Lineamientos Para Realizar Informes Tecnicos SAE Aerodesign
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REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO
LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN
Trabajo Especial de Grado presentado como requisito para optar al título de
Ingeniero Aeronáutico
Autor:
Br. López Rivas Donald Ramón.
Tutor:
Ing. Nelson José Díaz Gautier.
Maracay, abril de 2009.
i
REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITECNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
En mi carácter de tutor del Trabajo Especial de Grado, titulado “propuesta para la elaboración de los lineamientos a seguir para la realización de los informes técnicos bajo las normativas de las competencias SAE Aerodesign”, presentado por el ciudadano Donald Ramón López Rivas C.I. 12625701, para optar al título de Ingeniero Aeronáutico, considero que dicho trabajo tiene los meritos suficientes para ser sometido a la presentación pública y evaluación por parte del jurado examinador que se designe.
En la ciudad de Maracay a los 28 días del mes de Abril de 2009.
Ing. Nelson Díaz.
ii
REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
“PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO
LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN”
Trabajo Especial de Grado aprobado, en nombre de la Universidad Nacional Experimental de la Fuerza Armada Bolivariana, por el siguiente jurado, en la ciudad
de Maracay a los _____ días del mes de _____________ de 2009.
_____________________ ____________________ _____________________
Firma del profesor Firma del profesor Firma del profesor
________________________
Coordinador de Ingeniería Aeronáutica.
iv
DEDICATORIA
A Dios ante todo.
A mis padres.
A mis hermanos.
A mis amigos.
A mis compañeros.
Al desarrollo e investigación en materia Aeronáutica en Venezuela.
v
AGRADECIMIENTOS
Agradezco a Dios por brindarme la oportunidad de vivir para realizar este
trabajo, a mis padres Alburí Rivas y Ramón López por su apoyo y formación, a mis
hermanos Sergio, Arquímedes, Adolfo y hermanas Albury y Triana por su apoyo,
estimulo y preocupación. Existen muchas personas más a quienes les atribuyo mis
éxitos por su estimulo, confianza, criticas, comentarios, esfuerzos, compañía, entre
otras, a quienes les agradezco en el alma por estar en el camino y ayudarme a
caminar. Lamentablemente por espacio y circunstancias no los puedo nombrar a
todos en este momento. En especial quiero agradecer a la Familia Orozco, en
particular al Sr. René, Sra. Rosa, Laura e indudablemente Verónica, así mismo a mis
amigos en Toy-Motriz Pedro Uyoa, Enrique, Adonis, Antonio, Luciana y José Luis,
entre otros. En la universidad al Sr. Luis, Dilena así como al personal del
departamento, a mis amigos y profesores entre ellos Nelson Díaz, Ángel Malaguera,
Asdrúbal Belisario, y mis compañeros de estudio que hoy formamos una familia.
También a Andrés Parra y Rafael Martínez “Chamolon”, estos últimos que me
brindaron un gran aporte en conocimiento para la culminación de este trabajo.
El éxito no se describe en las cosas que se ganan sino en el esfuerzo que
se hace para ganarlas.
vi
REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
Autor: Br. López Rivas Donald Ramón.
Tutor: Ing. Nelson José Díaz Gautier.
RESUMEN
Esta investigación tiene como finalidad establecer los lineamientos a seguir para elaborar los informes técnicos para las competencias SAE Aerodesign con la visión de proporcionar una herramienta base a los futuros equipos que participen en la misma. El estudio fue desarrollado como una investigación de campo, bajo la modalidad de proyecto factible con una breve revisión documental. El mismo consta de cinco (5) capítulos de los cuales dos (2) son técnicos: El capítulo IV que contempla la recopilación, comparación y análisis de la información sobre informes técnicos anteriores. El capitulo V presenta la estructura detallada propuesta para realizar un informe técnico eficiente para SAE Aerodesign, así como una herramienta para la estimación de la fracción de carga de pago de aeronaves con el esquema de la competencia, el procedimiento para la determinación del centro de gravedad, y propuesta sobre el uso de teorías y herramientas computacionales que aplican para el diseño de las mismas. Los resultados obtenidos en esta investigación concluyen en una herramienta ideal para abordar la elaboración de los informes técnicos para las competencias SAE Aerodesign en su clase regular.
vii
ÍNDICE
DEDICATORIA .......................................................................................................... iv
AGRADECIMIENTOS ................................................................................................ v
RESUMEN ................................................................................................................... vi
ÍNDICE DE TABLAS ............................................................................................... xiii
ÍNDICE DE FIGURAS .............................................................................................. xiv
ÍNDICE DE GRÁFICOS ........................................................................................... xvi
INTRODUCCIÓN ………………………………………………………………..1
CAPÍTULO I
1.1 Planteamiento del problema ………………………………………2
1.2 Objetivos de la investigación. …………………………………4
1.2.1 Objetivo General …………………………………………4
1.2.2 Objetivos específicos ……………………………………….4
1.3 Justificación …………………………………………………………5
1.4 Limitaciones …………………………………………………………6
1.5 Alcance …………………………………………………………7
viii
CAPÍTULO II
MARCO REFERENCIAL
2.1 Antecedentes …………………………………………………….8
2.1.1 Reseña histórica …………………………………….8
2.1.2 Antecedentes de la investigación …………………….12
2.2 Bases teóricas ……………………………………………………14
2.2.1 Introducción a un proyecto aeronáutico….....……………14
2.2.2 Definición de Aerodinámica ……………….……………15
2.2.3 Fuerzas Aerodinámicas ……………….……………17
2.2.4 Variación en la presión ……………….……………18
2.2.5 Definición de la Sustentación y de la Resistencia …….19
2.2.6 Distribución de la Velocidad …………….……………20
2.2.7 Cómo se genera la sustentación …………………….21
2.2.8 Resistencia Aerodinámica. …………………………….22
2.2.9 Proceso del diseño de aeronaves. …………………….26
2.2.10 Fases del diseño de aeronaves …………………….27
2.2.11 Proceso del diseño conceptual …………………….30
2.2.12 Estimación inicial del peso de despegue (Wo) ……..31
2.2.13 Relación empuje-peso …………………………….34
2.2.14 Carga alar …………………………………………….36
2.2.15 Selección de perfiles …………………………………..38
2.2.16 Geometría del ala …………………………………….42
ix
2.2.17 Geometría del empenaje …………………………….48
2.2.18 Tren de aterrizaje …………………………………….51
2.2.19 Teoría de Prandtl. ……………………………………..57
2.2.20 Estabilidad y control ……………………………..59
CAPÍTULO III
MARCO METODOLÓGICO
3.1 Tipo de Estudio ……………………………………………63
3.2 Método de Investigación ……………………………………65
3.3 Técnicas e instrumentos de recolección de datos ……………66
3.4 Fases de la Investigación …………………………………...66
CAPÍTULO IV
ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS
4.1 Recolección e interpretación de datos ……………………68
4.1.1 Sistema evaluativo ……………………………………68
4.1.1.1 Presentación del informe técnico ……………68
4.1.1.2 Presentación Oral ……………………………69
4.1.1.3 Competencia de vuelos ……………………69
4.1.2 Parámetros de evaluación del informe técnico ……70
4.1.3 Tabla de resultados ……………………………………71
4.2 Gráficos de puntuaciones ……………………………………73
4.3 Análisis de los informes técnicos ……………………………78
x
4.3.1 Análisis Aerodinámico ……………………………78
4.3.2 Desempeño ………………………………….…………79
4.3.3 Estabilidad y control …………………………………….80
4.3.4 Estructuras …………………………………………….81
4.3.5 Proyecto ………………………………...…………..82
CAPÍTULO V
LA PROPUESTA
5.1 Estructura general de un proyecto SAE Aerodesign ………………84
5.2 Organización del equipo ………………………………………86
5.3 Diseño conceptual ………………………………………………88
5.3.1 Especificación de la misión del proyecto ……………….89
5.3.2 Boceto General ………………………...…………….90
5.3.3 Estimación de peso en vacio y carga de pago ……….91
5.3.4 Estimación de la masa estructural de la aeronave (West) .92
5.3.5 Especificaciones ………………………………………94
5.4 Diseño preliminar ………………………………………………95
5.4.1 Selección del perfil: ………………………………………96
5.4.2 Diseño Preliminar del Ala ……………..………………..97
5.4.3 Definición preliminar del fuselaje ……….……………..101
5.4.3.1 Posición del motor ……………………………..102
5.4.4 Ubicación del centro de gravedad ……………………...104
5.4.4.1 Ubicación de la carga ……………………...105
xi
5.4.4.2 Ubicación del o las alas: ……………………...106
5.4.5 Diseño preliminar del empenaje ……………………...109
5.4.6 Análisis Aerodinámico ……………………………...110
5.4.6.1 Análisis teórico ………………………………111
5.4.6.2 Análisis computacional ………………………111
5.4.6.3 Análisis experimental ………………………112
5.4.7 Estudio aerodinámico del empenaje ………………………113
5.4.10 Conclusiones estudio aerodinámico ………………………116
5.5 Estabilidad y control ………………………………………………116
5.5.1 Estabilidad longitudinal estática ………………………117
5.5.2 Estabilidad latero-direccional ………………………117
5.5.3 Control ………………………………………………117
5.5.4 Estabilidad dinámica ………………………………………118
5.6 Desempeño ………………………………………………………119
5.6.1 Curvas de potencia ……………………………………….119
5.6.2 Carrera de despegue y aterrizaje ……………………….120
5.7 Análisis estructural ………………………………………………122
5.7.1 Factores de carga limites ……………………………….122
5.7.2 Diagramas de esfuerzo cortante, momento flector y torsor .123
5.7.3 Aspectos del diseño estructural ……………………….124
5.7.3.1 Ala 124
5.7.3.2 Empenaje ……………………………………….124
5.7.3.3 Fuselaje ……………………………………….124
xii
5.7.3.4 Tren de aterrizaje ……………………………….125
5.7.4 Instalación del motor ………………………………………125
5.8 Diseño detallado ………………………………………………….125
5.9 Proyecto ………………………………………………………..…126
5.9.1 Resultados …………………………………………….…126
5.9.2 Factor humano ……….……………………………………126
5.9.3 Cronograma de actividades………………………………….127
5.9.4 Aplicaciones ……………….……………………………….127
5.9.5 Análisis de riesgos ……….……………………………….127
5.10 Anexos…………...…………………………………………………..128
CONCLUSIONES …………….…………………………………………………129
RECOMENDACIONES …….………………………………………………….131
REFERENCIAS BIBLIOGRAFICAS ………………………………………..132
GLOSARIO ……………………………………………………………………….135
xiii
ÍNDICE DE TABLAS
Tabla 1…………………………………………………………………………….32
Tabla 2……………………………………………………………………………33
Tabla 3……………………………………………………………………………34
Tabla 4…………………………………………………………………………….35
Tabla 5…………………………………………………………………………….36
Tabla 6…………………………………………………………………………….72
Tabla 7…………………………………………………………………………….72
Tabla 8…………………………………………………………………………….95
Tabla 9…………………………………………………………………………...100
Tabla 10………………………………………………………………………….119
Tabla 11………………………………………………………………………….121
xiv
ÍNDICE DE FIGURAS
Figura II-1: La evolución de los Uav`……………………………………..……10
Figura II-2.- B-17 UCAV……………………………………………………….11
Figura II-3.- Predator UAV artillado con misiles Hellfire-……………………...12
Figura II-4.- Fuerzas existentes en una aeronave………………………..............17
Figura. II-6.- Rueda de diseño Fuente………………………………….….…....27
Figura. II-7. Partes del diseño……………………………………………..…….29
Figura II-8.- Perfiles………………………………………………….…….…....38
Figura II-9.- Parámetros de un perfil.……………………..…………..…..….....39
Figura I1-10.-Perfiles NACA…………………………………..……..………...41
Figura II-11.- Características del ala…………………………….…..…………..43
Figura II-12.- Flecha del ala…………………………………………………….44
Figura II-13.-Cuerda aerodinámica del ala……………………………..……....45
Figura II-14.- Efecto del alargamiento en la sustentación………………..…….46
Figura II-15.- Estrechamiento del ala…………………………………………..47
Figura II-16.- Tipos de empenaje…………………………………………...….49
Figura II-17.- Método de los coeficientes………………………………..……50
Figura II-18. Recuperación en barrena……………………………………….. 51
Figura II-19.- Tren convencional………………………………………………54
xv
Figura II-20.- Tren triciclo……………………………………………………..55
Figura II-21.- Tren fijo tipo resorte……………………………………………56
Figura II-22.- Unión del tren al fuselaje…………………………………….....56
Figura II-23.- Estructura del tren tipo resorte……………………………........57
Figura II-24. Teoría de Prandtl………………………………………………..58
Figura II-25.- Fuerzas que actúan en un perfil alar……………………………58
Figura II-26.- Ejes de la aeronave…………………………………………... ..60
Figura II-27. Tipos de estabilidad…………………………………………..... 62
Figura V-1. Estructura del informe técnico……………………………...…….85
Figura V-2: Diagrama Organizacional…………………………………………87
Tabla V-1. Especificaciones………………… ………………………………95
Figura V-3. Efectos del empuje sobre la estabilidad longitudinal………........103
Figura V-4. Distribución de la carga………………………………………….105
Figura V-5. Línea de centro aerodinámico…………………………………....106
Figura V-6. Alineación del centro de gravedad……………………...……….107
xvi
ÍNDICE DE GRAFICOS
Grafico IV.1 Puntuación Total……………………………….…..…….73
Grafico IV.2. Aerodinámica……………………………….………..….74
Grafico IV.3. Desempeño………………………………….…………...74
Grafico IV.4 Estabilidad……………………………………….….…... 75
Grafico IV.5. Proyecto………………………………………..…………75
Grafico IV.5. Estructuras…………………………………………..……76
Grafico V-1. Fracción de carga de pago Vs peso en vacio…………….. 93
Grafico V-2. Forma en planta…………………………………………. 100
Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria………………....120
Grafico V-4. Diagrama V-n…………………………………………….123
INTRODUCCIÓN
En Venezuela, la aeronáutica en una oportunidad alcanzó un estatus
considerablemente alto a nivel de desarrollo e investigación, con miras a ser un país
productor en el campo aeronáutico mundial. Con el paso del tiempo y posiblemente
por causas políticas, sociales, económicas, el boom del petróleo, o quizás por todas
ellas, el crecimiento de la industria aeronáutica en nuestro país se ha visto pasmada o
hasta en decaimiento a tal punto que inclusive para las labores de mantenimiento cada
día Venezuela se convierte mas en un país altamente dependiente de otros países y
todo esto a pesar de que poseemos una de las fuerzas aéreas más antiguas del mundo
lo cual nos obliga en cierta manera a tener un nivel de desarrollo en la industria
aeronáutica, pero no es así, quizás todo esto se debe en gran medida a que no
poseemos las infraestructuras ni los equipos para desarrollar una investigación, a
pesar de que el equipo humano que tiene el país está dispuesto a trabajar y los que
trabajan en investigación y diseño son muy pocos, con seguridad esas pocas personas
poseen la capacidad necesaria y la disposición para hacerlo, pero al no poseer las
instalaciones y menos aun los equipos se encuentran en una encrucijada que no
parece tener otros caminos, de aquí surge la necesidad de tener una línea de
investigación en materia aeronáutica y de fomentar el interés en esa materia con el fin
de encaminar al país al desarrollo de la industria aeronáutica Venezolana.
CAPÍTULO I
1.1 Planteamiento del problema
En el país a pesar de los años que tiene presente la aviación la información en
esa materia basada en experiencias practicas es algo escasa, esto se debe en gran
medida a que los trabajos en la aviación están limitados al mantenimiento de
aeronaves, lo cual se basa esencialmente en seguir procedimientos establecidos para
ello, han sido pocos los casos en que venezolanos han llegado a estar directamente
involucrados en el diseño de aeronaves a no ser de estar en otro país, una de las
razones de esto, es que, en aviones de uso comercial existen normativas y
regulaciones a seguir que han sido establecidas por países productores en materia
aeronáutica por razones de seguridad, y esto, dificulta mucho el trabajo de diseño
puesto que se necesita su certificación, pero esto no debe ser motivo para que se
niegue la posibilidad del desarrollo y una de las puertas hacia la tecnología de la
industria aeronáutica es el SAE Aerodesign, dado que, esta competencia involucra
directamente a los estudiantes quienes realizan el diseño de una aeronave incluyendo
el proceso logístico que trae consigo, además de la inventiva, la creatividad, los
involucra con la realidad de lo difícil que es completar con éxito un proyecto
aeronáutico. Muy a pesar de ser aviones pequeños, radio-controlados, que casi se
pueden considerar aeromodelos, en el diseño de este tipo de aeronaves surge otro
problema, que la información sobre teorías, métodos, ecuaciones y demás
documentación necesaria, para realizar el informe técnico que va a respaldar de forma
teórica todas las decisiones tomadas en el diseño de la aeronave es escasa dado que
algunas teorías están diseñadas para aviones de tamaño considerable, lo cual las
inhabilita de alguna manera para aviones de pequeña envergadura como los que se
hacen para estas competencias, a la vez no están disponibles métodos para ensayos
3
prácticos que permitan corroborar los cálculos plasmados en los informes lo cual deja
los resultados presentados en los informes en el empirismo.
Hay partes importantes en estos informes como los estudios de cargas
estructurales, el cálculo de las superficies de control, cálculos aerodinámicos que han
sido presentados con deficiencias en los informes anteriormente enviados a la
competencia, todo esto es importante ya que los estudiantes que en un futuro
participaran en estas competencias, se van a encontrar con estas limitaciones y eso
reduce de la posibilidad de que Venezuela, así como la UNEFA, obtenga un triunfo
en estos eventos lo cual le brindaría un nivel importante en el mundo dentro del
universo del diseño de aeronaves así como la proyección de los estudiantes de esta
casa de estudios en empresas de alto corte internacional además de fomentar el interés
de productores e inversionistas del ramo aeronáutico en invertir en desarrollo e
investigaciones realizadas por Venezolanos.
Debido a lo antes explicado el investigador se plantea las siguientes
interrogantes:
¿Existe en la UNEFA lineamientos que establezcan los procedimientos a
seguir para la elaboración del informe técnico para las competencias SAE
Aerodesign?
4
¿Existe la suficiente información técnica sobre aeronaves radiocontroladas
bajo las especificaciones de la competencia SAE Aerodesign para elaborar una base
de datos que permita estimar el peso en vacio de este tipo de aeronaves?
1.2 Objetivos de la investigación.
1.2.1 Objetivo General
Proponer procedimientos para la elaboración de proyectos de diseño de
aeronaves radio-controladas bajo las especificaciones exigidas por la sociedad de
ingenieros automotrices SAE para la competencia “SAE Aerodesign”, en la clase
regular.
1.2.2 Objetivos específicos
Analizar la información técnica necesaria para diseñar una aeronave R/C que
cumpla con los estándares de la competencia SAE Aerodesign.
Formar base de datos de información técnica referente a la relación carga de
pago y peso en vacio de algunas de las aeronaves que han participado en
competencias anteriores.
5
Formular un procedimiento para la elaboración del informe técnico de
aeronaves R/C que cumpla con los estándares de la competencia SAE Aerodesign
Elaborar herramientas computacionales para cálculos aerodinámicos teóricos
del ala en función de las teorías que aplican a aeronaves SAE Aerodesign.
