cambio de densidad del aire. Por tanto, se prevee el desempeo de la aeronave en diferentes condiciones de vuelo.

Para la determinacin de las curvas, de traccin disponible y corregida para diferentes altitudes se utiliz la siguiente ecuacin:

ab abC C La traccin requerida para mantener un vuelo recto y nivelado debe ser calculada a travs de

la ecuacin:

a> g 12 APC X ' F Donde el CL depender de la velocidad de vuelo de la aeronave, el cual, utilizando como

valor el peso total de la aeronave, ser calculado por la siguiente ecuacin:

2 h Las potencias disponibles y requeridas en funcin de la altitud fueron obtenidas de forma

directa mediante la ecuacin:

cb ab ; c> a> A continuacin se muestran unas grficas donde se muestran las curvas de traccin y

potencia disponibles y requeridas, en funcin de la velocidad.

Figura 8. Grfica de la variacin de traccin con la altitud en funcin de la velocidad.

14

Figura 9. Grfico de la variacin de potencia con la altitud en funcin con la velocidad. La determinacin de velocidad de mximo alcance y mxima autonoma fueron determinada

por la forma siguiente:

f>]? #2 %6 # 'PC%

6j

k>]? #2 %6 # '3 PC%

6j

La velocidad que minimiza la traccin representa la realizacin de un vuelo de mximo alcance, y la velocidad que minimiza la potencia requerida indica un vuelo de mxima autonoma. Los resultados obtenidos se muestran en la tabla:

h vtrmn (m/s) (alcance) vprmn (autonoma)

436 28,44 21,61

1000 29,24 22,23

1500 29,97 22,77

Tabla 5. Velocidades de mximo alcance y mxima autonoma.

3.3- DESEMPEO DE SUBIDA DE LA AERONAVE.

El anlisis de la rata de ascenso o subida de la aeronave se estudia en diferentes altitudes de vuelo de vuelo de la aeronave. Segn Anderson, la razn de subida es determinada de la forma siguiente:

l cb & c> Donde se obtiene el siguiente grfico en funcin de la velocidad, con la carga mxima de

para el despegue.

0

50

100

150

200

250

300

350

400

5 10 15 20 25 30

Po

ten

cia

(W

)

Velocidad (m/s)

Variacin de la Potencia con la altitud

15

Figura 10. Grfico de rata de ascenso. Y el ngulo que proporciona mayor la razn mxima de subida fue calculado por la siguiente

ecuacin:

no 0 ]q ML_ ,l ]q . Resultando como resultados de razn de subida mximos los siguientes

R/Cmax (H=436m) vmax R/Cmax 1,21 18,2 3,8

R/Cmax (H=1000m) vmax R/Cmax

1,1 18,5 3,4 Tabla 6. Valores de R/Cmx, vmx y R/Cmax a diferentes altitudes.

3.4- CLCULO DE CARRERA DE DESPEGUE. Para el clculo de carrera de despegue consideramos las condiciones atmosfricas a la

altitud de Maracay-Edo. Aragua. Segn Anderson la distancia de pista necesaria para el despegue de una aeronave puede ser determinada a partir de la siguiente ecuacin:

(9 1,44 K]q ra & sg X t A & FuvC,wxC Considerando el Clmx=1,7; =0,03 y =1,1744Kg/m3. Adems, por recomendaciones de la FAR PART23 (categora transporte) se determina, por medidas de seguridad, que vlof=1,2vestol, siendo la velocidad de estol calculada por:

8y9( z 2 K]q Por tanto, los valores de las fuerzas de sustentacin y resistencia se determinan por las siguientes ecuaciones:

12 [0,7 (9I\ K]q

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

5 10 15 20 25 30

R/C

(m

/s)

Velocidad (m/s)

Rata de Ascenso (Subida)

H=1000

H=436

16

60

80

100

120

140

160

180

200

5,00 25,00 45,00 65,00 85,00

Pe

so (

N)

SLO

Desempeo en aterrizaje

h=435

h=1000

h=1500

h=2000

g 12 [0,7 (9I\ A:C X '(9F Adems considerando el efecto suelo y el coeficiente de sustentacin ideal, determinamos el comportamiento de la carrera de despegue a diferentes altitudes y la mostramos en la siguiente grfica:

Figura 11. Grfico de desempeo en despegue a diferentes altitudes. Para la carrera de despegue con una carga mxima de 18Kg se determin que se debe tener SL0 =61,66m.

