JONATHAN ALEXANDER BELEÑO AVELLANEDA

MODELO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE UTILITARIA TIPO AMBULANCIA,

CON ÉNFASIS EN EL ANÁLISIS ESTRUCTURAL Y AERODINÁMICO DE LAS

SUPERFICIES DE CONTROL

JONATHAN ALEXANDER BELEÑO AVELLANEDA

YENNYFER LORENA RUIZ TORRES

UNIVERSIDAD DISTRITAL FRANCISCO JOSÉ DE CALDAS FACULTAD DE INGENIERÍA

PROYECTO DE GRADO BOGOTÁ D.C

SEPTIEMBRE 2018

1

Nota de aceptación

Profesor

Bogotá D.C.

2

TABLA DE CONTENIDO

INTRODUCCIÓN .................................................................................................... 8

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ........................................................... 8 2. ESTADO DEL ARTE ..................................................................................... 8

2.1. JUSTIFICACIÓN ................................................................................... 8 3. OBJETIVOS ................................................................................................. 9

3.1. OBJETIVO GENERAL ........................................................................... 9 3.2. OBJETIVOS ESPECÍFICOS ................................................................. 9

4. MARCO TEÓRICO ....................................................................................... 9 4.1. DISEÑO DE AERONAVES ................................................................... 9 4.2. REGLAMENTACIÓN FAR 23 .............................................................. 10 4.3. FAA MANUAL TÉCNICO DE MANTENIMIENTO AERONÁUTICO .... 12 4.4. AERONÁUTICA CIVIL ......................................................................... 13 4.5. DINÁMICA COMPUTACIONAL DE FLUIDOS (CFD) .......................... 14 4.6. AERODINÁMICA ................................................................................. 15

4.6.1. Teorema de Bernoulli ....................................................................... 15 4.6.2. Perfil Aerodinámico .......................................................................... 16

5. METODOLOGÍA ......................................................................................... 18 6. ANTECEDENTES....................................................................................... 18

6.1. ANTECEDENTES DE INVESTIGACIÓN ............................................ 18 6.1.1. Diseño Preliminar de un Planeador en Configuración Ala Volante con Capacidad para Una Persona .................................................................... 19 6.1.2. Diseño de un Ala de Avión Mediante Técnicas Numéricas (FEM) ... 21

6.2. AERONAVES DE REFERENCIA ........................................................ 24 6.2.1. DORNIER 228 ................................................................................. 24 6.2.2. PC-12 ............................................................................................... 28 6.2.3. THE KODIAK ................................................................................... 32 6.2.4. M28 SIKORSKY ............................................................................... 34 6.2.5. CESSNA CARAVAN Y GRAND CARAVAN .................................... 35

7. ESTUDIO DE MERCADOS ........................................................................ 38 7.1. ANÁLISIS DE LA ACTUALIDAD ......................................................... 38 7.2. ANÁLISIS DE PROVEEDORES .......................................................... 39

8. PLANTEAMIENTOS DE INGENIERÍA ........................................................ 40 8.1. CONSIDERACIÓN DE UNIDADES ..................................................... 40 8.2. DETERMINACIÓN DE CARGA PAGA Y CARGA DE TRIPULACIÓN 40 8.3. ESTIMACIÓN DEL PESO DE DESPEGUE ........................................ 41 8.4. DETERMINACIÓN DE PESO DE COMBUSTIBLE PARA LA MISIÓN (FUEL WEIGHT) ............................................................................................ 42 8.5. DETERMINACIÓN DEL VALOR PARA PESO VACÍO DE LA AERONAVE ................................................................................................... 46 8.6. DIMENSIONAMIENTO PARA REQUERIMIENTOS DE DESPEGUE . 47 8.7. DIMENSIONAMIENTO PARA REQUERIMIENTOS DE DISTANCIA DE ATERRIZAJE ................................................................................................. 48 8.8. UNIÓN GRÁFICA DE LOS PARÁMETROS DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE ................................................................................................. 50 8.9. DIMENSIONAMIENTO DE LA SUPERFICIE ALAR ............................ 50

3

8.10. SELECCIÓN DE LA CONFIGURACIÓN GENERAL ........................... 52 8.10.1. Diseño de los planos .................................................................... 52 8.10.2. Selección del perfil alar ................................................................ 54 8.10.3. Modelo del ala .............................................................................. 57

9. ANÁLISIS CFD ........................................................................................... 59 9.1. DETERMINACIÓN DE LA CARGA DE SUSTENTACIÓN .................. 62