1.3 Justificación
Desde hace unos 20 años aproximadamente se ha realizado en
ESTADOS UNIDOS una competencia organizada por la sociedad de ingenieros
automotrices (SAE), la cual lleva por nombre SAE Aerodesign la misma es avalada
por las más grandes empresas de la rama aeronáutica en ese país, donde los
ingenieros de estas, se encargan de definir las reglas y evaluar a los competidores, en
la actualidad esta misma competencia se realiza, en tres lugares del mundo dos en
Estados Unidos (una en el Este y otra en el Oeste) promovidas por Lockeed Martin y
una en BRASIL, esta ultima patrocinada por la empresa Embraer, empresas que son
potencia mundial en lo que se refiere al diseño y la construcción de aeronaves. Estas
competencias están dirigidas a estudiantes de ciencias físicas, aeronáuticas y afines,
que tienen como misión estimular la creatividad desde el punto de vista ingenieril de
los competidores quienes en un futuro podrían ser ingenieros de estas grandes
industrias aportando ideas innovadoras que se pudieran convertir en nuevas
tecnologías. Para el caso de Venezuela y particularmente los estudiantes de ingeniería
6
aeronáutica, esto constituye un paso adelante en el compromiso con la carrera, la
cual se basa en el diseño de aeronaves además que permite acercarse mas a la
industria aeronáutica que algún día se espera tener en el país. La competencia
establece unas reglas que en esencia son limitaciones que buscan estandarizar las
aeronaves con la finalidad de desarrollar la creatividad de los estudiantes, una de las
partes de la competencia, la cual comprende casi la mitad de la puntuación total es la
realización del informe técnico que avalara el diseño realizado por los estudiantes, y
es aquí donde surge la necesidad de crear un manual técnico que sirva como base
teórica para realizar dicho informe basado en las experiencias y las deficiencias
tenidas en competencias anteriores en las que han participado estudiantes de la
UNEFA representando a VENEZUELA.
1.4 Limitaciones
Anualmente se emite un nuevo reglamento para cada competencia SAE
Aerodesing en los cuales se agregan, modifican o eliminan lineamientos de
competencias anteriores, lo cual puede hacer que la geometría de las aeronaves
cambie significativamente, así mismo el desarrollo de nuevas teorías de diseño trae
consigo de que el manual se adapte al avance de la tecnología aeronáutica.
7
1.5 Alcance
Esta investigación abarcará el desarrollo de los lineamientos generales para la
elaboración del informe técnico de aeronaves radio controlada para participar en las
competencias SAE Aerodesign en su clase regular.
CAPÍTULO II
MARCO REFERENCIAL
2 icbnineion
2.1 Antecedentes
2.1.1 Reseña histórica
La Sociedad de Ingenieros Automotrices (SAE® Internacional) es una
organización fundada en 1905, en Estados Unidos, por lideres visionarios de la
industria automotora y de la naciente industria Aeronáutica, dentro de los cuales
destaca Henry Ford, Thomas Edison, Orville Wright; se ha constituido en sus 100
años de existencia en una de las principales fuentes de normas y patrones relativos al
sector automotor y aeroespacial en todo el mundo con más de 5mil normas generadas
y 90mil socios distribuidos en 93 países. Además ha permitido intercambiar ideas por
medio de congresos, seminarios, conferencias y competencias; dando a conocer los
avances en el área automotriz, e incentivar el valor del trabajo en equipo con la
participación de ingenieros jóvenes y estudiantes de ingeniería.
La competencia SAE AeroDesign® fue creada por la organización SAE®
Internacional (sus siglas en ingles: Society of Automotive Engineers) en 1994 en los
Estados Unidos, es un desafío de proyecto abierto para estudiantes universitarios de
pre-grado de diversos países. A partir de 1999 dicha competencia pasó a ser parte del
calendario de SAE® Brasil, sección San José Dos Campos, afiliada a SAE®
9
Internacional, por lo que en la actualidad se realizan tres competencias SAE
AeroDesign® en el mundo: SAE AeroDesign® East, SAE AeroDesign® West y SAE
AeroDesign® Brasil.
En la década del 60 existía una competencia similar, a “ PAA Load ”, que
contaba como principal patrocinante a Pan American Airways, los aviones eran de
vuelo libre y era abierta a cualquier participante inclusive aeromodelistas
profesionales, en cambio las competencias SAE AeroDesign® son exclusivas para
estudiantes de ingeniería o ciencias físicas con un gran énfasis en proyectos
aeronáuticos, pero sin embargo aun se conservan algunas ideas y lineamientos de la
época en las actuales competencias.
Antecedentes de los UAV´S
Clarence “Kelly” Johnson, el legendario fundador en Lockheed de la
división “Skunk Works” y creador del SR-71 y del U-2, predijo en 1944 que el futuro
de la aviación militar pertenecería a los vehículos aéreos sin tripulación alguna. Ese
período ya casi está entre nosotros (ver figura 1). Actualmente, la Fuerza Aérea de
Estados Unidos, el Ejército, la Guardia Costera, la Infantería de Marina, y la Armada
poseen y operan algún tipo de Vehículo Aéreo sin tripulación (UAV).
10
Figura II-2: La evolución de los Uav`s
(Fuente: Daniel. P. Raymer (1981))
Durante la Segunda Guerra Mundial, el General Henry “Hap” Arnold
en coordinación con el General Carl Spaatz idearon un plan para usar aviones B-17
equipados sin nada fuera de lo elemental, cargados con 22.000 libras de altos
explosivos y provistos con pilotos automáticos teledirigidos para destruir las nuevas,
altamente defendidas, plataformas de lanzamiento de los cohetes alemanes V (ver
figura II-2). Denominado Proyecto Afrodita, este plan usó unos B-17 como la forma
primitiva de los UCAVs. La tripulación inicial del B-17 UCAV, el piloto y el técnico
del piloto automático, ejecutarían el despegue, el armado de los explosivos, el
traspaso del control a la aeronave matriz que volaba a unos 20.000 pies, la que dirigía
el piloto automático por control remoto, mientras los tripulantes se lanzaban en
paracaídas cuando aún se encontraban sobre el territorio del Reino Unido. El 4 de
agosto 1944 se lanzaron cuatro B-17 un avión explotó sobre el territorio del Reino
11
Unido matando a la tripulación; y los otros tres no llegaron a sus blancos designados.
La visión del General Arnold de un UCAV se pondría en reserva por otros 45 años
hasta que otro comandante general de fuerzas de combate aéreo concibió la idea de
construir un UAV armado.
Figura II-2.- B-17 UCAV
(Fuente: Daniel .P. Raymer (1981)) El Jefe de Estado Mayor de la Fuerza Aérea, General John P. Jumper,
mientras era comandante del Comando de Combate Aéreo, le asignó la tarea a la
Fuerza Aérea de desarrollar un UAV armado que poseyera la habilidad de encontrar
un blanco y eliminarlo. La plataforma escogida fue el Predator un UAV para
vigilancia y reconocimiento con más de 600 misiones de apoyo en las operaciones de
la OTAN en Bosnia. El 16 de febrero de 2001, el Predator hizo historia lanzando con
éxito el primer proyectil desde un UAV. El proyectil teledirigido con láser Hellfire-C
dio sobre un tanque estacionado señalando la evolución del Predator de un, recurso
del reconocimiento no letal a una certera arma destructiva de tanques, (vea figura II-
3). La visión actual para los UCAVs es la de un sistema económico para ejecutar
12
misiones cívico-militares aprovechándose del plan y las libertades operacionales que
se presentan al colocar el piloto fuera del vehículo. Los UCAVs, por su estructura,
serán de menor tamaño, más furtivos y tendrán mayor maniobrabilidad y resistencia
que las aeronaves. Este cambio del paradigma disminuirá los costos de las aeronaves,
aumentará la utilización de la aeronave con fines pacíficos y de cooperación.
Figura II-3.- Predator UAV artillado con misiles Hellfire-C
(Fuente: Daniel, P. Raymer (1981))
2.1.2 Antecedentes de la investigación
Buitriago V. ( 2004 ) en su trabajo especial de grado titulado “ Diseño
Preliminar de una Aeronave radio Controlada según especificaciones SAE
Aerodesign 2004” , presentado ante la Universidad Experimental Politécnica de la
Fuerza Armada, núcleo Maracay, para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico, lo
enmarca dentro de la modalidad de proyecto factible; el estudio se apoya en una
investigación descriptiva. En el mismo, se definieron criterios de diseño, se realizaron
13
estudios aerodinámicos y de las actuaciones de una aeronave no tripulada. El estudio
de las actuaciones de una aeronave no tripulada es un tema que será de ayuda al
trabajo por su importancia para definir el performance final de la aeronave a diseñar.
Ledezma E. y Rodríguez J, (2003) en su trabajo especial de grado titulado
“Aerodinámica, Estabilidad, Control y Actuaciones de una Aeronave no Tripulada de
reconocimiento para el componente Aéreo de la Fuerza Armada Nacional”,
presentado ante la Universidad Experimental Politécnica de la Fuerza Armada, núcleo
Maracay, para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico, presenta línea
metodológica basada en un proyecto factible; el estudio se apoya en una investigación
documental. El estudio se realizo bajo la modalidad de proyecto factible porque este
proyecto se dio a la necesidad de buscar una alternativa favorable que permitiera la
disminución de gastos militares en operaciones de reconocimiento. En este trabajo se
realizo un estudio completo que incluyo, aerodinámica, estabilidad y control,
actuaciones de un UAV para uso militar, estos tópicos serán de gran utilidad para el
presente proyecto, ya que se realizaron utilizando herramientas de análisis y
recolección de datos para estudios aerodinámicos que aun son aceptados.
Rad y Peñaloza (2007) “Diseño aerodinámico computacional de una aeronave
no tripulada”. En este caso se realizo el diseño utilizando procedimientos teóricos y
herramientas computacionales, estas últimas no diseñadas por los autores.
14
2.2 Bases teóricas
2.2.1 Introducción a un proyecto aeronáutico.
Como fase inicial de todo proyecto se debe conocer el método para su diseño,
planificación y desarrollo, con el fin de alcanzar la mayor eficiencia del mismo y a la
vez el mejor resultado.
El comienzo de cualquier proyecto de diseño comienza con el reconocimiento
de la “necesidad”, esto normalmente surge a partir de un proyecto preliminar o una
recolección de propuestas, los cuales pueden surgir de distintas fuentes como:
- Potenciales consumidores.
- Agencias de defensa del gobierno.
- Estudios de mercado que establezcan las demandas de un producto.
- Construcción de un producto existente. (Ej. Fuselajes de aviones, motores,
etc.).
- Explotación de nuevas tecnologías e innovaciones.
Es esencial entender que el comienzo de un estudio es donde se da origen al
proyecto y reconocer que factores externos son influencia para el diseño antes de dar
comienzo al proceso de diseño.
15
2.2.2 Definición de Aerodinámica
Es la parte de la física que estudia las reacciones que produce un cuerpo como
consecuencia de su desplazamiento dentro de una masa fluida. Concretamente forma
parte de la hidrodinámica, la que en su momento se dividió en una parte dedicada a
los fluidos líquidos y la otra a los fluidos gaseosos, por lo que se transformó en
fluido-dinámica, razón por la cual muchos de los principios, leyes y teoremas que
inicialmente fueron enunciados para la hidrodinámica, son adoptados por la
aerodinámica como el caso del teorema de Bernoulli, Nº de Reynolds, etc.
Desde el punto de vista del procedimiento, metodología y elementos utilizados
para su estudio, la aerodinámica puede dividirse en: ANALÍTICA, DESCRIPTIVA Y
EXPERIMENTAL.
a. Analítica: Consiste en que todos los estudios están basados en
demostraciones matemáticas.
b. Descriptiva: Se basa en la demostración práctica de los resultados obtenidos
analíticamente.
c. Experimental: Consiste en realizar ensayos en túneles aerodinámicos,
demostrando o no los resultados obtenidos anteriormente.
Se deduce que el túnel aerodinámico es un importante elemento para los
diferentes ensayos a los que deben someterse una aeronave, ya que permite obtener
resultados similares a los que se obtendría directamente en vuelo sin los consiguientes
riesgos.
La aerodinámica también puede definirse en aerodinámica de alta y de baja
velocidad, también llamadas subsónica y supersónica. Tal es la diferencia entre estas
dos aerodinámicas, que producen distintos conceptos matemáticos, diferentes
expresiones matemáticas del mismo teorema, utilización de distintas formas de
16
perfiles alares, distintos requisitos de estabilidad, etc. La división de estas dos
aerodinámicas está dada por la velocidad del sonido, que en la atmósfera Standard y
al nivel del mar equivale a: 660 Kt (aprox. 340 m/s o 1224 Km/h).
Si bien el límite entre la baja y la alta velocidad está dado por la velocidad del
sonido, empiezan a evidenciarse cambios en el comportamiento de la aeronave a
valores inferiores a dicha velocidad, finalizando a valores superiores. Esto da lugar a
una aerodinámica transónica que en términos generales comienza o abarca un rango
comprendido entre .85 y 1.2 de la velocidad del sonido. Cuando en cualquier parte de
la aeronave se alcanza la velocidad del sonido sin la necesidad de que se esté volando
a dicha velocidad, se dice que se ha alcanzado el "Mach crítico". Desde el punto de
vista del diseño aerodinámico las aeronaves destinadas a vuelos a velocidad
subsónica tienen como límite máximo el valor correspondiente al mach crítico.
La estabilidad se encuentra estrechamente relacionada con la maniobrabilidad
y la aerodinámica y se refiere al conjunto de momentos de las fuerzas actuantes sobre
la aeronave. La aeronave será estable si la suma de los momentos es igual a 0. Si el
C.G. (centro de gravedad) cambia y las fuerzas se mantienen constantes o al revés,
para mantener la estabilidad de la aeronave, la sumatoria de los momentos debe ser
igual a 0.
17
Figura II-4.- Fuerzas existentes en una aeronave
(Fuente: FAA Handbook (2003))
Cuando el eje de tracción está por encima del eje longitudinal un aumento de
potencia genera un momento de cabeceo negativo, y cuando está por debajo el
cabeceo es positivo.
Centro de presión: Punto de aplicación de la sustentación. Varía con respecto al
ángulo de ataque.
2.2.3 Fuerzas Aerodinámicas
Si bien sobre una aeronave en vuelo básicamente se consideran 4 fuerzas, para
el cálculo aerodinámico se consideran únicamente 2 ya que son las que se generan
por la acción del movimiento del aire y estas bajo consideraciones de vuelo recto y
nivelado se usan para determinar el empuje o Tracción. Por esta razón es muy
importante definir cuáles son las fuerzas aerodinámicas y la relación entre ellas.
FUERZAS EN LA AERONAVE
18
Las 2 fuerzas aerodinámicas que actúan sobre la superficie del ala son:
Sustentación y Resistencia (L lift y D drag).
L = 1/2 .v2.Sa.Cl (2.1)
D = 1/2 .v2.Sa.Cd (2.2)
Donde puede observarse la influencia o relación directa entre la densidad del
aire y el valor de dichas fuerzas. El sólo hecho de un cálculo a diferentes alturas
donde todos los parámetros se mantuvieran constantes menos la densidad del aire,
traería como consecuencia la disminución de las mismas, cuanto menor es el valor de
la densidad relativa.
Si a una altura determinada donde la densidad relativa vale 0.65, ambas
fuerzas aerodinámicas se reducen en un 35% con respecto al valor que tenían al nivel
del mar. Y, en el caso de la potencia de las plantas moto-propulsoras, se reduce su
eficiencia debido a la disminución de la densidad del aire.
Como conclusión, todos aquellos factores que modifican el valor de la
tracción y de la resistencia al avance, modifican la actuación del avión.
2.2.4 Variación en la presión
La magnitud de la fuerza que actúa sobre una sección pequeña de un objeto
iguala la presión por el área de la sección. La presión es una cantidad escalar
relacionada con el ímpetu de las moléculas de un líquido. Puesto que una fuerza es
una cantidad vectorial, teniendo magnitud y dirección, debemos determinar la
dirección de la fuerza. La presión actúa perpendicular (o normal) a la superficie
sólida de un objeto. La dirección de la fuerza en una porción pequeña del objeto, está
también en dirección no
Para obtener la fuerza mecánica neta sobre el objeto sólido entero, debemos
sumar las contribuciones de todas las secciones pequeñas. Matemáticamente, la
adición es indicada por la
la suma del producto de la presión
F = p * A * n
2.2.5 Definición de la Sustentación y de la Resistencia
Para un líquido en movimiento, la velocidad
diversas localizaciones alrededor del cuerpo. La presión local se relaciona con la
velocidad local, así que la presión también variará alrededor de la superficie cerrada y
se produce una fuerza neta
definir un sentido de chorro a lo largo de este. La componente perpendicular neta de
la fuerza (o normal) al sentido de chorro se llama la elevación (Sustentación) y
componente de la fuerza neta a lo largo del sentido de chorro se l
(Resistencia), estas son solo definiciones, en realidad, hay una sola, red de fuerza
integrada causada por las variaciones de presión a lo largo de un cuerpo, esta
se denomina “Fuerza Aerodinámica”
dirección de la fuerza. La presión actúa perpendicular (o normal) a la superficie
sólida de un objeto. La dirección de la fuerza en una porción pequeña del objeto, está
también en dirección normal a la superficie. Denotamos esta dirección por la letra
Para obtener la fuerza mecánica neta sobre el objeto sólido entero, debemos
sumar las contribuciones de todas las secciones pequeñas. Matemáticamente, la
adición es indicada por la letra griega sigma ( ). La fuerza aerodinámica F
la suma del producto de la presión p por el área A en la dirección normal.
Definición de la Sustentación y de la Resistencia
Para un líquido en movimiento, la velocidad tendrá diversos valores en
diversas localizaciones alrededor del cuerpo. La presión local se relaciona con la
velocidad local, así que la presión también variará alrededor de la superficie cerrada y
se produce una fuerza neta. Puesto que el líquido está en movimiento, podemos
definir un sentido de chorro a lo largo de este. La componente perpendicular neta de
la fuerza (o normal) al sentido de chorro se llama la elevación (Sustentación) y
componente de la fuerza neta a lo largo del sentido de chorro se l
estas son solo definiciones, en realidad, hay una sola, red de fuerza
integrada causada por las variaciones de presión a lo largo de un cuerpo, esta
se denomina “Fuerza Aerodinámica” que se localiza en el centro de
19
dirección de la fuerza. La presión actúa perpendicular (o normal) a la superficie
sólida de un objeto. La dirección de la fuerza en una porción pequeña del objeto, está
rmal a la superficie. Denotamos esta dirección por la letra n.
Para obtener la fuerza mecánica neta sobre el objeto sólido entero, debemos
sumar las contribuciones de todas las secciones pequeñas. Matemáticamente, la
La fuerza aerodinámica F es igual a
en la dirección normal.
(2.3)
Definición de la Sustentación y de la Resistencia
tendrá diversos valores en
diversas localizaciones alrededor del cuerpo. La presión local se relaciona con la
velocidad local, así que la presión también variará alrededor de la superficie cerrada y
movimiento, podemos
definir un sentido de chorro a lo largo de este. La componente perpendicular neta de
la fuerza (o normal) al sentido de chorro se llama la elevación (Sustentación) y La
componente de la fuerza neta a lo largo del sentido de chorro se llama la fricción
estas son solo definiciones, en realidad, hay una sola, red de fuerza
integrada causada por las variaciones de presión a lo largo de un cuerpo, esta fuerza
el centro de la presión.