3.5- CLCULO DE CARRERA DE ATERRIZAJE Para el clculo estimado de la carrera de aterrizaje, se considera las recomendaciones de la

FAR PART-23, donde establece una velocidad de aproximacin de 1,3vestol, segn Anderson, la pista necesaria para el aterrizaje puede ser calculado por:

k9 1,69 K]q sg X t A & FuC,w|}~ La ecuacin es muy similar a la de despegue, a diferencia que T=0 debido que la traccin del

motor debe ser nula cuando esta toca la pista.

Se considera el peso mximo de la aeronave de W=177,58N, donde se va variando los pesos y as estimar la distancia necesaria para el aterrizaje.

Figura 12. Grfico de desempeo en aterrizaje a diferentes altitudes.

40

60

80

100

120

140

160

180

200

0,00 20,00 40,00 60,00 80,00 100,00

Pe

so (

N)

SLO

Desempeo en despegue

h=435

h=1000

h=1500

h=2000

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La distancia necesaria para el aterrizaje a altitud de Maracay con la carga total es SL0=66,7m, considerando el aumento de sustentacin por el uso de alerones como flaps, el cual, aumenta la sustentacin y la resistencia aerodinmica, produciendo un frenado y disminuyendo la distancia de recorrido.

3.6- DIAGRAMA V-N DE MANIOBRA

El diagrama v-n de maniobra fue obtenida mediante la aplicacin de la norma FAR PART-23 como recomendacin del Raymer.

De manera de hacer segura la aeronave pero considerando el peso de la estructura del mismo, se escoge un factor de carga lmite adecuado para la misin, que no resulte ser muy alto y provee un vuelo eficiente. Segn las recomendaciones del Raymer el factor de carga lmite de aeronaves de vuelos subsnicos son 2,5nmx3,8. El valor del factor de carga lmite seleccionado para el diseo de nuestra aeronave es de nmx=2,5.

Segn las normas FAR PART-23, el factor de carga ltimo, la velocidad de maniobra, la velocidad de mergulho y factor de carga lmite negativo son determinados por las siguientes ecuaciones:

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3.7- RADIO DE CURVATURA MNIMO. Teniendo determinado los factores de cargas y obtenido el diagrama v-n, realizamos los

clculos de radio de curvatura mnimo para el mximo ngulo permisible de inclinacin para la realizacin de una curva. Segn Anderson se puede determinar por las siguientes ecuaciones:

o]? z4 ' A hF Aa F ;

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3.9- GRFICO DE CARGA TIL EN FUCIN DE LA ALTITUD-DENSIDAD. Para la prediccin de la carga til en funcin de la altitud-densidad nos basamos en la

ecuacin utilizada por el equipo CARI II en el informe de diseo de una aeronave para la competencia SAE Brasil aerodesign 2008, el cul, se define como:

y8I( 12 A1 & 0,0000226 UFj,D h &ThS Mediante la ecuacin con la altitud de Maracay de 436m obtenemos que la carga paga a

levantar es de CP=13,5Kg. Todos los puntos calculados fueron linealizados obteniendo as la siguiente ecuacin:

c 14,243 & 0,0017 U

Figura 15. Grfico de prediccin de carga til en funcin de la altitud-densidad.

0

2

4

6

8

10

12

14

16

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200

Ca

rga

Pa

ga (K

g)

Altitud - Densidad (m)

AEROESTRUCTURAS/EQUIPO N04UNEFA/VENEZUELA

Grfico de Prediccin de Carga til

c 14,243 & 0,0017 U

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4. ANLISIS DE ESTABILIDAD 4.1- DETERMINACIN DE LA POSICIN DEL CENTRO DE GRAVEDAD

Como parte fundamental para el inicio de los estudio de estabilidad, peso y balanceo de la aeronave, resulta de gran importancia la determinacin exacta del centro de gravedad de la aeronave para establecer condiciones de peso mnimo y mximo. Para la determinacin del CG hemos recurrido a la utilizacin de un modelo analtico que permite realizar el clculo de la posicin del mismo CG con exactitud en la aeronave. Este mtodo est basado en el clculo analtico con condiciones de balanceo y momento.es importante resaltar que se asumieron dos momento, una de nariz (sentido anti-horario negativo) y una de cola (sentido horario-positivo), esto con el fin de asumir que la aeronave esta en equilibrio.

0R : La presente ecuacin nos relaciona cada momento generado por cada componente, con el

peso total de la misma, todo esto para as poder llegar a obtener un clculo ms preciso del CG.