20
2.2.6 Distribución de la Velocidad
Para un fluido ideal sin efecto de la capa límite, la superficie de un objeto es
una línea de corriente aerodinámica por encima de la cual no se consideran los
efectos viscosos, si la velocidad es baja, y no se agrega ninguna energía al flujo,
podemos utilizar la ecuación de Bernoulli a lo largo de dicha línea de corriente
aerodinámica para determinar la distribución de presión a lo largo del objeto para una
distribución de la velocidad determinada. Si el fluido no es ideal es decir la capa
límite está presente, las cosas son poco más complicadas ya que hay que considerar
los esfuerzos viscosos sobre el objeto. Si la capa límite se separa de la superficie, es
aun más difícil estudiar su comportamiento, ya que ¿Cómo determinamos la
distribución de la velocidad alrededor de un cuerpo? Para determinar correctamente la
distribución de la velocidad, tenemos que resolver las ecuaciones de conservación de
la masa, de la cantidad de movimiento lineal, y de la energía para el fluido que rodea
al objeto.
Para cualquier objeto sumergido en un fluido, las fuerzas mecánicas debido a
presión se transmiten perpendicularmente en cada punto en la superficie del cuerpo.
Para un flujo móvil, la presión variará de punto a punto porque la velocidad varía de
punto a punto. Para algunos problemas simples del flujo, podemos determinar la
distribución de presión (y la fuerza neta) si sabemos la distribución de la velocidad
usando la ecuación de Bernoulli.
Sir Isaac Newton presentó sus tres leyes del movimiento en 1686. Su segunda
ley establece que si la masa es constante F=m.a (Fuerza igual a Masa por
aceleración). El hecho importante es que una fuerza causará un cambio en la
21
velocidad; y además, un cambio en velocidad generará una fuerza. La velocidad, la
fuerza, la aceleración, y el momento, tienen una magnitud y una dirección asociadas a
ellas, lo cual implica que las ecuaciones de movimiento deben ser ecuaciones
vectoriales y se pueden aplicar en cada una de las direcciones.
El movimiento de un avión es el resultando de la acción de las fuerzas
aerodinámicas, el peso y del empuje.
La sustentación es la fuerza que sostiene un avión en el aire. La sustentación
se puede generar por cualquier pieza del aeroplano, pero la mayoría de la sustentación
en una aeronave normal es generada por el ala. La sustentación es una fuerza
aerodinámica producida por el movimiento de un fluido alrededor de un objeto. La
sustentación actúa sobre centro de presión del objeto y se dirige perpendicularmente
al sentido de chorro.
2.2.7 Cómo se genera la sustentación
Hay muchas explicaciones para la generación de la sustentación encontradas
en enciclopedias, en libros de textos básicos de la física, y en sitios de Internet.
Desafortunadamente, muchas de las explicaciones son engañosas e incorrectas. Las
teorías en la generación de la sustentación se han convertido en una fuente de la gran
controversia y un punto de gran discusión a nivel educacional y científico en el
mundo.
La primera teoría acerca de la generación de la sustentación es basada en el
siguiente enunciado: “La sustentación ocurre cuando un flujo de aire baña un objeto
22
sólido ejerciendo presión en una dirección, abandonando el objeto por el borde de
fuga del mismo, luego el flujo de aire genera la sustentación dirección opuesta, según
la tercera ley del Newton de la acción y de la reacción. Porque el aire es un gas y las
moléculas están libres de moverse alrededor de la superficie sólida.
La sustentación es una fuerza mecánica generada por la interacción y el
contacto de un cuerpo sólido con un líquido (líquido o gas). No es generada por un
campo de la fuerza, en el sentido de un campo gravitacional, o un campo
electromagnético, donde un objeto puede afectar otro objeto sin estar en contacto
físico. Para que la sustentación sea generada, el cuerpo sólido debe estar en contacto
con el líquido.
La segunda teoría acerca de la generación de la sustentación establece que es
generada por la diferencia en velocidad entre el objeto sólido y el líquido. Debe haber
movimiento entre el objeto y el líquido creando una diferencia de presión.
2.2.8 Resistencia Aerodinámica.
La resistencia aerodinámica es el componente de la resultante en dirección
contraria al movimiento de las fuerzas aerodinámicas que ejerce un fluido sobre un
cuerpo sumergido en él. La resistencia aerodinámica es una componente de la fuerza
aerodinámica que tiene una gran importancia, ya que para mantener las condiciones
de vuelo uniforme es necesario proporcionar una fuerza de propulsión que sea capaz
de oponerse a la resistencia, lo cual exige una aportación de energía tanto mayor
cuanto mayor es la resistencia aerodinámica. La evaluación teórica de la resistencia
23
aerodinámica es algo más complicada que la evaluación de la sustentación, puesto
que el método matemático empleado en el estudio de las condiciones de corriente
alrededor de un cuerpo (Teoría de Flujo potencial) conduce a un resultado de
resistencia nula (paradoja de D’Alembert), en contradicción con los resultados
experimentales.
La explicación del fenómeno de la resistencia aerodinámica se buscó
inicialmente en el desprendimiento de la corriente en la parte posterior del cuerpo
dando origen a una estela, razón por la cual se la denominó resistencia de estela.
Posteriormente, el estudio de la corriente aerodinámica teniendo en cuenta la
viscosidad del aire en una zona próxima al cuerpo (capa límite), ha permitido poner
de manifiesto no sólo la causa del desprendimiento de la corriente y formación de la
estela, sino también la contribución a la resistencia aerodinámica de las fuerzas de
fricción superficial ejercidas por el fluido sobre el cuerpo. Por ello es frecuente
subdividir la resistencia aerodinámica de un cuerpo en resistencia de presión o de
forma, debida al hecho de que las presiones en la parte posterior, no se ajustan a las
calculadas suponiendo la corriente potencial, y resistencia de fricción, producida por
las fuerzas de fricción superficial del fluido con el cuerpo.
Cuando se trata de una superficie sustentadora con una envergadura finita, la
presencia de la sustentación da origen a unas deflexiones de la corriente que
modifican el ángulo de ataque de los perfiles del ala; la sustentación de los perfiles
forma entonces un pequeño ángulo (ángulo inducido) con la normal a la dirección de
la corriente libre y, por lo tanto, da una componente de fuerza de resistencia
(resistencia inducida); en este caso la resistencia se subdivide en resistencia de perfil
y resistencia inducida. La resistencia de perfil está formada a su vez por resistencia
fricción y resistencia de presión, más normalmente denominada en este caso
24
resistencia de forma, puesto que se reserva el nombre de resistencia de presión para
la suma la resistencia de forma de los perfiles y de la resistencia inducida es decir,
toda la parte de resistencia que no procede la fricción.
Mientras que un objeto se mueve a través de un líquido, la velocidad del
líquido varía alrededor de la superficie del objeto. La variación de la velocidad
produce una variación de la presión en la superficie del objeto. Podemos considerar
esta sola fuerza para actuar con la localización media de la presión en la superficie del
objeto. Llamamos la localización media de la variación de presión el centro de
presión de la misma manera que llamamos la localización media del peso de un
objeto el centro de gravedad. La fuerza aerodinámica puede después ser resuelta en
dos componentes, sustentación y resistencia, que actúan sobre el centro de la presión
en vuelo.
La determinación del centro de la presión es muy importante para cualquier
parte del vuelo. Para equilibrar un aeroplano, o para proporcionar la estabilidad para
un cohete modelo o una cometa, es necesario conocer la localización del centro de
presión.
En general, la determinación del centro de la presión (Cp.) es un
procedimiento muy complicado porque la presión cambia alrededor del objeto. La
determinación del centro de presión requiere el uso del cálculo y de un conocimiento
de la distribución de la presión alrededor del cuerpo. Podemos identificar como la
variación de presión alrededor de la superficie como p(x), que es la función que
indica que la presión depende de la distancia x de una línea de referencia tomada
generalmente desde el borde de ataque principal del objeto. Si podemos determinar la
25
forma de la función, P(x) entonces a través de un proceso de integración se puede
determinar el centro de presión, por ejemplo:
∫∫=
dxxP
dxxxPCp
)(
)( (2.4)
Hay varios problemas importantes a considerar al determinar el centro de
presión para una superficie de sustentación. Pues cambiando el ángulo del ataque, la
presión en cada punto en la superficie de sustentación cambia y por lo tanto, la
localización del centro de la presión cambia también. El movimiento del centro de
presión causó un gran problema a los primeros diseñadores de alas, porque la
cantidad (y a veces la dirección) de movimiento era diferente para diversos diseños.
En general, la variación de presión alrededor de la superficie de sustentación también
imparte un esfuerzo de torsión al ala.
Para resolver algunos de estos problemas del diseño, los ingenieros
aeronáuticos prefieren dividir las fuerzas en el ala en las cargas aerodinámicas,
descritas anteriormente y un momento aerodinámico para explicar el esfuerzo de
torsión. Experimental y analíticamente se demostró que, si la fuerza aerodinámica se
aplica en un punto localizado a 1/4 de la longitud de la cuerda medido desde el borde
de ataque el momento aplicado sobre ese punto es nulo en la mayoría de las
superficies de sustentación de baja velocidad.
El estudio del flujo dentro de la capa límite es muy importante para muchos
problemas en aerodinámica, incluyendo el desarrollo del estudio del ala , la fricción
sobre la piel del objeto, la transferencia de calor que ocurre en vuelo de alta velocidad
y la compresibilidad del flujo a alta velocidad.
26
Un parámetro adimensional muy importante a tomar en cuenta en este estudio
es el Número de Reynolds, el cual determina el cambio de régimen de fluido de
acuerdo a la velocidad.
Re = V * r * l/mu
(2.5)
2.2.9 Proceso del diseño de aeronaves.
El proceso de diseñar una aeronave comienza cuando el diseñador da un nuevo
concepto para una aeronave, para iniciar un proceso de diseño o modificación de una
aeronave, se debe de partir de los requerimientos que satisfagan las condiciones de
una misión deseada para la aeronave, el cliente militar o civil es quien describe las
necesidades de la aeronave.
El diseño es un proceso iterativo como se muestra en la rueda de diseño (ver
Fig. II-6), donde los requerimientos son la prioridad del estudio del tratado, los
conceptos son desarrollados al conocer los requerimientos, frecuentemente el diseño
apunta hacia nuevos conceptos y tecnologías, sin embargo se empieza con un plan
particular que es importante para producir un buen concepto de aeronave.
27
Figura. II-6.- Rueda de diseño Fuente.
Fuente: Daniel, P. Raymer. (1981)
2.2.10 Fases del diseño de aeronaves
El diseño se divide en tres fases diseño conceptual, diseño preliminar, diseño
detallado (ver Fig. II-7):
2.2.10.1 Diseño conceptual
El diseño conceptual es el foco primario de esta investigación, en el diseño
conceptual las preguntas básicas sobre la configuración, las dimensiones, peso y
actuaciones de la aeronave son respondidos por medio de aproximaciones precisas.
DIMENSIONES Y
ESTUDIOS
TRATADOS
REQUERIMIENTOS
CONCEPTOS DE DISEÑO
ANALISIS DEL DISEÑO
28
La primera pregunta realizada es “¿Es posible construir una aeronave con los
requerimientos conocidos?” si no es posible el cliente debe reformular los
requerimientos.
El diseño conceptual es un proceso muy fluido. Nuevas ideas y conceptos
emergen en la investigación del diseño, cada vez el último plan se analiza y se
clasifica según el tamaño, debe ser vuelto a dibujar para reflejar el nuevo peso
máximo, peso de combustible, dimensiones del ala, dimensiones del motor y otros
cambios. Las pruebas en el túnel de viento revelan los problemas del diseño y los
cambios de configuración requeridos.
2.2.10.2 Diseño preliminar
El diseño preliminar se puede describir como el inicio después de que los cambios
mayores se han realizado. Se realizan cambios menores cuando las decisiones acerca
de la configuración están tomadas.
Durante el diseño preliminar los especialistas en las áreas de estructuras, trenes de
aterrizajes, y sistemas de control deben analizar y diseñar su parte en la aeronave.
Luego de iniciadas las pruebas en las áreas de aerodinámicas, propulsión, estructuras
y estabilidad y control se puede construir un boceto físico de la aeronave.
El último objetivo del diseño preliminar es preparar la etapa del diseño detallado,
también llamado desarrollo a “full” escalas finalizando la etapa del diseño preliminar.
29
2.2.10.3 Diseño detallado
La fase del diseño detallado se inicia con la primera pieza a ser fabricada y
diseñada, por ejemplo en el diseño conceptual y preliminar diseñamos el ala y se
analizar las dimensiones y características, en el diseño detallado definimos que tipo
de largueros, costillas, láminas para la piel, remaches, pernos los cuales son
analizados cada uno por separado.
Otro punto importante es la parte del diseño donde se analiza la producción del
diseño, un especialista debe determinar cómo será el proceso de fabricación de la
aeronave detallando desde el más simple ensamblaje hasta el ensamblaje final de toda
la aeronave.
El diseño detallado termina con la fabricación, frecuentemente la fabricación
empieza con las partes que ya han sido diseñadas y culmina con el ensamblaje final
de la aeronave.
Figura. II-7. Partes del diseño.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
DISEÑO CONCPETUAL
DISEÑO PRELIMINAR
DISEÑO DETALLADO
REQUERIMIENTOS
FABRICACION
30
2.2.11 Proceso del diseño conceptual
Partiendo de los requerimientos exigidos por el cliente y empleando los nuevos
conceptos e ideas, nace el boceto inicial que describe el primer paso del diseño
conceptual el cual nos sirve de base para comenzar a estimar las primeras
características de la aeronave.
2.2.11.1 Boceto inicial
El boceto inicial es la descripción conceptual de la configuración de la aeronave
en el cual se representa la configuración escogida para satisfacer los requerimientos
del cliente, en esta representación se describen los detalles de la geometría y la
configuración del ala y empenaje, forma del fuselaje, tren de aterrizaje, ubicación del
motor, sobre una tabla de dibujo donde se presenta en tres vistas, generalmente el
primer boceto se realiza sin escalas numéricas.
2.2.11.2 Cálculos a partir del boceto conceptual y los
requerimientos
Los cálculos de las primeras dimensiones de la aeronaves a partir del concepto y
analizando sus requerimientos y la misión a realizar en primera instancia son
aproximaciones que a medida de que vaya avanzando el desarrollo del diseño se van
a ir optimizando, para arrancar con el desarrollo del diseño debemos estimar los
siguientes parámetros.
31
2.2.12 Estimación inicial del peso de despegue (Wo)
El peso de despegue para cualquier aeronave se encuentra definido por los
parámetros de peso de la tripulación, carga útil o carga de pago, peso del combustible
y el peso vacío de la aeronave, en el caso de aeronaves no tripuladas se puede omitir
el factor de peso de la tripulación ya que no aplica a este tipo de aeronaves por lo
tanto se excluye de la ecuación para el cálculo de peso de despegue.
efcp WWWW ++=0 (2.6)
Como se desconoce el peso de combustible y el peso de vació del avión, se toman
medidas en fracción del peso máximo de despegue.
00
00
0 WW
WW
W
WWW ef
cp
+
+=
(2.7)
−
−
=
00
0
1W
W
W
W
WW
ef
cp
(2.8)
Estimación de la fracción de peso vacío
vsCe KWA
W
W ××= 00
(2.9)
32
Estimación de la fracción de peso vacío vs Wo
A C
Planeadores (sin motor) 0,86 -0,05
Planeadores (con motor) 0,91 -0,05
Homebulit (metal y madera) 1,19 -0,09
Homebulit (materiales compuestos) 0,99 -0,09
Aviación general (monomotor) 2,36 -0,18
Aviación general (bimotor) 1,51 -0,1
Aeronave de agricultura 0,74 -0,03
Aeronave a turbina (bimotor) 0,96 -0,05
Hidroplanos 1,09 -0,05
Jet de entrenamiento 1,59 -0,1
Jet de combate 2,34 -0,13
Aeronaves de carga militar/bombarderos 0,93 -0,07
Jet de transporte 1,02 -0,06
Tabla 1. Estimación de la fracción de peso de vacío. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Estimación de la fracción de peso de combustible
−=
00
106.1W
W
W
Wxf (2.9)
13
2
0
1
0
........−
××=i
ix
W
W
W
W
W
W
W
W
(2.10)
33
Fracciones de peso para cada parte de la misión
Fracciones de peso en algunos segmentos de la misión
Wi+1/Wi /Wo
Calentamiento y despegue 0,97
Ascenso 0,985
Aterrizaje 0,995
Tabla 2. Fracciones de peso de algunos segmentos de la misión. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
En crucero
( )DLV
RC
cr
W
W /
2
3 exp−
=
(2.11)
Donde:
R= Rango
C= Consumo especifico de combustible (SFC), medido en bhp (brake horse
power), libra de combustible por hora a producir 1 hp en el eje de la propela. (1 bhp
= 550 ft-lb/s)
Vcr=Velocidad crucero.
L/D= Relación sustentación-resistencia
34
Hélice: C= Chhp
Típica Chhp y ηp Crucero Maniobras
motor a pistón (paso fijo) 0,4/0,8 0,5/0,7
motor a pistón (paso variable) 0,4/0,8 0,5/0,8
Turboprop 0,5/0,8 0,6/0,8
Tabla 3. Eficiencia de la hélice y consumo especifico. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Maniobras (loiter)
( )DL
EC
W
W /
3
4 exp−
=
(2.12)
Donde
E= Autonomía
C= Consumo especifico de combustible (SFC), medido en bhp (brake horse
power), libra de combustible por hora a producir 1 hp en el eje de la propela. (1 bhp
= 550 ft-lb/s)
Vcr=Velocidad crucero
L/D= Relación sustentación-resistencia
2.2.13 Relación empuje-peso
La relación de empuje-peso (T/W) y la carga alar son los factores más
importantes que afectan las actuaciones de la aeronave, la optimización de estos
35
parámetros forma parte de las actividades del diseñó analítico, es esencial estimar una
confiable relación de empuje-peso para obtener un deseado diseño inicial.
La relación empuje-peso afecta directamente las actuaciones de la aeronave
una aeronave con alto T/W puede lograr acelerar rápidamente, ascender más rápido,
alcanzar más velocidad, pero también consume mayor cantidad de combustible en
una misión, el tener una alta relación de empuje-peso aumenta también el peso
máximo bruto de la aeronave, T/W no es una constante, el peso de la aeronave varia
durante el vuelo mientras se consume el combustible, también el empuje varia con la
velocidad y la altura como lo hace los caballos de fuerza y la eficiencia de la hélice.
La relación T/W es relacionada generalmente con los aviones propulsados
por motores a reacción, para los aviones de motores a pistón el término equivalente es
carga de potencia o (power loading) expresada como el peso de la aeronave entre los
caballos de fuerza (hp). Podemos ver en la tabla siguiente las relaciones típicas para
diferentes tipos de aeronave.