W (N) d (m) M (N*m) CONJ. MOTOR 7,6 0,125 0,95 BASE Y TREN DEL. 2,8 0,18 0,504 BOOM DEL MOTOR 1,2 0,3 0,36 FUSELAJE Y ALA 23,544 0,65 15,3036 TREN PRINCIPAL 3,9 0,72 2,808 BOOM DE COLA 0,75 1,355 1,01625 EMPENAJE 4,2 1,81 7,602

Tabla 7. Datos de peso y ubicacin de los componentes del CARICARE2.

Obteniendo una total de la aeronave de MV=4,5 Kg., y la ubicacin del centro de gravedad a XCG= 0,65m.

Una vez localizada la distancia, se relaciona la diferencia entre la distancia de la posicin del centro de gravedad y el borde de ataque del ala en relacin a una lnea de referencia obteniendo as la posicin del centro de gravedad en un porcentaje de la cuerda, la ecuacin implementada fue la siguiente:

% A0R & F 100% 30%

4.2- ESTABILIDAD ESTATICA LONGITUDINAL

Como un punto crtico en la aeronave la estabilidad esttica longitudinal nos ayud a estudiar el comportamiento de la misma en su eje transversal, siendo de gran importancia ya que con esto se logra determinar en gran medida las caractersticas de cabeceo, particularmente las relativas a la perdida. En este punto es necesario que existiese un momento restaurador que permitiese a la aeronave volver a su posicin de equilibrio despus de cualquier perturbacin

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sufrida. Es importante acotar que para estos estudios de estabilidad el equipo a trabajado apoyndose en la bibliografa del Perkins. AirplanePerformanceStabilityandControl.

Se realizaron los clculos de la estabilidad esttica longitudinal comando fijo sin potencia y con potencia (hlice), con la siguiente ecuacin.

#::K % . $ & M X #::K % & _ _ #1 & :J:% Ecuacin de coeficiente de estabilidad esttico longitudinal comando fijo y sin potencia. Dnde:

Contribucin del ala:

Xcg - Xac = 0

Es 0 debido a que se alinearon el centro de gravedad de la aeronave y el centro aerodinmico del ala, aun as la aeronave posee un ala alta en donde el centro CG se encuentra por debajo del centro aerodinmico del ala lo que nos ayuda a la contribucin de la estabilidad longitudinal.

Contribucin del fuselaje a la estabilidad: #::K % 0,013822

Elementos que conforman la contribucin del estabilizador horizontal a la estabilidad esttica longitudinal.

CLt = 0,051

Pendiente de la curva de sustentacin del perfil utilizado en el estabilizador horizontal. Para efecto de los clculos es importante acotar que este valor de CLt fue introducido con signo negativo, esto debido a que el estabilizador estar de forma invertida en la aeronave.

CLw = 0,0664

Pendiente de la curva de sustentacin del perfil utilizado en el ala. La eficiencia del estabilizador horizontal, se obtiene dependiendo del estrechamiento del ala

con la condicin:

#_;% 0,5=

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Dando un resultado total:

#::K % . $ 0,27 Para el clculo del coeficiente de estabilidad esttico longitudinal comando fijo y con

potencia se utiliz la siguiente formula:

#:]:0 %- 0R & * X #:]:0 %Iy &

KK d #1 & :: & :S-: % /y 5 X #:a0(:0( %

,2 gh . #U% d- X #:-:K % # K-h% #- % En donde podemos observar que existen las mismas contribuciones que en la anterior

formula y con la nica de diferencia de que en esta se est considerando la contribucin que aplica la planta propulsora (hlice) sobre la estabilidad longitudinal. Entre estos factores que se encuentran dentro de la contribucin de la planta propulsora destacan las fuerzas que actan, las cuales son traccin y torque, para este estudio relacionamos:

Contribucin de la planta propulsora:

#:$: % 0,2257 Representa la estela producida por la hlice del motor

# % 2,1719 Representa el factor de correccin de velocidad

:_:K 2 g

U Este conjunto representa la traccin producida por la hlice y es igual a -0,0071355

:c:K K$ $ Este conjunto representa el torque generado por la hlice del motor y es igual a 2,57E-4 Dando un resultado total

#::K % . $ 0,434 Siendo este el margen de estabilidad de la aeronave, donde se es multiplicado por la cuerda

del ala. Dndonos como resultado el brazo del momento generado por la sustentacin en sentido contrario del momento generado por el ala. Obteniendo as el siguiente resultado:

L=W

cL=LM;;