Típicas relaciones potencia-peso, hp/Wo
Tipo de aeronave hp/W W/hp
Planeador propulsado 0,04 25
Homebuilt 0,08 12
Aviación general-monomotor 0,07 14
Aviación general-bimotor 0,17 6
Aviones de agricultura 0,09 11
Bimotor Turboprop 0,20 5
Hidroplanos 0,10 10 Tabla 4. Típica relación hp/W. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Para hallar el hp/W0 que satisfaga los requerimientos de velocidad máxima según
el tipo de aeronave según la tabla 4
36
Relación potencia-peso, hp/Wo
hp/Wo=A Vmax^c A C
Planeador propulsado 0,043 0
Homebuilt-metal-madera 0,005 0,57
Homebuilt-compuesto 0,004 0,57
Aviación general-monomotor 0,024 0,22
Aviación general-bimotor 0,034 0,32
Aviones de agricultura 0,008 0,5
Bimotor Turboprop 0,012 0,5
Hidroplanos 0,029 0,23 Tabla 5. Relación hp/W.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Mediante la ecuación.
CVAW
hpmax
0
×=
(2.13)
Donde los parámetros A y C son extraídos de la tabla 5
2.2.14 Carga alar
Carga de las alas es el peso del avión dividido por el área de referencia W/Sref,
generalmente este término se refiere a la carga alar de despegue pero puede referirse a
otras condiciones de vuelo. Condiciones las cuales están afectadas por la carga de las
alas:
37
• Velocidad de entrada en pérdida.
• Distancia de despegue y aterrizaje.
• Actuaciones Carga de las alas para:
• Crucero.
• Autonomía.
• Actuaciones de giro (Giro instantáneo y giro mantenido).
• Subida y planeo.
Determina el diseño del coeficiente de sustentación seleccionado (CL), y afecta en
la resistencia (CD) a través del área bañada ( Swett)y la envergadura del ala (b). Afecta
en gran manera al tamaño del avión en despegue, una carga alar reducida es igual a
una ala más grande, pero el aumento del ala puede generar más resistencia que a su
vez genera un mayor peso máximo de despegue. En diferentes configuraciones de
vuelo, la carga de las alas será diferente, por lo que utilizar la estimación de carga de
alas menor para asegurar que se puede generar suficiente sustentación en todas las
configuraciones.
Puede crear problemas si algunas de las situaciones delimitantes (como la
velocidad de entrada en perdida) hacen que las actuaciones se vean afectadas en gran
manera. Buscar soluciones efectivas para solucionar las configuraciones en las que la
carga de las alas sea menor utilizando sistemas de hipersustentadores.
El método de para estimar la carga alar requiere de varias condiciones de vuelo
para asegura que el ala genere suficiente sustentación en todas las circunstancias.
38
• W/S para la velocidad de entrada en pérdida
g
ClV
S
W max2
2
1 ×××=
ρ
(2.14)
• W/S para condición de despegue
×××=W
hpClTOP
S
Wtoσ)(
(2.15)
• W/S para condición de aterrizaje
( )80
maxClSS
S
W al ××−=
σ
(2.16)
• W/S para condición de crucero
ocr CdeAqS
W ××××= π
(2.17)
2.2.15 Selección de perfiles
Un perfil alar es una sección del ala de un avión. En el estudio de los perfiles se
ignora la configuración en proyección horizontal del ala, como así también los efectos
de extremo del ala, flecha, alabeo y otras características de diseño.
1. La línea de cuerda es una línea recta que une el borde de ataque y el borde de
fuga del perfil.
2. La cuerda es la longitud de la línea anterior. Todas las dimensiones de los
perfiles se miden en términos de la cuerda.
3. La línea de curvatura media es la línea media entre el extradós y el intradós.
39
4. Curvatura máxima es la distancia máxima entre la línea de curvatura media y
la línea de cuerda. La posición de la curvatura máxima es importante en la
determinación de las características aerodinámicas de un perfil.
5. Espesor máximo es la distancia máxima entre la superficie superior e inferior
(extradós e intradós). La localización del espesor máximo también es
importante.
6. Radio del borde de ataque es una medida del afilamiento del borde de ataque.
Puede variar desde 0, para perfiles supersónicos afilados, hasta un 2 por 100
(de lacuerda) para perfiles más bien achatados.
Figura II-9.- Parámetros de un perfil.
Fuente, www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
Variables geométricas en los perfiles
En la geometría de un perfil existen cuatro variables principales:
40
1- Configuración de la línea de curvatura media. Si esta línea coincide con la
línea de cuerda, el perfil es simétrico. En los perfiles simétricos la superficie
superior e inferior tiene la misma forma y equidistan de la línea de cuerda.
2- Espesor.
3- Localización del espesor máximo.
4- Radio del borde de ataque.
2.2.15.1 Clasificación de los perfiles
La mayor parte del desarrollo de perfiles en los Estados Unidos ha sido realizado
a partir de 1929 por el Comité Nacional de Aeronáutica (NACA), que fue precursor
de la Administración Nacional de la Aeronáutica y del Espacio (NASA). Las
primeras series estudiadas fueron las llamadas “de cuatro dígitos”. El primero de los
dígitos daba la curvatura en porcentaje de la cuerda; el segundo daba la posición de la
curvatura máxima en décimas de la cuerda y los dos últimos dígitos el espesor
máximo en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo, un perfil NACA 2415 tiene la
curvatura máxima del 2 % de la cuerda, situada en el punto del 40 % de la cuerda
(medido desde el borde de ataque) y con un espesor máximo del 15 % de la cuerda.
El perfil NACA 0012 es un perfil simétrico (de curvatura 0) y con un espesor del 12
% de la cuerda.
El desarrollo posterior llevó a las series de cinco dígitos, “series 1”, y, con la
llegada de altas velocidades, los denominados de flujo laminar. Estos corresponden a
las “series 6 y 7” y resultan del desplazamiento hacia atrás del punto de espesor
máximo y la reducción del radio de borde de ataque. De este diseño se obtiene dos
resultados principales. En primer lugar se desplaza hacia atrás el punto de presión
mínima, aumentando con ello la distancia desde el borde de ataque en la que existe
41
flujo laminar y reduciendo la resistencia. En segundo lugar, aumenta el número
crítico de mach, permitiendo incrementar la velocidad del avión sin la aparición de
problemas de compresibilidad. En los perfiles de “serie 6”, el primer dígito indica la
serie y el segundo la posición de presión mínima en décimas de la cuerda. El tercer
dígito representa el coeficiente de sustentación en décimas y los dos últimos dígitos el
espesor en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo el NACA 64-212 es un perfil de la
serie 6 con el punto de presión mínima en el 40 % de la cuerda, un coeficiente de
sustentación de diseño de 0,2 y espesor del 12 % de la cuerda.
Figura I1-10.-Perfiles NACA.
Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
42
2.2.15.2 Selección del perfil aerodinámico optimo
Un perfil aerodinámico se selecciona para obtener la mayor eficiencia de la
aeronave en crucero y satisfacer las prestaciones requeridas por la aeronave, a la hora
de seleccionar un perfil aerodinámico se toman como consideraciones principales los
coeficientes aerodinámicos como el Cl, Cd y Cm, los cuales determinan el
rendimiento del perfil para diferentes condiciones de vuelo. Para seleccionar un perfil
aerodinámico el coeficiente de sustentación optimo debe ser semejante o mayor al
coeficiente de sustentación de crucero.
Entonces
optimocr
cr ClSq
LCl ≈
×=
(2.18)
Donde
L= Es la fuerza de sustentación de la aeronave, es igual al peso, L=W
S= Es la superficie Alar
qcr= Es la presión dinámica en condiciones de crucero
2.2.16 Geometría del ala
En aeronáutica se denomina ala a un cuerpo de perfil aerodinámico capaz de
generar una diferencia de presiones entre su intradós y extradós al desplazarse por el
aire lo que, a su vez, produce sustentación. Se utiliza en diversas aeronaves.
Los pioneros de la aviación tratando de emular el vuelo de las aves, construyeron
todo tipo de artefactos dotados de alas articuladas que generaban corrientes de aire.
43
Solo cuando se construyeron máquinas con alas fijas que surcaban el aire en
vez de generarlo, fue posible el vuelo de máquinas más pesadas que el aire. Aunque
hay alas de todos los tipos y formas, todas obedecen a los mismos principios
explicados con anterioridad.
Por ser la parte más importante de un aeroplano y por ello quizá la más
estudiada, es posiblemente también la que más terminología emplee para distinguir
las distintas partes de la misma.
Figura II-11.- Características del ala.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Superficie alar: S.- Es la superficie de las alas, incluyendo la parte del ala que pueda
estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no existieran estos
elementos.
Envergadura: b.- Es la distancia de punta a punta del ala.
44
SAbef ×=
(2.19)
Figura II-12.- Flecha del ala
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Flecha (sweep) φ.- Es el ángulo que forma la línea del 25% y una perpendicular
al eje longitudinal del avión. Si el ala no tuviera estrechamiento, este ángulo sería el
mismo que el formado por el borde de ataque del ala, y la perpendicular al eje
longitudinal. La flecha puede ser progresiva o regresiva. En los reactores comerciales
modernos oscila entre 30° y 40°. Así el DC-8 tiene 30°, 32° el B-727 y 37,5 el B-747
de flecha regresiva.
45
( )( )
+−+Λ=Λ
λλλ
1
1tantan 4/cLE
(2.20)
Figura II-13.-Cuerda aerodinámica del ala.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Cuerda media aerodinámica (mean aerodinamic chord) - MAC.- Es la que tendría
un ala rectangular (estrechamiento uno) y sin flecha que produjera el mismo
momento y sustentación.
La posición de la cuerda media aerodinámica respecto al eje longitudinal del avión
puede hallarse mediante fórmulas apropiadas o geométricamente. Su posición es de
importancia en cuanto a consideraciones de estabilidad longitudinal.
46
+++××
=λ
λλ1
1
3
2 2
rootCC
(2.21)
+
+×
=λλ
1
21
6
bY
(2.22)
Cuerda media: c.- Normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser
distintos a lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen van
disminuyendo desde el encastre hasta las puntas. Se define cuerda media, como
aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar: c. b = S.
La cuerda a los extremos del ala se define como Ctip que es la punta del ala y la
Croot o cuerda en el encastre
( )λ+×=1
2
efroot b
SC , roottip CC ×= λ
(2.23)
Figura II-14.- Efecto del alargamiento en la sustentación.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
47
Alargamiento (aspect ratio): A.- Es la relación entre la envergadura y la cuerda media
c
b
S
bA ==
2
(2.24)
Figura II-15.- Estrechamiento del ala.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Estrechamiento (taper ratio):λ.- Se define por el cociente: Ct / Cr en donde Cr es
la cuerda del perfil en el encastre y Ct es la cuerda del perfil en la punta.
root
tip
C
C=λ
(2.25)
48
Diedro: Es el ángulo formado por la intersección de dos planos (planos
del ala) y tiene influencia en la estabilidad lateral del avión.
Torsión: puede ser geométrica o aerodinámica.
La torsión geométrica consiste en que los ángulos de ataque de cada uno de
los perfiles que componen el ala sean diferentes, dando a la sección de punta un
ángulo de ataque menor que en el encastre. Esta torsión, giro relativo de las cuerdas,
se suele hacer gradualmente desde el encastre a la punta del ala.
La torsión aerodinámica se logra con perfiles diferentes a lo largo del ala, de
forma que el ángulo de sustentación nula varíe para los diferentes perfiles que
componen el ala. En definitiva, el efecto es el mismo que se consigue con la torsión
geométrica. Una forma de lograr la torsión aerodinámica es aumentando las
curvaturas de los perfiles, progresivamente desde el encastre a la punta, de forma que
aumente el valor del Cl máx. (coeficiente de sustentación) en las puntas.
2.2.17 Geometría del empenaje
Existen varios tipos de configuraciones de empenaje como podemos ver en la
figura siguiente, algunos más eficientes en algunos casos que otros, pero todo
depende en el tipo de aeronave que se pretende construir y para el propósito, también
influye el tipo de motores y su ubicación, es muy importante tener en cuenta la
configuración del empenaje para poder obtener una alta eficiencia para las
condiciones de crucero y para evitar la pérdida del control direccional en barrena, así
como también evitar el contacto con la estela turbulenta que es producida por el ala.
49
Figura II-16.- Tipos de empenaje.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
El estabilizador horizontal es el principal contribuyente a la estabilidad
longitudinal su diseño se realiza en función al ensamblaje general de la aeronave su
ubicación y forma dependen de su posición relativa respecto al ala, de la forma del
fuselaje y del soplo de la hélice, por otra parte la ubicación vertical influye en el
alargamiento efectivo del estabilizador vertical, sobre su funcionamiento del control
direccional y en consecuencia se determina el factor de amortiguamiento en barrena.
50
La superficie del estabilizador vertical y su brazo se definen en función de la
superficie y envergadura alar, así como la arquitectura del fuselaje. El estabilizador
vertical responde a las necesidades de estabilidad direccional.
Figura II-17.- Método de los coeficientes.
Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
Coeficiente de volumen del estabilizador horizontal
cS
ltStVt
××=
(2.26)
Coeficiente de volumen del estabilizador vertical
bS
lvSvVv
××=
(2.27)
50
Figura 12. Recuperación en barrena. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)
En la figura anterior se muestra como se obstruye el timón de dirección en
situación de entrada en barrena, esta obstrucción se debe evitar colocando el
estabilizador horizontal en la posición donde la estela que se forma entre los 30º y 60º
de la cuerda del estabilizador horizontal, permita que una porción del rudder no esté
obstruida al momento de la barrena.
2.2.18 Tren de aterrizaje
Durante el aterrizaje, el tren debe absorber la energía cinética producida por el
impacto. La cubierta es el primer elemento que absorbe tal impacto, pero no es
suficiente; así el tren de aterrizaje debe poseer un sistema de amortiguación para
poder disminuir el impacto.
52
La velocidad de descenso de un avión en el aterrizaje, en el momento de
impacto con el suelo, es decisiva para la absorción de trabajo de los amortiguadores.
La expresión “energía de descenso” se emplea frecuentemente y es la energía
cinética arbitrariamente asociada con la velocidad vertical. El sistema debe absorber
la energía cinética, equivalente a la caída libre del peso del avión desde 80 cmts. de
altura.
El peso total del avión, su distribución sobre las ruedas principales y la proa ó
popa, la velocidad vertical de aterrizaje, la cantidad de unidades de ruedas, las
dimensiones y presión de las cubiertas y otros, son los factores que influyen sobre la
amortiguación del choque y ésta debe ser tal que la estructura del avión no esté
expuesta a fuerzas excesivas.
Clasificación:
Los trenes de aterrizaje de los aviones pueden ser clasificados en:
1) Trenes fijos.
2) Trenes retractiles.
Los trenes fijos son los que, durante el vuelo se encuentran permanentemente
expuestos a la corriente de aire. Se usan solamente en aviones pequeños, de baja
velocidad donde el aumento de peso por agregado de un sistema de retracción influirá
desfavorablemente sobre el peso total y la ganancia en velocidad no mejoraría mucho
las actuaciones.
Disposición del tren de aterrizaje
Existen dos disposiciones de tren de aterrizaje a saber:
53
1) Tren Convencional
2) Tren Triciclo
A su vez existen variantes a los dos anteriores que puede ser denominado como
tren multiciclo o biciclo.
El tren Convencional: está constituido por dos montantes de aterrizaje debajo del
ala o del fuselaje a la altura del ala y una rueda o patín de cola.
Este tipo de tren de aterrizaje posee varios inconvenientes que son:
1) No permite buena visibilidad del piloto.
2) Para decolar o despegar el empenaje tiene que producir una cierta
sustentación para que el avión quede en posición horizontal o sea la rueda de
cola en el aire.
3) Cuando el avión aterriza se puede correr el riesgo que un mal frenado puede
hacer capotar o darse vuelta. Entonces cuando aterriza lo hace en dos puntos o
sea que tocan los dos montantes delanteros.
El sistema de dirección se realiza por medio del patín de cola comandado por
cables o también se puede lograr el cambio de dirección aplicando el freno en uno de
los montantes principales y dándole potencia en el caso del bimotor al motor opuesto
que se aplicó el freno.
54
Figura II-19.- Tren convencional.
Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
El tren Triciclo: está constituido por dos montantes principales debajo del ala o
del fuselaje y un montante en la nariz del avión. El montante de nariz posee un
dispositivo de dirección.
En realidad todos los aviones son triciclos, pero ésta denominación se ha
generalizado para los que llevan la tercera rueda en la proa.
El tren triciclo tiene la misma misión que el tren convencional, pero,
simplifica la técnica del aterrizaje y permite posar el avión en tierra en posición
horizontal, eliminando el peligro del capotaje, aún cuando se apliquen los frenos
durante el aterrizaje.
55
La estabilidad que proporciona el tren triciclo en el aterrizaje con viento de
cola o viento cruzado, gracias a la posición del centro de gravedad (c.g.), delante de
las ruedas principales, y el recorrido en línea recta en el aterrizaje y decolaje, son las
ventajas más importantes. Esta condición es de especial importancia para los aviones
que deben aterrizar o decolar en pistas pequeñas, con viento de costado.
Figura II-20.- Tren triciclo .
Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
2.2.18.1 Sistemas de amortiguación
El sistema de amortiguación más elemental, está constituido por el conjunto
de cordones elásticos llamados comúnmente SANDOW o SPRING (monomotores
pequeños).
El movimiento de las patas de tren hace estirar este elástico produciéndose el
efecto de amortiguación.
56
Figura II-21.- Tren fijo tipo resorte . Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
En la Figura II-21 se muestra un tren tipo “Spring”(Resorte) en la tres condiciones
de trabajo. La siguiente figura muestra la sujeción del tren tipo resorte al fuselaje.
Figura II-22.- Unión del tren al fuselaje. Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
57
Figura II-23.- Estructura del tren tipo resorte. Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)
Existen sistemas de amortiguación como los usados actualmente, constituidos por
un cilindro donde juega un pistón cargado a resorte para acompañar el retorno del
mismo, y de una mezcla de aire comprimido y líquido hidráulico para evitar los
bruscos movimientos.
2.2.19 Teoría de Prandtl.
La teoría de Prandtl indica que el ala se puede modelar como un filamento de
vórtices ubicados en la línea de cuarto de cuerda; ésta es la línea que se obtiene
uniendo los puntos que se hallan con respecto al borde de ataque a una distancia igual
a la cuarta parte de la distancia que hay entre este y el borde de fuga, siendo esta
distancia medida para un valor fijo de coordenada (y), como se ilustra a continuación
en la Fig. II-24.
58
Figura II-24. Teoría de Prandtl.
Fuente www.cvlmallorca.com,(2007)
Girando en un sentido tal que en la parte superior del ala la velocidad tangencial
producida por el vórtice tenga la misma dirección que la velocidad del viento V, y en
la parte inferior del ala tengan direcciones opuestas, causando así mediante una
diferencia de presiones dinámicas, que se genere una fuerza de sustentación L, que es
la que permite que el cuerpo en cuestión vuele. Pero además, existe una componente
de la fuerza total que actúa a lo largo del ala (es decir en sentido paralelo a la
dirección de la velocidad del viento), llamada fuerza de arrastre (D), que es una
fuerza que se opone al movimiento del cuerpo. (Observar la Fig.II-25 ).
Figura II-25.- Fuerzas que actúan en un perfil alar.
Fuente www.cvlmallorca.com,(2007)
59
La fuerza de sustentación y la de arrastre se relacionan con la presión dinámica
respectivamente mediante los coeficientes adimensionales de sustentación (Cl) y de
arrastre (Cd) dando lugar a las siguientes ecuaciones:
2
2 ClAVL
×××= ρ
(2.28)
2
2 CdAVD
×××= ρ
(2.29)
En donde A en el caso de alas es el área proyectada como si fuera vista desde la
parte inferior o desde la parte superior de esta, r es la densidad del fluido en el que se
mueve es cuerpo, y los otros parámetros, los mencionados anteriormente.
Lo que se necesita hallar para poder solucionar estas ecuaciones son los
coeficientes de sustentación y arrastre. Por medio de la teoría para alas finitas de
Lanchester - Prandtl, y en el hecho de la existencia de otro tipo de vórtices llamados
vórtices de herradura (descubiertos por Lanchester) que se producen en los extremos
del ala debido a la diferencia de presiones entre la parte inferior y superior del ala,
induciendo una velocidad perpendicular con respecto a la velocidad del viento y
dirigida hacia abajo, lo cual hace que el ángulo de ataque (ángulo formado entre la
línea de cuerda y la dirección del viento) sea reducido y por ende, la fuerza de arrastre
aumente.
2.2.20 Estabilidad y control
Ejes de un aeroplano
Siempre que una aeronave cambie su actitud o posición durante el vuelo, esta
rotara sobre uno o mas de sus tres ejes. Los cuales son considerados ejes imaginarios
60
que atraviesan la aeronave por su centro de gravedad, estos ejes imaginarios se
interceptan en el centro de gravedad de la aeronave y cada uno forma un angulo de
90° con respecto a los otros ejes. A continuación se presenta una figura que
representa los ejes de la aeronave:
Figura II-26.- Ejes de la aeronave.
Fuente: FAA Aeronautical Knowledge, (2003)
Estabilidad
Es la inherente cualidad de un aeroplano que se encuentra en equilibrio de
retornar a su posición después de ser afectado por una perturbación.
Maniobrabilidad
Es la cualidad de un aeroplano de alterar su posición de equilibrio.
Eje Lateral
Cabeceo
Eje Vertical Eje Longitudinal
Guiñada Alabeo
61
Controlabilidad
Es la capacidad que tiene un aeroplano para responder a los controles del
piloto especialmente con rigor para un patrón de vuelo y actitud.
Equilibrio
Es cuando todas las fuerzas que actúan sobre una aeronave actúan para que la
aeronave permanezca en la misma posición.
Estabilidad estática
Es la tendencia inicial que presenta el aeroplano después de que su equilibrio
fue alterado.
Estabilidad estática positiva
Es la tendencia inicial del aeroplano para retornar a su estado original después
de que su estado de equilibrio ha sido perturbado.
Estabilidad estática negativa
Es la tendencia inicial del aeroplano para continuar después de que su estado
de equilibrio ha sido perturbado.
Estabilidad estática neutral
Es la tendencia de la aeronave para comenzar una nueva condición después
de que su estado de equilibrio ha sido perturbado.
62
Figura II-27. Tipos de estabilidad
(Fuente: FAA Aeronautical Knwoledge. 2003)
CAPÍTULO III
MARCO METODOLOGICO
Para la realización de este proyecto se considero la aplicación de una
metodología aceptada a nivel internacional que permita cumplir con los objetivos
propuestos de una manera lógica y ordenada y, la estructuración de los aspectos
metodológicos atendiendo a los requerimientos básicos de este diseño a saber: tipo de
estudio que se desarrolla, el método de investigación a ser utilizado, el área de
investigación y las técnicas e instrumentos de recolección de datos.
3.1 Tipo de Estudio
Éste trabajo contempla la elaboración de los lineamientos que proporcionaran
una herramienta fundamental en la realización de los informes técnicos bajo las
normativas de la organización SAE Aerodesign y nace de la necesidad de solucionar
en gran parte el problema que involucra la falta de información y de metodologías
que apliquen en el caso de diseñar dicho tipo de aeronaves, lo cual resulta en un
beneficio directo para el país, la universidad y los estudiantes que conformen los
equipos que van a representar en futuras competencias, ya que se crea una
herramienta basada en estudios teóricos, experimentales y resultados obtenidos en
proyectos anteriores, para ello, es necesario contemplar una
64
investigación de campo que se adapta a los requerimientos del diseño a realizar. La
investigación de campo definida según el manual emitido por la U.P.E.L de trabajos
de grado de especialización, maestría y tesis doctorales (1998:7) “….El análisis
sistemático del problemas en la realidad, con el propósito bien se de describirlos,
interpretarlos, entender su naturaleza y factores constituyentes, explicar sus causas y
efectos, o predecir su ocurrencia, haciendo uso de métodos característicos de
cualquiera de los paradigmas o enfoques de investigación conocidos en el
desarrollo.…”.
Además, este estudio es encaminado bajo la modalidad de proyecto factible
porque este proyecto se dio a la necesidad de buscar una alternativa favorable a la
disminución de los recursos antes planteados. El proyecto factible definido según el
manual emitido por la U.P.E.L de trabajos de grado de especialización y maestría y
tesis doctorales (1998:7) “…consiste en la investigación, elaboración y desarrollo de
una propuesta de un modelo operativo viable para solucionar problemas,
requerimientos o necesidades de organizaciones o grupos sociales…”. Y presenta
una breve revisión documental.
65
3.2 Método de Investigación
Este proyecto atiende a un procedimiento riguroso formulado de
manera lógica y sistemática para lograr la obtención, organización y exposición de
resultados como de conocimientos en su aspecto teórico. Primeramente se realiza un
constante análisis respectivo de los cálculos y resultados obtenidos para evitar en lo
posible, cometer errores que afectase a otro objetivo específico contemplado. El
método de investigación empleado en algunas partes del diseño, es el comparativo y
el de análisis; el primero es por el hecho de que se comparan los datos obtenidos con
los de otros informes similares y determinar si la metodología es exitosa en el diseño
de este tipo de aeronaves. El segundo es por identificar los factores y efectos que
intervienen en el diseño de los informes para determinar la relación existente entre los
cambios de diseño y sus consecuencias. El método de análisis es definido según
Méndez C (1992:97) “Proceso de conocimiento que se inicia por la identificación de
cada una de las partes que caracterizan una realidad. De esa forma se establece la
relación causa-efecto entre los elementos que componen el objeto de la
investigación”.
66
3.3 Técnicas e instrumentos de recolección de datos
La revisión bibliográfica es realizada en las primeras etapas del
proyecto, mediante fuentes secundarias como libros, trabajos de investigación,
manuales, artículos en revistas de aeronáutica que proporcionen información relativa
de diseño de aeronaves no tripuladas.
Además se utilizo la observación directa, con la finalidad de obtener
parámetros bases para determinar la estructura lógica que se presentara en el manual.
3.4 Fases de la Investigación
Para el cumplimiento de los objetivos enmarcados en este trabajo se
establecieron distintas etapas hasta su culminación satisfactoria:
1. Recopilación de información: En esta etapa se recolecta la mayor
cantidad de informes técnicos realizados por equipos universitarios para las distintas
competencias SAE Aerodesign en la clase regular.
2. Elaboración de la base de datos: Se recopilo información acerca de la
relación de carga de pago con peso en vacio de aeronaves que habían participado en
competencias anteriores con la finalidad de tener información concerniente para la
estimación de peso estructural de la aeronave.
67
3. Elaboración de las herramientas computacionales: Con la finalidad de
facilitar el trabajo a futuros equipos el investigador diseño una cierta cantidad de
hojas de cálculo para la determinación de parámetros referentes a la aeronave a
diseñar.
4. Elaboración del trabajo final.
CAPÍTULO IV
ANALISIS DE LOS RESULTADOS 3 Jnll 4 jvbjb
4.1 Recolección e interpretación de datos
4.1.1 Sistema evaluativo
Las competencias SAE Aerodesign en todas sus modalidades están divididas
en tres etapas las cuales son:
Presentación del informe técnico.
Presentación oral.
Competencia de vuelos.
4.1.1.1 Presentación del informe técnico
En esta primera etapa los equipos tras haber culminado su proceso de
inscripción tienen un margen de aproximadamente tres meses para el envío del
informe técnico la fecha última para el envió la estipula la competencia en el
69
reglamento respectivo, el informe está regido por una serie de parámetros definidos
en el reglamento como lo son:
Formato de página: Cada competencia estipula el formato en su reglamento
correspondiente por ejemplo: En Brasil 2008 el formato era DIN A4, doble espacio,
con letra Times New Roman, tamaño 12, con márgenes inferior, superior, derecha:
1.25 cm e izquierda 2.5 cm, espaciado normal.
Número de páginas: Cada competencia establece un número máximo de
páginas por ejemplo: En Brasil 2008 el número máximo de páginas permitido era de
35 hojas y solo se excluía la portada.
4.1.1.2 Presentación Oral
Esta etapa consiste en que los equipos deben realizar una presentación con
un tiempo establecido donde deben mostrar ante un jurado evaluador su proyecto (en
esta etapa se debe mostrar el avión completo en la exposición).
4.1.1.3 Competencia de vuelos
Es la etapa final y consiste en que los equipos deben volar sus aviones
en un aeródromo habilitado para tal fin y deben cumplir una misión establecida en el
reglamento como lo son levantar la carga según el grafico de predicción de carga util,
despegar y aterrizar en una longitud determinada.
70
4.1.2 Parámetros de evaluación del informe técnico
Los aspectos generales a evaluar por los jueces en el informe técnico
son los siguientes:
- Aerodinámica
- Estabilidad y control
- Desempeño
- Estructuras
- Proyecto
En cada uno de los aspectos se pueden encontrar ciertos puntos de
interés entre los cuales tenemos:
- Aerodinámica
Estudio aerodinámico del ala, estudio aerodinámico del empenaje,
estudio aerodinámico del fuselaje.
- Estabilidad y control
Estabilidad longitudinal con mando fijo y libre, estabilidad lateral
con mando fijo y libre, Control.
- Desempeño
Diagrama de ráfaga y maniobra, Actuaciones, Carrera de despegue y
aterrizaje.
- Estructuras
Se evalúa el análisis estructural en general.
71
- Proyecto
Se evalúa el desarrollo del proyecto, la metodología, presentación,
organización, análisis, procesos, es de forma general una evaluación de lo presentado
en el proyecto de forma general.
Cada aspecto antes mencionado tiene un valor en la puntuación general el
mismo puede variar a criterio de la competencia pero conservando el mismo esquema
a partir del 2007 la puntuación ha sido la siguiente:
Proyecto: 40 puntos (30 + 10 de planos).
Estructuras: 35 puntos (30 + 5 de planos).
Aerodinámica: 30 puntos.
Desempeño: 30 puntos.
Estabilidad y control: 30 puntos.
Para un total de 165 puntos máximos que tiene de ponderación el informe
técnico.
4.1.3 Tabla de resultados
Basado en los resultados presentados en las competencias del 2007 y 2008 e
informes suministrados por distintos equipos al investigador se seleccionaron 10
equipos diferentes y se desarrollo una tabla con los resultados obtenidos de cada uno
de ellos en cada uno de los puntos en los que se basa la evaluación de los informes
estudiados anteriormente, no se seleccionaron equipos que participaran en el 2006 ni
72
anteriores dado que la ponderación de cada punto del informe cambio a partir del
2007.
Equipo Puntuación
Aerodinámica Estabilidad Desempeño Estructuras Proyecto Total
Car-Kara
New 16,35 12,72 13,7 22,72 23,9 89,38
Tupan 14,34 4,42 15,5 13,39 26,94 74,57
Ceu-Azul 21,31 23 26,5 20,08 33,41 124,29
Oraccuz 16,03 4 17 11,06 13,65 61,74
Orinokia II 14,85 9,95 15,5 15,48 16,16 71,94
Car-Kara
New 2008 19,41 10,08 26,5 25,22 19,6 100,81
Aerotech 8,97 12,65 23 11,08 19,6 75,3
Reg52 15,74 8,77 20,5 6,85 13,96 65,81
Cari I 11,62 6,35 13,8 14,63 20,16 66,56
Cari II 14,76 9,59 23,5 11,09 13,48 72,42
Idea 17,79 10,3 14,5 19,67 22,32 84,58
Tabla IV.1 Puntuaciones
(Fuente: Resultados SAE Aerodesign Brasil 2007 y 2008).
A partir de la cual se obtuvieron los siguientes resultados:
Tabla IV.2 Cálculo del límite superior (Fuente: Ecuación 4.2).
Desviación Estándar (σ) 3,40 5,15 5,05 5,69 6,18 18,41
Promedio (x) 15,56 10,17 19,09 15,57 20,29 80,67
Límite superior (x+σ) 18,96 15,32 24,14 21,26 26,47 99,08
Donde el límite superior se determino como la sumatoria del promedio y
la desviación estándar.
4.2 Gráficos de puntuaciones
Se tomaron las puntuaciones en cada reglón de la tabla IV.1 y se
los siguientes gráficos para una mejor interpretación de los datos:
0
20
40
60
80
100
120
140
Donde el límite superior se determino como la sumatoria del promedio y
la desviación estándar.
Gráficos de puntuaciones
Se tomaron las puntuaciones en cada reglón de la tabla IV.1 y se
los siguientes gráficos para una mejor interpretación de los datos:
Grafico IV.1 Puntuación Total. (Fuente: El autor).
Puntuacion
Proyecto
Puntuacion
Estructuras
Puntuacion
Desempeño
Puntuacion
Estabilidad
Puntuacion
Aerodinamica
73
Donde el límite superior se determino como la sumatoria del promedio y
Se tomaron las puntuaciones en cada reglón de la tabla IV.1 y se generaron
Puntuacion
Proyecto
Puntuacion
Estructuras
Puntuacion
Desempeño
Puntuacion
Estabilidad
Puntuacion
Aerodinamica
0
5
10
15
20
25
0
5
10
15
20
25
30
Grafico IV.2. Aerodinámica. (Fuente: El autor).
Grafico IV.3. Desempeño. (Fuente: El autor).
Aerodinamica
Desempeño
74
Aerodinamica
Desempeño
0
5
10
15
20
25
0
5
10
15
20
25
30
35
Grafico IV.4 Estabilidad. (Fuente: El autor).
Grafico IV.5. Proyecto. (Fuente: El autor).
Estabilidad
Proyecto
75
Estabilidad
Puntuacion
Proyecto
Al analizar los resultados mostrados en la tabla IV.1 y la determinación del
límite superior tal como se
IV.2, IV.3, IV.4, IV.5, de donde se puede estudiar el comportamiento de los equipos
en lo referente a los informes técnicos presentados, se estudio cada punto de
evaluación de la competencia así como
ningún equipo perteneciente a la UNEFA supero el límite superior y solo dos de los
diez que se seleccionaron para su estudio lo superan siendo los dos equipos
pertenecientes a universidades brasileras.
Del estudio antes mencionado se logro determinar que los equipos de la
UNEFA presentan mayor deficiencia en los pu
0
5
10
15
20
25
30
Grafico IV.5. Estructuras. (Fuente: El autor).
los resultados mostrados en la tabla IV.1 y la determinación del
límite superior tal como se muestra en la tabla IV.2 se generaron los gráficos IV.1,
IV.2, IV.3, IV.4, IV.5, de donde se puede estudiar el comportamiento de los equipos
en lo referente a los informes técnicos presentados, se estudio cada punto de
evaluación de la competencia así como el de la puntuación total y se encontró que
ningún equipo perteneciente a la UNEFA supero el límite superior y solo dos de los
diez que se seleccionaron para su estudio lo superan siendo los dos equipos
pertenecientes a universidades brasileras.
dio antes mencionado se logro determinar que los equipos de la
UNEFA presentan mayor deficiencia en los puntos referentes a estabilidad,
Estructuras
76
los resultados mostrados en la tabla IV.1 y la determinación del
muestra en la tabla IV.2 se generaron los gráficos IV.1,
IV.2, IV.3, IV.4, IV.5, de donde se puede estudiar el comportamiento de los equipos
en lo referente a los informes técnicos presentados, se estudio cada punto de
el de la puntuación total y se encontró que
ningún equipo perteneciente a la UNEFA supero el límite superior y solo dos de los
diez que se seleccionaron para su estudio lo superan siendo los dos equipos
dio antes mencionado se logro determinar que los equipos de la
ntos referentes a estabilidad, control y
Estructuras
77
estructuras, mientras que en desempeño y en proyecto se muestran mejores
resultados, basado en esto el investigador hará más detalle al momento de redactar
estos dos puntos.
A partir del estudio realizado se seleccionaron para analizar en detalle con el
fin de conocer su estructura los informes técnicos de los equipos que superaron el
límite superior con el fin de obtener datos sobre los lineamientos, teorías,
metodología, organización. Estos equipos son:
Car-Kara New
Ceu Azul
Basado en los gráficos mostrados anteriormente referentes a las puntuaciones
obtenidas por los equipos en cada punto se pudo observar que los equipos con mayor
puntuación y que superan el límite superior son:
Proyecto:
Para este aspecto la mayor puntuación fue presentada por el equipo Ceu Azul
pero tras la revisión del informe técnico del equipo Tupan se determino que hace un
estudio de proyecto que el autor considera que se debe analizar y como el equipo
Equipo Puntuación
Aerodinámica Estabilidad Desempeño Estructuras Proyecto Total
Ceu-Azul 21,31 23 26,5 20,08 33,41 124,29
Car-Kara New 2008 19,41 10,08 26,5 25,22 19,6 100,81
78
tupan en este aspecto la puntuación obtenida fue mayor al límite superior se
selecciona junto al equipo Ceu Azul para su estudio.
4.3 Análisis de los informes técnicos
A continuación se presenta el estudio en cada punto de los informes de los
equipos seleccionados:
4.3.1 Análisis Aerodinámico
El equipo Ceu Azul comienza este análisis con la escogencia del perfil donde
tras un estudio basado en los perfiles más usados en las competencias Aerodesign y
un estudio comparativo entre los perfiles disponibles en la librería de perfiles del
software Profili seleccionan el perfil basados en criterios como Cl máx., Cd min., tipo
de entrada en perdida, Cl/Cd, facilidad de construcción, espesor.
En el segundo paso se realiza la escogencia y verificación de la geometría del
ala donde determinan sus dimensiones y características aerodinámicas, se realiza el
cálculo del numero de Reynolds a lo largo del ala, a través de un software calculan
los coeficientes característicos del ala, usando la aproximación de Schrenk, para Cl =
1 se estima la distribución de sustentación, se determina el ángulo de downwash en el
empenaje usando NACA Report 648, determinan el rendimiento aerodinámico del
empenaje
En el tercer paso presenta las curvas polares del avión considerando las varias
condiciones de vuelo durante la misión, se determina la resistencia del ala y del perfil
79
considerando la resistencia inducida, cálculo de la resistencia parasita, estimación del
coeficiente de Oswald del ala y del avión para culminar con la determinación de la
curva polar de resistencia del avión
4.3.2 Desempeño
Equipo Ceu Azul lo realiza de la siguiente manera:
Proceso de selección de la hélice usando el software: “JavaProp” y
“Propeller Selector” a través de los cuales primero establecen los criterios para el
diseño de la hélice y de la pala por sección, simulan las características de la hélice y
se hace una estimación del empuje estático.
Determinación de las curvas de potencia para lo cual grafican las curvas
de potencia disponible vs potencia necesaria las cuales se calculan para el nivel del
mar para 500 m y 1000 m de altitud, determinan la velocidad de nunca exceder VH
para los tres casos, se hace una validación de la capacidad de carga del avión, cálculo
del valor optimo de Cl para mínima resistencia durante la aceleración.
Equipo Car-Kara New 2008 Comienza con un estudio comparativo entre los
dos motores permitidos por la competencia y el proceso de selección del motor así
como el criterio utilizado para tal caso donde se realiza un estudio experimental así
como se toman en cuenta criterios como confiabilidad y peso del motor, presenta de
80
igual manera el proceso de selección de la hélice el cual lo realiza por un estudio
experimental, presenta el proceso de selección del tanque de combustible basándose
en el volumen de espacio disponible para el tanque, sus dimensiones, y capacidad
necesaria para cumplir la misión con seguridad.
Tras el análisis comparativo entre los dos informes técnicos de los equipos
seleccionados se puede establecer que el equipo Ceu Azul hizo énfasis en el estudio
de las curvas de potencia y el proceso de selección de la hélice teóricamente mientras
que el equipo Car-Kara New 2008 hizo más énfasis en la selección del motor, hélice
y tanque de combustible de forma experimental e hizo un resumen explicando los
criterios adoptados para el cálculo de la potencia necesaria y disponible sin presentar
gráficos, el autor considera que dentro del marco evaluativo de la competencia ambos
equipos tuvieron alta ponderación en este punto pero la fusión de los dos aspectos
marcaria una mejora significativa dado que el resultado obtenido por Car-Kara New
2008 mostro que los estudios experimentales son altamente considerados en la
evaluación del proyecto.
4.3.3 Estabilidad y control
En el estudio de estabilidad y control el equipo Ceu Azul presenta el
siguiente esquema: realiza un cuadro resumen de las características aerodinámicas de
la aeronave, define las diferentes condiciones de operación del avión durante la
misión, usando distintos valores de carga de pago, para cada una de las operaciones
calcular el centro de gravedad, y el coeficiente de sustentación en el empenaje,
81
verifica el desempeño del perfil del empenaje y los valores de coeficiente de
sustentación calculados en el análisis aerodinámico, se determina el punto neutro y el
margen de estabilidad para cada una de las condiciones de vuelo, calcula el valor de
la pendiente de la curva de momento del avión (Cmα) y la pendiente de la curva de
sustentación (Clα) del avión, calcula para las varias condiciones de vuelo el
comportamiento del avión, usando “PITCH STABILITY ESTIMATOR” obteniendo
la información de equilibrio, posición de punto neutro y margen de estabilidad,
frecuencias de amortiguación para los dos modos dinámicos y otros datos juzgados
relevantes para el proyecto.
4.3.4 Estructuras
En el estudio estructural el equipo Car-Kara New basado en las normas
CS-VLA (Very light aeroplens) se determinan las velocidades necesarias para la
elaboración del diagrama V-n, se calculan los factores de carga limite, se realiza un
estudio estructural del ala usando las normas FAR PART 25.337 donde se generan
los diagramas de esfuerzo flector, cortante y torsor, para el estudio del larguero
principal del ala a los distintos esfuerzos basado en las teorías de resistencia de
materiales, determinación de los esfuerzos principales sobre el larguero principal del
ala, diseño del botalón de cola, diseño estructural del fuselaje, diseño estructural del
empenaje.
82
Basado en el análisis del estudio estructural el equipo presenta en resumen
un diseño detallado teórico de la estructura del avión en cada una de sus partes
haciendo énfasis en el ala lo cual el autor considera le proporciono una buena
ponderación en este punto pero considera que complementar el estudio con resultados
de análisis experimentales le proporcionaría un aumento en la ponderación.
4.3.5 Proyecto
5. K nkfk
En este punto se tomaron en cuenta los procedimientos presentados por
dos equipos Tupan y Ceu Azul.
El equipo Tupan presenta un trabajo amplio basado en teorías y programas
gerenciales donde plantea en el informe la metodología usada, la organización del
equipo, el proceso organizacional del proyecto desde su origen hasta su desarrollo y
culminación, trabaja bajo la metodología de Six-Sigma que define el proceso como
definir-medir-analizar-diseñar-validar, también se apoya en el uso de herramientas
como QFD, por sus siglas en ingles ( Quality function deployment), FMEA: por sus
siglas en ingles ( Failure Modes and Effects Analisys), elaboración de un diagrama
jerárquico en función de el proceso Six- Sigma, elaboración del calendario de
actividades, definición de las responsabilidades de los miembros del equipo, procesos
de construcción, análisis de costos, análisis de riesgos aplicaciones del proyecto,
factor humano.
83
El equipo Ceu Azul comienzo por establecer el concepto del proyecto y
sus requisitos, abrir los libros de proyecto y de gerencia donde el libro de proyecto es
donde se lleva el registro de todo el desarrollo del proyecto desde su fase de diseño
hasta el producto terminado y el libro de gerencia es donde se lleva registro de toda la
logística del proyecto así como información de y para los patrocinantes, imágenes del
proceso, cronogramas de actividades entre otros, definen el organigrama jerárquico,
prepara un cronograma de actividades, matriz de responsabilidades( recursos
humanos), matriz de recursos, organización, realiza el diseño conceptual de la
aeronave presentando en bosquejo el diseño y una tabla de especificaciones, presenta
una estimación de peso en vacio basado en el peso estimado de cada pieza del avión,
determinación del centro de gravedad y momentos de inercia de masa en los tres ejes
X,Y y Z.
Basado en el análisis de este punto el autor considera que el equipo Tupan
a pesar de adoptar políticas de gerencia de proyectos, herramientas de procesos y una
definición del desarrollo del proyecto bastante amplia en comparación con el equipo
Ceu Azul que presento los mismos aspectos pero desde un punto de vista diferente ya
que fue mas resumido con el fin de presentar mas información técnica sobre el
concepto del diseño de su aeronave.
La fusión de estos dos métodos de trabajo presentaría un proyecto claro e
interesante desde el punto de vista gerencial a la vez que desde el punto de vista
técnico ya que tendría un balance en ambos aspectos lo que representaría según el
criterio del autor una mejora en la puntuación.
CAPÍTULO V
LA PROPUESTA
5.1 Estructura general de un proyecto SAE Aerodesign
Los proyectos SAE Aerodesign se estructuran de tal manera que una persona
con conocimientos generales de aviación como por ejemplo un piloto o un
inversionista sea capaz de interpretar lo que se muestra en el informe técnico. Esto en
esencia significa que el equipo debe presentar en el informe una estructura lógica que
permita la fácil interpretación de la información contenida en el informe sin dejar de
mostrar los criterios, las teorías, metodologías, estudios experimentales aplicados
para el diseño de la aeronave.
Para mostrar al lector se prepara un esquema de la estructura que se debe
usar para la elaboración del informe:
Figura V
Diseño Preliminar
Analisis Aerodinamico
Desempeño
Estabilidad y control
Analisis Estructural
Diseño Conceptual
Figura V-1. Estructura del informe técnico.
Fuente: El Autor.
Resumen
Diseño Detallado
Ensayos Practicos
Estudios Experimentales
Pruebas de vuelo
Anexos
Grafico de prediccion de carga util
Planos
Diseño Conceptual
85
1. Estructura del informe técnico.
Grafico de prediccion
Proyecto
Analisis de costos
Analisis de riesgo
Factibilidad
Construccion
Aplicaciones
86
5.2 Organización del equipo
Un proyecto de ingeniería de cualquier índole comienza a partir del momento
en el que se establece una necesidad, en el caso del diseño de una aeronave existen
diversas necesidades, las cuales entre otras podrían ser: transporte de pasajeros,
transporte de carga, acrobáticos, fumigación, vigilancia, combate, así como una gran
infinidad de aplicaciones mas, para el caso particular de las competencias SAE
Aerodesign la principal necesidad es la del transporte de carga.
En los proyectos SAE Aerodesign se ponen a prueba una infinidad de
capacidades del equipo participante, la primera de ellas es la de conformar un equipo
de trabajo pro-activo, con criterio, comunicación, velocidad de respuesta, con las
responsabilidades, obligaciones, deberes y derechos de cada participante bien
definidos, este el paso numero 1 de un buen proyecto.
Para lograr un equipo de trabajo eficiente este se debe conformar bajo una
serie de criterios o políticas de trabajo como lo son:
- Trabajar bajo el concepto de trabajo en equipo y de calidad total.
- Desarrollar las reglas internas dentro del equipo.
- Desarrollar un diagrama organizacional del equipo.
- Definir las funciones de cada miembro del equipo.
- Definir las etapas del proyecto.
- Construir un cronograma de actividades.
CAPITAN
DEPARTAMENTO DE ADMINISTRACION Y
LOGISTICA
DEPARTMENTO DE SOPORTE TECNICO
DEPARTMENTO DE DISEÑO
DEPARTAMENTO DE CONSTRUCCION
PROFESOR ASESOR
87
El requerimiento mínimo para el diagrama organizacional es el siguiente:
Figura V-2: Diagrama Organizacional Fuente: El Autor.
Es importante que la organización del equipo así como el diseño la
planificación y la ejecución del proyecto se hagan usando metodologías como la de
Six Sigma que enfoca el desarrollo del proyecto bajo el esquema DMADV (Definir,
Medir, Analizar, Diseñar, Validar), Six Sigma es una metodología mundialmente
conocida por su eficacia en traducir los requisitos del cliente en datos medibles,
optimizando procesos, servicios y productos, y por conseguir ganancias millonarias
en diversas empresas que la aplican entre ellas Motorola, Samsung y General
Electric, además Six Sigma aplica ampliamente el tipo de proceso que se maneja en
un proyecto SAE Aerodesign. También es recomendable el uso de conceptos de
“Proyect Management Body of Knowledge” (PMBOK), que reúne las mejores
prácticas y técnicas de los mejores profesionales del mundo en materia de gerencia de
proyectos publicado por la “Proyect Management Institute” (PMI) dentro de las
88
practicas que incluye el método están las de control de la organización, gestión de
personal, gestión de tiempo, estimación de recursos. Es conveniente el uso de las dos
metodologías dado que Six Sigma es una metodología de ejecución y PMBoK es una
metodología de soporte lo que las hace compatibles.
También se propone el uso de herramientas como “Quality Function
Deployment” (QFD) y “Failure Mode and Effects Analisys” (FMEA). La aplicación
de lo antes mencionado es lo más apropiado para el desarrollo de proyectos donde el
producto no ha sido estudiado siendo necesaria la creación del producto desde su
forma conceptual.
5.3 Diseño conceptual
Para realizar esta etapa todos los miembros en conjunto deben participar de
forma simultánea para poder definir claramente cuál será el nombre del proyecto,
nombre del equipo y cuáles serán las características básicas de cómo va a ser la
aeronave, existen en la actualidad una gran variedad de configuraciones o tipos de
aviones, tomando en cuenta la influencia de la forma y posición de los elementos de
la aeronave en la estabilidad, actuaciones, aerodinámica, eficiencia estructural y
ergonomía entre otros, a la par de la exigencias del reglamento de la competencia en
cuanto a las restricciones geométricas.
89
En el Capítulo II (ver 2.2.11) de esta investigación se presentan algunos
aspectos a tomar en cuenta para la realización del diseño conceptual en cuanto a la
definición de forma del ala y empenaje. El diseño conceptual consta de tres etapas,
que son: Especificaciones de la misión, realización de boceto general, estimación del
peso en vacio y carga de pago y las especificaciones generales de la aeronave.
5.3.1 Especificación de la misión del proyecto
Para establecer la especificación de la misión se debe tener como punto de
inicio el reglamento de la competencia SAE Aerodesign, ya que en él se encuentran
todas las limitaciones y requerimientos que tienen los equipos participantes en la
competencia. Entre estas las más destacadas son: El uso de un solo motor en la clase
regular para todos los equipos el cual puede ser escogido entre el OS 61 FX (Marca
OS el cual tiene una cilindrada de 0.61 pulg3, proporciona 1.9 hp @ 17000 RPM) y el
motor K&B .61 ( marca K&B el cual tiene una cilindrada de 0.61 pulg3, proporciona
1.3 hp @ 12000 RPM ), cualquiera que sea el motor seleccionado no puede ser
modificado en su configuración original.
El segundo punto en donde se va a basar la especificación de la misión es que
la competencia establece que el avión debe transportar una bahía de carga, la cual
debe ser un paralelepípedo imaginario cuyas dimensiones son descritas según criterio
de la competencia en el reglamento y pueden cambiar en cada competencia, este
90
espacio es la segunda consideración más relevante a tomar en cuenta al hacer el
estudio conceptual.
El tercer punto y no menos importante es la restricción geométrica que cada
competencia establece en su reglamento, por ejemplo: En SAE Aerodesign East 2007
la suma de las tres dimensiones básicas del avión, longitud más envergadura mas
altura no debía exceder los 4.40 m.
El cuarto punto es la restricción en cuanto a la carrera de despegue y aterrizaje
en el caso del despegue la competencia establece un límite máximo de 61 m para tal
fin. En el caso del aterrizaje el avión tiene un límite permitido de 122 m de pista para
detenerse completamente.
5.3.2 Boceto General
Una vez que se conocen estos tres puntos fundamentales entonces se puede
comenzar a definir las características de la aeronave como lo son: envergadura, forma
en planta del ala o las alas, definición del empenaje, tipo de tren de aterrizaje,
posición del motor, carrera de despegue, estrechamiento, alargamiento, carga alar, y
posteriormente un dibujo esquematizando la forma general de la aeronave.
91
5.3.3 Estimación de peso en vacio y carga de pago
El proceso de hacer una estimación del peso en vacio de una aeronave en
etapa de diseño es algo realmente difícil porque requiere una gran experiencia en el
ámbito de materiales, equipos, y demás implementos que contiene un aeromodelo.
Para realizar la estimación de peso en vacio se debe tener en cuenta los
componentes básicos indispensables para la operación de cualquier aeronave de este
tipo entre los cuales tenemos:
Motor: elemento que proporciona la energía mecánica para el movimiento
de la aeronave. A continuación se muestran los motores disponibles para la
competencia y sus pesos respectivos:
- Motor OS 61 Fx 750 gr
- Motor K&B .61 404 gr
Servo: es un servo-motor que transforma la energía eléctrica en energía
mecánica, usado generalmente para mover las superficies de control.
Receptor: elemento encargado de recibir las señales del transmisor.
Batería: es el elemento encargado de proporcionar la energía para la
operación de los servos.
92
Tanque de combustible: es el elemento encargado de almacenar el
combustible necesario para la operación del motor.
Así como también el tren de aterrizaje, ruedas, hélice, cobertor de la hélice
(Spinner).
Entonces el peso en vacio se puede estimar a través de la siguiente
expresión:
We= Wm (motor) + Wcomp (components) + West (Estructural). (5.1)
Siguiendo este procedimiento la única incógnita difícil de obtener es el peso
estructural ya que este dependerá de la densidad de los materiales utilizados lo cual
podría determinarse a través de estudios experimentales.
5.3.4 Estimación de la masa estructural de la aeronave (West)
Se realizo una base de datos basada en la fracción de carga de pago (carga de
pago entre el peso total de la aeronave) de aeronaves que han participado en
competencias Aerodesign. Se graficaron los puntos y luego a través de un proceso de
linealizacion se obtuvo el siguiente grafico:
93
Grafico V-1. Fracción de carga de pago Vs peso en vacio.
Fuente: El autor.
La ecuación linealizada de la fracción de carga de pago en función del peso en
vacio es:
��
����� = −0.095�� + 1.037 (5.2)
A partir de esta ecuación la cual se considera como uno de los aportes más
importantes para futuros equipos se puede estimar una fracción de carga de pago
como dato de entrada para determinar el peso en vacio apropiado para el diseño y que
por supuesto debe estar adaptado a la realidad ya que fue tomado de aviones
semejantes. Con este peso en vacio al sustituirlo en la ecuación. Se estima el peso
estructural de la aeronave.
00,10,20,30,40,50,60,70,80,9
1
0 2 4 6 8
Fra
cio
n d
e ca
rga
de
pag
o
Peso en vacio (Kg)
carga de pago Vs peso en vacio
94
5.3.5 Especificaciones
Se determinan los parámetros referentes a la configuración de la aeronave
entre los cuales tenemos:
La misión, configuración del tren de aterrizaje, tipo de empenaje, forma en
planta del ala, estrechamiento, distancia del empenaje (Lht), envergadura y velocidad
mínima de despegue, estos basados en datos recolectados de aeronaves que han
participado en competencias previas.
Otros parámetros son alargamiento, longitud del fuselaje, altura del fuselaje,
carrera de despegue y aterrizaje, estos tomando en cuenta las limitaciones según el
reglamento.
La densidad del aire se estima tomando en cuenta la altitud de la ciudad donde
se va a desarrollar la competencia. Aunque este parámetro cambiara ya que uno de los
objetivos del informe técnico es elaborar una grafica de predicción de carga útil que
relaciona la carga útil con la densidad de altitud
Para este proceso se diseño una tabla que contempla tales características:
95
CARACTERISTICAS CONCEPTUALES DE LA AERONAVE
Misión Diseño de una aeronave de bajo peso capaz de levantar la carga predicha
Configuración de la aeronave Basado en:
Tren de aterrizaje Tricíclo
DATOS DE LA AERONAVE RECOLECTADOS PREVIOS A SAE AERODESING
Empenaje Convencional
Forma en planta Rectangular-Trapezoidal
Taper ratio 1 1
Taper ratio 2 0.7
Lht (Tail-Wing) 2.25 x Co
Envergadura rectangular 40 % Total envergadura
Velocidad min. de despegue 10.5 m/s
Alargamiento 6.5 REFERENCE [1]
Envergadura 2.50 m
SAE AERODESIGN USA LIMITACIONES SEGUN LAS REGLAS
Longitud de fuselaje 1.42 m
Altura 0.52 m
Dist. De despegue (max) 61 m
Dist. Aterrizaje (max) 122 m
Densidad del aire 1.2 Kg/m3 VAN NUYS CALIFORNIA ALTITUD (ISA)
Tabla V-1. Especificaciones. Fuente: El Autor.
5.4 Diseño preliminar
Tal como se describe, un diseño preliminar es similar a un bosquejo
dimensional que se realiza previo a lo que se vaya a diseñar, en el caso de los
informes de las competencias SAE Aerodesign es importante que se refleje un diseño
preliminar, con el fin de sentar las bases necesarias para el futuro diseño detallado y
construcción de la aeronave.
Esta etapa comienza con el proceso de selección del perfil de ala, la
determinación geométrica en planta del o las alas, la estimación de peso en vacio, la
96
estimación de carga útil, la definición del fuselaje y la bahía de carga y la primera
estimación del empenaje.
5.4.1 Selección del perfil:
Para los proyectos Aerodesign los más funcionales son los de alto coeficiente
de sustentación máximo, pendiente de curva de sustentación máxima y la máxima
relación Cl/Cd dado que la misión del proyecto es obtener alas con el más alto
rendimiento aerodinámico para aprovechar al máximo la limitada geometría que
poseen dada las restricciones de la competencia, así como también al aprovechar al
máximo esta situación se pueden fabricar alas más pequeñas y con gran capacidad de
sustentar, otro factor relevante en la selección del perfil es su desempeño a baja
velocidad ya que estos aviones tienen limitada su carrera de despegue.
Todas esas situaciones son fundamentales en la selección del perfil, en
resumen son aviones livianos, de baja velocidad, con corta carrera de despegue y con
una alta capacidad de carga útil.
En los proyectos Aerodesign los perfiles más comunes son los asimétricos y
muy curvados, como lo son el S1223 quien es el más usado de entre estos perfiles ya
que alcanza un coeficiente de sustentación máximo de 2,25 con un Angulo de entrada
en pérdida de 13º, también están algunos como el EPPLER 423, WORTHMANN, y
en pruebas anteriores se han realizado interpolaciones entre dos o más perfiles
obteniendo híbridos que han dado buenos resultados como es el caso del Proyecto
97
Orinokia I presentado en Estados Unidos en la competencia SAE Aerodesign East en
abril del 2008 en el que se uso un hibrido que fue llamado ASCANIO y fue el
resultado de una investigación realizada por un alumno de la especialidad de
Aeronáutica de la UNEFA.
A pesar de que existen una gran diversidad de perfiles el estudio de nuevos
perfiles para este tipo de aeronaves es algo que se recomienda ampliamente ya que
estos aviones tienen características muy particulares que los diferencian de aviones
comerciales de cualquier índole y es materia de investigación para la organización
SAE Internacional. Para la determinación de las curvas características de los perfiles
se pueden utilizar herramientas computacionales tales como: “XFOIL” y “PROFILI”
entre otras.
5.4.2 Diseño Preliminar del Ala
En el diseño preliminar del ala se establece la forma en planta de la misma,
para llegar a este punto debemos conocer la superficie alar la cual se obtiene a partir
de la ecuación general de la sustentación:
� = �� ρυ
��� �� (5.3) Donde: L : Sustentación. ρ : Densidad. υ : Velocidad. ��: Superficie Alar.
�� : Coeficiente de sustentación.
98
Para conocer Sw se parte del peso máximo de la aeronave, el cual se obtiene a
partir del peso máximo establecido por la competencia previamente indicado en el
reglamento según sea el caso.
Por ejemplo: en Brasil para la competencia del 2007 el peso máximo total de
la aeronave incluyendo la carga de pago no podía exceder los 20 kg. a diferencia que
en Estados Unidos el peso máximo era de 25 kg. Valor que puede cambiar con cada
reglamento cada año.
El peso máximo va a representar la sustentación, luego utilizando la densidad
estándar de 1.225 kg/m3 y la velocidad la cual según estudios realizados en aeronaves
anteriores se determino que para la distancia de 61 m. el valor de 10 m/s es muy
apropiado, pero es recomendable que el equipo realice un estudio experimental si
desea un valor más preciso.
De esta manera haciendo las operaciones necesarias nos queda:
�� = ����ρυ� (5.4)
Ya establecida la superficie alar se puede proceder a determinar los demás
datos como:
- Envergadura.
- Coeficiente de Sustentación a partir del coeficiente del perfil.
- Alargamiento.
99
- Estrechamiento(s) si lo(s) tiene.
- Enflechamiento(s) si lo(s) tiene.
- Cuerda en el tip.
- Cuerda en el encastre.
- Forma en planta.
Básicamente en esta etapa se debe concluir con la forma en planta del
ala la cual puede ser de innumerables formas, pero se debe tomar en cuenta los
factores como la entrada en perdida, la facilidad de construcción, la resistencia y por
supuesto que la superficie alar sea correspondiente con el valor calculado de la misma
en el diseño preliminar. Se puede utilizar una herramienta computacional diseñada
por el autor (formplan.xls) en donde se introducen las especificaciones iníciales para
obtener la forma en planta del ala como se presenta en la tabla V-2 y la figura V-2.
100
Ejemplo de una tabla de datos resultado del diseño preliminar del ala:
ESPECIFICACIONES INICIALES DATOS OBTENIDOS DE:
Cl 1,8 80% Clmax de la curva de Cl vs α del perfil (S1223)
Densidad del aire (Kg/m3) 1,2 Especificaciones iníciales
Velocidad del aire (m/s) 10,5 Especificaciones iníciales
Wto (N) 118,5 Wp+We
Alargamiento 6,5 Especificaciones iníciales
Estrechamiento 1(TR1) 1 Especificaciones iníciales
Estrechamiento 2(TR2) 0,7 Especificaciones iníciales
Envergadura de la sección
del ala TR1(m) 0,4 Especificaciones iníciales
DATOS CALCULADOS
Sw (m2) Envergadura (m) Cuerda encastre (m) Cuerda TR1(m) Cuerda Tip(m)
1,00 2,54 0,43 0,43 0,30
Tabla V-2. Caracteristicas del ala. Fuente: El Autor.
Grafico V-2. Forma en planta. Fuente: El Autor.
-0,4
-0,2
0
0,2
-1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 1,5
101
5.4.3 Definición preliminar del fuselaje
El fuselaje es el elemento del avión encargado de llevar en su interior la bahía
de carga la cual como se establece en el reglamento de la competencia tiene unas
dimensiones especificas, el mismo debe ser capaz de soportar las cargas producidas
por el peso de la bahía de carga, así como, las fuerzas producidas el motor, el ala
durante el vuelo y el empenaje, así como también los impactos contra el suelo al
momento del aterrizaje.
El fuselaje debe albergar en su interior un volumen mínimo correspondiente a
un paralelepípedo imaginario cuyas dimensiones establece cada competencia según
sea el caso, el mismo debe estar cerrado completamente y para el caso particular de la
competencia de Brasil su fácil extracción genera una puntuación adicional.
El diseño de este sistema también debe garantizar la seguridad de la bahía de
carga durante el vuelo, el diseño debe evitar que la misma se salga en cualquier
maniobra que realice la aeronave.
Es parte del ingenio y la creatividad de los miembros del equipo el diseño del
sistema para ello se plantea que en una reunión se discuta la situación entre todos los
miembros de tal manera que puedan unirse las ideas individuales hasta alcanzar una
idea global que pueda llevar a una solución eficiente.
102
5.4.3.1 Posición del motor
En el marco de lo que se llama diseño preliminar del fuselaje se encuentra un
punto de gran relevancia tal como lo es la ubicación del motor, el motor es
prácticamente el objeto más pesado del avión, claro, sin contar la bahía de carga, su
peso es de alrededor de 750 gr si se usa un motor OS .61 fx y aproximadamente unos
80 gr menos si se usa el otro motor permitido K&B .61 RC/ABC, si tomamos en cuenta
que el peso en vacio de un avión para esta competencia está en el orden de los 3 kg el motor
representa aproximadamente un 25 % de dicho peso, su posición es fundamental para
definir claramente la ubicación del centro de gravedad del avión, el cual por
conveniencia debe estar exactamente en el centro de gravedad de la bahía de carga
puesto que la misma en el caso del peso máximo de despegue que de acuerdo a un
promedio de los primeros 10 lugares de las competencias de los últimos 3 años está
en el orden de los 15 kg y con un peso en vacio de aproximadamente 3 kg nos lleva a
un valor de carga útil de 12 kg cuatro veces su peso en vacio, por tal situación el
centro de gravedad del avión y de la bahía de carga deben coincidir en todo momento.
Otro factor importante que involucra la posición del motor es que se tienen
que considerar las fuerzas que genera, creando así un momento sobre el centro de
gravedad que bien puede o no contribuir con la estabilidad del avión, si el motor está
por encima del centro de gravedad genera un momento que tiende a bajar la nariz del
103
avión en el caso contrario tiende a subirla, para explicar más claramente esta
situación se muestran los siguientes ejemplos:
Figura V-3. Efectos del empuje sobre la estabilidad longitudinal. Fuente: FAA Aeronautical Knowledge (2003).
El efecto de las fuerzas del motor también generan momentos sobre la
estructura que lo sostiene, al seleccionar la posición del motor se debe tener en
consideración tal efecto, debido a esto aparece un momento torsor que es contrario al
sentido de giro de la hélice que busca de hacer girar el avión, un momento generado
Debajo del CG
En línea con el CG
Sobre el CG
104
por la hélice que busca hacer que el avión tienda a irse hacia un lado según sea el
sentido de rotación de la hélice.
Todos los efectos antes mencionados se deben considerar al momento de
decidir la posición del motor y una vez establecida la posición se debe explicar
claramente en el informe porque se llego a tal decisión.
Otro factor que entra en lo que comprende el diseño preliminar del fuselaje
es la selección del tren de aterrizaje, este parte del proceso es definir qué tipo de tren
utilizara el avión el cual en la mayoría de los casos es del tipo triciclo, o, aunque no
tan utilizado pero no menos importante el convencional, para la selección del tren se
presenta en el capítulo II una referencia. (Véase 2.2.18).
De la misma manera al realizar el proceso del diseño preliminar del fuselaje
se debe tener en cuenta la ubicación de los sistemas necesarios para la operación del
avión tal como lo son: Receptor, Batería (s), Servos, Tanque de combustible, y otros
sistemas que puedan surgir a criterio del equipo que esté realizando el diseño de la
aeronave.
5.4.4 Ubicación del centro de gravedad
Para determinar la ubicación exacta del centro de gravedad de la aeronave se
debe tener en cuenta de forma primordial la ubicación de la carga y la posición del
centro aerodinámico.
105
5.4.4.1 Ubicación de la carga
Si bien es sabido la competencia en su esencia se basa en diseñar una
aeronave capaz de transportar la mayor cantidad de peso posible dentro de un
volumen estipulado en el reglamento con dimensiones mínimas claramente definidas
en el reglamento también se estipula que la carga debe conservar simetría con
respecto a la posición de su propio centro de gravedad como se muestra en la figura:
Distribución de la carga permitida:
Distribución de carga no permitida:
Figura V-4. Distribución de la carga.
Fuente: El autor.
106
Tomando en consideración estas normas el punto de partida para la
ubicación del centro de gravedad de la aeronave debe ser el de la bahía de carga de la
misma manera que el centro aerodinámico del o las alas.
5.4.4.2 Ubicación del o las alas:
Tras realizar el diseño preliminar ya se debe tener definido las características
geométricas del o las alas por lo tanto se debe conocer la ubicación de la línea de
centro aerodinámico dicha línea debe coincidir con el centro de gravedad de la carga
y por lo antes mencionado con el centro de gravedad del avión para ello se muestra el
siguiente ejemplo:
Ala recta rectangular:
Vista superior:
Línea de C.A.
Vista lateral:
b a
a: línea de centro aerodinámico al 33 % de la cuerda media aerodinámica.
b: línea de centro aerodinámico al 25 % de la cuerda media aerodinámica
Figura V-5. Línea de centro aerodinámico. Fuente: El autor.
107
En la vista lateral se muestra la línea de centro aerodinámico al 25% y al
33% de la cuerda media aerodinámica, al definir la ubicación del ala se debe
considerar que el centro de gravedad de la aeronave y de la carga debe estar ubicado
entre esas líneas ya que eso mantendrá a la aeronave estable durante el vuelo. Si se
ubicara mas antes del 25 % la aeronave sería muy estable y los controles deberían
forzarse demasiado para que pueda maniobrar el avión y si se ubica después del 33 %
sería demasiado inestable y ambas condiciones no son deseables ni seguras.
Ejemplo de la ubicación apropiada del ala, bahía de carga y avión en función
de sus centros de gravedad y aerodinámico:
25% 33%
Figura V-6. Alineación del centro de gravedad. Fuente: El autor.
Centro de gravedad del avión
Centro de gravedad de la carga
108
Ya ubicada el o las alas con respecto a la ubicación de la bahía de carga se
recomienda el uso de la ecuación de momento para ubicar los demás componentes
esenciales del avión como lo son el motor, servos, tanque, tren de nariz, empenaje,
botalón de cola, con la finalidad de definir su posición esencial para estudios
posteriores.
Según la ecuación de momento se dice que el sistema está en equilibrio si:
∑ �( ) = 0 (5.5)
M=F.d (5.6)
Donde:
F= fuerza que en este caso sería el peso de cada componente.
d= distancia a la que se encuentra el componente del punto de equilibrio.
Utilizando la ecuación (5.5) y haciendo momento en el punto de ubicación
de la carga se puede determinar la posición más conveniente de cada componente
utilizando un método de tanteo e inclusive se puede estudiar la variación de acuerdo a
la cantidad de combustible con el fin de determinar si el centro de gravedad se sale
del margen por tal efecto.
Para realizar este estudio es conveniente que el equipo realice una tabla con
los pesos de cada elemento que desee colocar en el avión, así como los materiales a
utilizar y se tome en consideración el proceso de construcción por lo cual debe estar
bien establecido el diseño conceptual de la aeronave.
109
5.4.5 Diseño preliminar del empenaje
Este punto es bastante diverso dado que existen una gran cantidad de
configuraciones para el empenaje, pero lo importante es no olvidar su función.
El empenaje es el conjunto encargado de albergar dos de las tres superficies
de control principales del avión así como de los estabilizadores horizontal y vertical,
indistintamente de la configuración que se diseñe obligatoriamente se necesitan al
menos las superficies estabilizadoras ya que las mismas se encargaran de permitir que
la aeronave se conserve en un margen estable tanto longitudinal como
direccionalmente en el diseño preliminar se debe establecer la configuración que el
equipo considere apropiada y que cumpla con su función de forma más efectiva.
Para el cálculo general de las superficies del estabilizador horizontal (�"#)
así como del vertical (�$#) se pueden utilizar las siguientes ecuaciones, que
involucran la distancia longitudinal que hay entre el centro de presión del ala y el
centro de presión de los estabilizadores vertical (�$#) y horizontal (�"#), basándose
en los coeficientes de volumen respectivamente (�$#) y (�"#), asi como la cuerda
media aerodinámica del ala (%&) y la superficie alar (Sw) y que permite obtener una
estimación del área necesaria para los estabilizadores que más adelante se estudiaran
a profundidad en el estudio de estabilidad y control:
110
�"# = �'(.)'(*&.)+ (5.7)
�$# = �,(.),(*&.)+ (5.8)
Tras haber culminado con el proceso del diseño conceptual de la aeronave
así como en todos los demás procesos, se debe realizar un resumen que explique con
claridad las decisiones adoptadas por el equipo, así como el proceso en cómo se
tomaron esas decisiones, los métodos utilizados y los resultados obtenidos y ese
resumen que puede ser considerado un análisis de resultados es lo que será colocado
en el informe para la competencia el diseño preliminar no debe abarcar más de 10 por
ciento en el total del informe.
5.4.6 Análisis Aerodinámico
El análisis aerodinámico es el proceso esencial del diseño de la aeronave ya
que de él depende en gran medida la determinación de las características esenciales
del avión, como lo son el coeficiente de sustentación del ala, coeficiente de arrastre,
curvas polares, efecto del fuselaje, y básicamente es la etapa donde se determinara si
la configuración adoptada para el avión es la apropiada de acuerdo al peso total que
se estima levantar.
111
Al realizar este proceso se recomienda la aplicación de métodos, teórico,
computacional y experimental, con el fin de llegar al punto donde convergen los
resultados y tener una apreciación más precisa de los mismos reduciendo en gran
medida los errores producidos por cada método.
5.4.6.1 Análisis teórico
El método que se considera más adecuado es el de la línea sustentadora de
Prandtl, ya que este es eficiente para el cálculo de alas rectas con alargamiento mayor
que seis condiciones necesarias para alas de gran sustentación. El autor desarrollo una
herramienta computacional para el cálculo aerodinámico del ala llamado Prandtl.xls.
Que permite hacer un análisis confiable, en menor tiempo.
5.4.6.2 Análisis computacional
Este proceso indica el uso de un software comercial para tal proceso, están
en el mercado dos software libres que se pueden utilizar y que arrojan resultados muy
aceptables que permiten poder hacer un buen análisis de ellos, el primero es el
software PROFILI el cual posee una gran librería de perfiles con todas sus
propiedades tanto geométricas como aerodinámicas, el otro software disponible es el
XFOIL, permite analizar tanto perfiles como alas así como los estabilizadores en una
gran medida de configuraciones pudiendo establecer gran cantidad de
configuraciones que permiten al usuario hacer comparaciones a la vez de que da una
112
imagen visual y simula el efecto downwash así como muestra los vórtices,
distribución de sustentación y resistencia, posición del centro aerodinámico,
coeficiente de momento para distintos ángulos de ataque, además permite establecer
el peso de la aeronave y velocidad como dato de entrada y realiza el análisis bajo ese
parámetro, este software utiliza el método de vortex lattice y línea sustentadora de
Prandtl, es criterio del usuario hacer el análisis considerando ciertas condiciones
como el efecto suelo, otras herramientas computacionales que se pueden utilizar son
el “TORNADO”, “AVL ATHENAS”, que además poseen la capacidad de realizar el
cálculo de estabilidad.
5.4.6.3 Análisis experimental
Un estudio experimental es un proceso donde se determinaran los valores
característicos del ala como sustentación, resistencia, curva de Cl, curvas CL/Cd con
el fin de corroborar los resultados teóricos ya que en la teoría siempre existe un
margen de error dado que es difícil simular condiciones reales como variaciones de la
densidad, velocidad del aire, perturbaciones. El estudio experimental se puede
realizar en un túnel de viento construyendo un modelo a escala según sea el caso del
túnel a usar es difícil describir un procedimiento en este trabajo dado que el mismo
varía según el túnel de viento que se utilice.
113
5.4.7 Estudio aerodinámico del empenaje
De forma similar que en el caso del ala se realiza el estudio aerodinámico de
los estabilizadores, es conveniente realizar los tres estudios teórico, experimental y
computacional.
Estabilizador horizontal
El estabilizador horizontal es la superficie encargada de contrarrestar el
momento producido por el ala, el estudio de esta superficie se puede realizar de la
misma manera que se realiza el del ala y usando las mismas teorías y software, es en
el caso de un estudio experimental que varia el procedimiento ya que se necesitaría
crear un modelo a escala tanto del estabilizador como del ala para estudiar su
comportamiento real. Pero existe otro factor que se debe analizar en el estudio:
Calculo de la estela del ala (downwash, Upwash)
El ala o las alas al atravesar la corriente de aire genera turbulencias que
pueden afectar la eficiencia del estabilizador horizontal por tal motivo se debe
considerar su efecto sobre el mismo tal como se muestra en el capítulo IV el equipo
Car-Kara New realizo un estudio que el autor propone como viable para el análisis
donde se calcula la estela del ala según la ecuación:
114
- = �,/0
��12 (5.9)
Donde:
-: Estela del ala en grados.
��: Coeficiente de sustentación.
34: Alargamiento.
Conociendo el ángulo de la estela del ala se puede determinar su efecto sobre
el estabilizador.
Estabilizador vertical
Para el estudio aerodinámico de este elemento del avión se debe comenzar
con la selección del perfil que generalmente es un perfil simétrico, por ejemplo:
NACA 0006, para el diseño de este elemento el factor más relevante a considerar es
el efecto sobre su eficiencia a causa de las perturbaciones generadas por el
estabilizador horizontal.
Se debe calcular los coeficientes de resistencia para que más adelante en la
conclusión del estudio aerodinámico se presente la resistencia total del avión.
115
5.4.8 Estudio aerodinámico del fuselaje
El fuselaje suele ser el elemento que genera la mayor resistencia en la
aeronave dado su tamaño, debido a que en su interior debe llevar la bahía de carga así
como los equipos necesarios para la operación de la aeronave como lo son: Los
servos, baterías y receptor, entre otros.
En este estudio se debe determinar el incremento sobre la resistencia total
del avión, así como sus coeficientes, calcular el efecto del tren de aterrizaje sobre la
resistencia y presentar las consideraciones aerodinámicas que se tomaron para la
definición del fuselaje.
5.4.9 Selección de la hélice
La hélice es el elemento encargado de generar el empuje del avión lo cual le
brinda un carácter de importancia en el diseño y más aun si se toma en consideración
que existe la limitante del uso de un único motor a seleccionar entre el OS 61 Fx,
fabricado por OS engines y el K&B .61 fabricado por K&B engines, el motor
seleccionado no se puede alterar de ninguna manera dejando así que la variable a
trabajar en materia del empuje sea la hélice. Para la selección de la hélice se debe
considerar la relación existente entre el paso y el diámetro, la potencia y el torque,
todo en función de las RPM del motor, la selección de la hélice se puede realizar a
través del software PROPELLER SELECTOR y JAVA PROP, se puede hacer un
116
estudio computacional, también es conveniente realizar un estudio experimental
haciendo pruebas a el motor con distintas hélices y el apoyo de un túnel de viento.
5.4.10 Conclusiones estudio aerodinámico
Tras finalizar el estudio aerodinámico en el informe técnico se debe plantear
de forma clara y resumida lo siguiente:
Teorías y criterios utilizados para el estudio aerodinámico.
Análisis de los resultados obtenidos en el estudio.
Comparaciones entre los resultados teóricos y experimentales si los hay.
Tablas con los coeficientes característicos del avión y de sus elementos.
Curvas polares del avión.
5.5 Estabilidad y control
Este estudio se realiza con la finalidad de determinar el comportamiento del
avión ante una perturbación de cualquier índole así como de establecer su capacidad
de volver al punto en el que se encontraba antes de la perturbación, primero se estudia
la estabilidad considerando que sus superficies de control estén fijas (mando fijo),
luego se realiza el estudio considerando que las superficies estén libres (mando libre),
de una forma resumida el análisis de equilibrio busca establecer la configuración de
las superficies de sustentación y de control para vuelo horizontal usando las
ecuaciones de equilibrio de fuerzas y momentos. Se busca definir para una velocidad
117
dada, con momento resultante cero en torno al centro de gravedad del avión a través
de este análisis se determina las cargas que el estabilizador horizontal debe
desarrollar en diferentes condiciones de vuelo.
5.5.1 Estabilidad longitudinal estática
Es donde la variación del momento con respecto al ángulo de ataque es
menor a cero, se utiliza herramienta computacional diseñada por el autor
(longest.xls)
5.5.2 Estabilidad latero-direccional
En la estabilidad direccional se mide el comportamiento de la aeronave
durante el movimiento de la misma alrededor del eje vertical. Se calcula el
coeficiente de momento de guiñada con respecto al ángulo de perturbación de la
corriente de aire, si este es mayor que cero la aeronave es estable.
En la estabilidad Lateral se mide el comportamiento de la aeronave durante
el movimiento de la misma alrededor del eje lateral. Se calcula el coeficiente de
momento de alabeo (Efecto Diedro) con respecto al ángulo de perturbación de la
corriente de aire, si este es menor que cero la aeronave es estable.
5.5.3 Control
Lateral: Esta sección consiste en el dimensionamiento de los
alerones a partir de la variación del coeficiente de estabilidad estática lateral
118
Longitudinal: Esta sección consiste en el dimensionamiento
del elevador a partir del análisis de la variación del coeficiente de momento
longitudinal.
Direccional: Esta sección consiste en el dimensionamiento de
la superficie de control “rudder” a partir del estudio de la variación del
coeficiente de momento de guiñada.
5.5.4 Estabilidad dinámica
Un estudio de la respuesta dinámica del avión los momentos de inercia son
esenciales, un problema frecuente es que en las etapas del diseño conceptual del
diseño no se tienen la suficiente información para el cálculo de la inercia Ix, Iy, e Iz,
de tal forma que una manera de estimar estos valores es muy útil, en resumen de los
datos presentados en la referencia se muestran en la siguiente tabla, las dimensiones
del avión son su envergadura “b”, largo total “l” y altura “h”desde el suelo hasta el
punto más alto, el cálculo de los momentos de inercia usa las dos dimensiones que
están en el plano normal al eje considerado, como referencia según lo propone Mc.
KINNEY M. O. Jr (1946). NACA Technical Notes 1094, es que para el avión
presentar buenas características de vuelo los radios de giro sobre X y Z deben ser
menores al 20 % y el 30 % de la envergadura. Esto debe ser complementado con las
características aerodinámicas de estabilidad, �56 y ��6, el cálculo de los momentos
de inercia del avión se pueden realizar a través siguiente tabla:
119
Tabla V-4. Calculo de los momentos de Inercia.
Fuente: Edison, De la Rosa (2006).
Una herramienta para el cálculo de la estabilidad longitudinal, tanto estática
como dinámica es el software “PITCH STABILITY ESTIMATOR” permite el
cálculo de las condiciones de equilibrio, la posición del punto neutro, margen de
estabilidad, las frecuencias de amortiguación para los distintos modos de oscilación
(Oscilación de largo ó corto periodo).
5.6 Desempeño
5.6.1 Curvas de potencia
El punto de partida para el análisis son las curvas de potencia considerando
el avión en vuelo horizontal, a velocidad constante.
-potencia disponible para vuelo, se genera a partir de las curvas del motor y
de las curvas de la hélice.
-potencia necesaria en vuelo, se genera a partir de las características de
resistencia aerodinámica del avión y de las curvas polares.
Ambas dependientes de la altitud de vuelo de la aeronave como lo sugiere el
equipo Car-Kara New
Calculo de los momentos de inercia
Ecuaciones para el cálculo de
los momentos de inercia Mínimo Medio Máximo Ix Cx.m.(h + b) 0,0131 0,0193 0,0283 Iy Cy.m.(h + l) 0,0325 0,0362 0,0394 Iz Cz.m.(l + b) 0,018 0,0219 0,0264
120
Ejemplo del grafico potencia disponible Vs potencia necesaria:
Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria. Fuente: El autor.
5.6.2 Carrera de despegue y aterrizaje
Para el cálculo de la carrera de despegue es importante considerar que el
despegue está limitado a 61 m disponible para tal fin y que el hacerlo antes de los
31,5 m implica una bonificación en la puntuación. Para el cálculo de la carrera de
despegue se presenta la siguiente tabla:
121
Tiempo
(s)
Velocidad
(m/s)
Sustentación
(N)
Resistencia
(N)
L-W
(N)
Recorrido en
tierra (m)
1 1,55 1,72743053 0,08829188 -116,483069 0,775
2 3,1 6,90972214 0,3531675 -111,300778 3,1
3 4,65 15,5468748 0,79462688 -102,663625 6,975
4 6,2 27,6388886 1,41267 -90,5716115 12,4
5 7,75 43,1857634 2,20729688 -75,0247366 19,375
6 9,3 62,1874992 3,1785075 -56,0230008 27,9
7 10,85 84,6440962 4,32630188 -33,5664038 37,975
8 12,4 110,555554 5,65068 -7,6549458 49,6
9 13,95 139,921873 7,15164188 21,7113733 62,775
Tabla V-5. Carrera de despegue. Fuente: El Autor.
Que es generada a partir hoja de cálculo (carrera-des.xls) diseñada por el
autor en donde se varia el tiempo para obtener la velocidad, sustentación y resistencia
estos últimos son función de los coeficientes aerodinámicos determinados en el
proyecto. En el momento en que la relación L-W sea igual a cero, se determina el
recorrido en tierra a partir de las siguientes ecuaciones tomadas de la FAR-PART 25:
89 = : ��;<=)+�>?@A
(5.10)
B = C D E�;< − F
�;< − G H1 − ��;<IJ (5.11)
Donde:
Wto: Peso máximo de despegue.
K: Densidad del aire.
�L: Superficie Alar.
��MNO: Coeficiente de sustentación máximo del ala.
89: Velocidad de entrada perdida.
T: Tracción.
D: Resistencia.
G: Coeficiente de fricción del suelo.
L: Sustentación.
122
5.7 Análisis estructural
En el estudio estructural se debe considerar todas las decisiones adoptadas
por el equipo en lo referente al proyecto, tal como lo son:
Selección de materiales.
Geometría de la estructura.
Factibilidad de construcción.
Resistencia.
Peso.
Estos son los parámetros claves en la realización del proyecto estructural.
5.7.1 Factores de carga limites
Se debe realizar el cálculo de las distintas velocidades de maniobra para ello
se recomienda el uso de las normas CS-VLA (Very Light Aeroplens).
Tras determinar las distintas velocidades de maniobra del avión se debe
generar el diagrama de ráfaga y maniobra o Diagrama V-n. Un ejemplo de un
diagrama V-n de una aeronave con las características de las que participan en SAE
Aerodesign se muestra a continuación:
123
Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria. Fuente: El Autor.
Para el estudio estructural se recomienda el uso de un factor de carga de 2.5
tal como lo establece la FAR-PART 25.337 con el fin de no sobrediseñar la
estructura.
5.7.2 Diagramas de esfuerzo cortante, momento flector y torsor
A partir del software X-FOIL se puede obtener la distribución de carga
aerodinámica tanto de resistencia como de sustentación así como para el ala y el
empenaje, con los cuales se generan los diagramas de esfuerzo cortante, momento
flector y torsor los cuales se generan a partir de la velocidad de nunca exceder y con
el peso máximo de despegue.
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
0 20 40 60 80
n (
Fac
tor
de
Car
ga)
V (ft/s)
124
5.7.3 Aspectos del diseño estructural
En el diseño estructural deben presentar conceptos, las decisiones, se debe
representar las consideraciones de la misión del avión así como de las necesidades y
los criterios de seguridad evitando exagerar lo cual contribuiría a un peso en vacio
más alto de lo necesario.
5.7.3.1 Ala
Presentar un resumen detallado del diseño del ala, los materiales usados, la
estructura, consideraciones sobre los puntos críticos, criterios establecidos en el
diseño.
5.7.3.2 Empenaje
Presentar un resumen detallado del diseño del empenaje los criterios usados,
estudio de las zonas criticas, ensayos prácticos.
5.7.3.3 Fuselaje
Presentar un resumen detallado del diseño del fuselaje, los criterios
establecidos para su diseño, estudio de las zonas criticas, estudio sobre las zonas de
soporte del ala, soporte del tren de aterrizaje, soporte del motor, soporte del
empenaje.
125
5.7.3.4 Tren de aterrizaje
Presentar un resumen del estudio sobre las cargas del tren en caso de un
aterrizaje en una sola rueda, diseño de la rueda, diseño del tren de nariz, diseño del
tren principal, criterios usados, decisiones adoptadas.
5.7.4 Instalación del motor
Presentar un resumen que explique claramente y de forma técnica cuales
fueron los criterios para la instalación del motor así como para la selección de la
bancada, tornillos de sujeción, corrección de los efectos del torque del motor.
5.8 Diseño detallado
En este punto se debe presentar los estudios experimentales realizados por el
equipo de haberlos hecho, detalles estructurales más importantes, ensayos prácticos
realizados sobre el modelo de prueba del avión (en caso de existir un modelo de
prueba), estudio detallado sobre criterios innovadores que el equipo haya adoptado en
la realización del proyecto como pueden ser desarrollo de nuevos materiales, diseño
de una nueva hélice, diseño del tren de nariz, optimización del ala, entre otros.
126
5.9 Proyecto
Los informes técnicos para SAE Aerodesign deben estar presentados con
claridad y coherencia tal como se presenta un proyecto de ingeniería de cualquier
índole debe existir correspondencia con lo que se escribe, también es importante la
presentación, el formato que debe cumplir con los parámetros establecidos en el
reglamento.
La presentación del informe técnico también debe manejar un equilibrio
entre la información técnica presentada y la redacción de tal manera que el lector sin
ser una persona experta en la materia sea capaz de interpretar lo expuesto en el
informe.
5.9.1 Resultados
Los resultados presentados en el informe se deben exponer en tablas
especificando a que corresponden, se debe evitar la extensa presentación de formulas
y cálculos, se debe presentar es un resumen explicando las teorías utilizadas, las
decisiones tomadas y el análisis de los resultados.
5.9.2 Factor humano
Se debe presentar un estudio del recurso humano necesario para la
realización del proyecto y todos los factores relacionados, donde se indique el perfil
de cada integrante que cubra con una necesidad del equipo con la intención de formar
127
un equipo multidisciplinario que se desenvuelva de manera eficiente en las tres áreas
importantes del proyecto que son: logística, construcción y diseño.
5.9.3 Cronograma de actividades.
Presentar el cronograma de actividades desarrollado por el equipo contribuye
con la puntuación del informe dado que demuestra que el equipo posee una
organización respecto al tiempo disponible y al tiempo necesario para la culminación
del proyecto así como cada etapa del mismo. Un ejemplo del cronograma de
actividades se puede encontrar en el anexo…… en el mismo se puede observar que se
debe planificar el trabajo considerando todas los eventos que involucran el proceso y
se debe desarrollar un plan con el fin de que en caso de no cumplir un paso en el
tiempo establecido el suceso no afecte el desarrollo de las actividades que le siguen.
5.9.4 Aplicaciones.
Se debe presentar un análisis de las posibles aplicaciones del proyecto así
como de la factibilidad de su comercialización.
5.9.5 Análisis de riesgos
Un estudio de los riesgos del proyecto demuestra la preocupación del equipo
por la seguridad el considerar los riesgos es considerar cuales son las medidas
128
preventivas que se deben adoptar para evitar que un evento inesperado pueda afectar
el resultado del proyecto.
5.10 Anexos
En este punto se debe presentar el grafico de predicción de carga útil el cual
se debe hacer de acuerdo a un formato establecido en el reglamento de la
competencia, también se deben colocar los planos del avión según el formato que
establece el reglamento.
Es conveniente colocar plano(s) en detalle del avión donde se muestren la
sujeción del ala, el soporte del tren, soporte del motor así como el mecanismo de
extracción de la bahía de carga.
129
CONCLUSIONES
El presente trabajo constituye un aporte a los estudiantes del departamento
de Ingeniería Aeronáutica de la Universidad Nacional Experimental de la Fuerza
Armada, en el marco de su desarrollo dentro de la ciencia y tecnología en materia de
ingeniería aeronáutica en Venezuela.
Con respecto a la metodología empleada en esta investigación se concluye lo
siguiente:
• Los lineamientos que se proponen en este trabajo son el producto de
un análisis comparativo entre los informes técnicos estudiados y su
puntuación obtenida, así como también de un análisis de la
bibliografía disponible en lo referente al proceso de ejecución de un
proyecto aeronáutico desde su fase inicial hasta la etapa final la cual
la constituye la entrega del producto.
• Los lineamientos se establecieron bajo el criterio de que los mismos
sean una herramienta básica para que futuros equipos se sirvan de
esta propuesta durante la elaboración de sus informes evitando en
todo momento la creación de un paradigma respecto a una forma de
llevar el proceso del diseño de una aeronave y dejando espacio para
la creatividad, el ingenio y la inventiva que puedan desarrollar los
130
equipos en un futuro ya que la propuesta se planteo de forma tal que
el lector pueda determinar cuáles son las respuestas que debe dar en
su diseño y en forma general donde puede encontrar las respuestas a
las incógnitas que se le presente durante el desarrollo del proyecto
esto con el fin de incentivar la investigación teórica y experimental
en el área.
• Tras el análisis exhaustivo de las fallas en los informes técnicos
presentados por equipos venezolanos en las competencias SAE
Aerodesign desde el 2005 hasta la fecha, así como el análisis de
informes técnicos de equipos extranjeros y haber investigado sobre
las bibliografías disponibles se presento un informe técnico en la
competencia SAE Aerodesign West 2009 siguiendo los lineamientos
expresados en este trabajo, concluyéndose lo siguiente:
• La elaboración de una base de datos para graficar la relación de carga
de pago y peso total de aeronaves semejantes a las desarrolladas en
esta competencia constituye uno de los aportes más importantes ya
que durante la investigación se observo que ninguno de los equipos
analizados ha presentado un estudio similar
131
RECOMENDACIONES
Las futuras competencias SAE Aerodesign con seguridad estarán cambiando
continuamente con el fin de crear nuevos retos para los participantes e incentivar el
desarrollo y la optimización de los procesos, entonces se recomienda que los equipos
se nutran bibliográficamente de nuevos métodos de cálculo, nuevas filosofías en el
desarrollo y gerencia de proyectos de aeronaves, para así adaptar estos lineamientos
a los futuros cambios y permitir su durabilidad en el tiempo.
132
REFERENCIAS BIBLIOGRAFICAS
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135
GLOSARIO
Alargamiento (aspect ratio): A.- Es la relación entre la envergadura y la cuerda
media. A = b / c o lo que es igual A = b2 / S.
Centro de presión: Punto de la cuerda donde actúa la fuerza aerodinámica.
Cuerda media: Normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser distintos a
lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen van
disminuyendo desde el encastre hasta las puntas. Se define cuerda media, como
aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar: c. b = S.
Cuerda media aerodinámica (mean aerodinamic chord) - MAC .- Es la que
tendría un ala rectangular (estrechamiento uno) y sin flecha que produjera el mismo
momento y sustentación.
Coeficiente de sustentación: Puede definirse como la relación entre la presión de
sustentación y la presión dinámica, es una medida de la efectividad del perfil para
producir sustentación
Diedro: Es el ángulo formado por la intersección de dos planos (planos del ala) y
tiene influencia en la estabilidad lateral del avión.
Envergadura: Es la distancia de punta a punta del ala.
Estrechamiento (taper ratio):λ.- Se define por el cociente: Ctip / Croot en donde
Croot es la cuerda del perfil en el encastre y Ctip es la cuerda del perfil en la punta.
136
Flujo laminar: Corriente o flujo uniforme de aire con muy poca transferencia de
momento entre las capas paralelas.
Flecha (sweep) φ.- Es el ángulo que forma la línea del 25% y una perpendicular al
eje longitudinal del avión.
Línea del 25% de la cuerda.- Es aquella que se obtendría si uniéramos todos los
puntos a lo largo de la envergadura que están situados a unos 25 % de su cuerda
contados a partir del borde de ataque.
La torsión geométrica: Consiste en que los ángulos de ataque de cada uno de los
perfiles que componen el ala sean diferentes, dando a la sección de punta un ángulo
de ataque menor que en el encastre. Esta torsión, giro relativo de las cuerdas, se suele
hacer gradualmente desde el encastre a la punta del ala.
La torsión aerodinámica: Se logra con perfiles diferentes a lo largo del ala, de
forma que el ángulo de sustentación nula varíe para los diferentes perfiles que
componen el ala. En definitiva, el efecto es el mismo que se consigue con la torsión
geométrica. Una forma de lograr la torsión aerodinámica es aumentando las
curvaturas de los perfiles, progresivamente desde el encastre a la punta, de forma que
aumente el valor del Cl máx (coeficiente de sustentación) en las puntas.
Superficie alar: Es la superficie de las alas, incluyendo la parte del ala que pueda
estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no existieran estos
elementos.