10. ANÁLISIS ESTRUCTURAL MEDIANTE ANSYS ....................................................... 63 10.1. RESULTADOS DE ANSYS PARA EL ANÁLSIS ESTRUCTURAL ...... 68

10.1.1. Deformación total ......................................................................... 68 10.1.2. Esfuerzo equivalente .................................................................... 69

11. PARÁMETROS NO CONSIDERADOS EN ESTE PROYECTO .................. 71 12. CONCLUSIONES ....................................................................................... 72 13. BIBLIOGRAFÍA ........................................................................................... 73

LISTA DE ILUSTRACIONES

Ilustración 1. Estructura de aeronave [Fuente: www.aero.us.es, 07-09-2017, 14:00] .............................................................................................................................. 10

Ilustración 2. Logo FAA [Fuente: www.faa.gov, 07-09-2017, 14:30] ..................... 11

Ilustración 3. Logo Aeronáutica Civil [Fuente: www.aerocivil.gov.co, 07-09-2017, 14:55] .................................................................................................................... 13

Ilustración 4. Visualización CFD [Fuente: www.enterprisetech.com/2011/09/07/cfd_is_on_a_roll/, 14-09-2017, 15:00] ........ 14

Ilustración 5. Principio de Bernoulli en un perfil alar [Fuente: cruz de san Andrés, 15-08-2017, 15:10] ................................................................................................ 16

Ilustración 6. Fuerzas aeronáuticas [Fuente: Cruz de San Andrés, 15-08-2017, 14:00] .................................................................................................................... 16

Ilustración 7. Fuerzas sobre una superficie de control [Fuente: Cruz de San Andrés, 15-08-2017, 14:30] ................................................................................... 17

Ilustración 8. Metodología de diseño aplicable basado en metodología Jan P. Roskam [Fuente: propia] ....................................................................................... 18

Ilustración 9. Perfil de misión planeador [Fuente: Lopez Rios, y otros, 2014] ....... 19

Ilustración 10. Modelo 3D planeador [Fuente: Lopez Rios, y otros, 2014] ............ 19

Ilustración 11. Área VS Peso para planeador [Fuente: López Ríos, y otros, 2014]20

Ilustración 12. Geometría del plano [Fuente: Lopez Ríos, y otros, 2014] .............. 21

Ilustración 13. Cuadricula dimensionado del plano para A320 [Fuente: Juste Ruiz, 2016] ..................................................................................................................... 22

Ilustración 14. Modelo CAD ala A320 [Fuente: Juste Ruiz,2016] .......................... 22

Ilustración 15. Dornier 228, patrulla marítima [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ..................................................................................................................... 24

Ilustración 16. Dornier 228, distribución para patrulla marítima [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ............................................................................................... 25

Ilustración 17. Dornier 228, utilizado para transporte de carga [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ............................................................................................... 25

Ilustración 18. Dornier 228, distribución para evacuación médica [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ............................................................................................... 25

4

Ilustración 19. Dornier 228, distribución transporte de carga [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ............................................................................................... 26

Ilustración 20. Dornier 228, dimensiones [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]. 26

Ilustración 21. Dornier 228, dimensiones de cabina [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ................................................................................................................ 27

Ilustración 22. PC-12, Aeronave [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] ......... 29

Ilustración 23. PC-12, Configuraciones de interiores [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] ........................................................................................................... 29

Ilustración 24. PC-12, vista superior dimensiones [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] ................................................................................................................ 30

Ilustración 25. PC-12, dimensiones en vistas auxiliares [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] .......................................................................................... 30

Ilustración 26. PC-12, dimensiones de cabina [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] ..................................................................................................................... 31

Ilustración 27. KODIAK, configuraciones de asientos [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017] ........................................................................................................... 32

Ilustración 28. KODIAK, vista superior dimensiones [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017] ................................................................................................................ 32

Ilustración 29. KODIAK, vistas auxiliares de dimensiones [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017] ............................................................................................. 33

Ilustración 30. M28, dimensiones [Fuente: brochure SIKORSKY, 15-10-2017] ... 34

Ilustración 31. CESSNA CARAVAN (izquierda) CESSNA GRAND CARAVAN (derecha). aeronave [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017] ........ 35

Ilustración 32. CESSNA CARAVAN (arriba) CESSNA GRAND CARAVAN (abajo), grupo de disposiciones para usos de transporte [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017] ........................................................................................ 37

Ilustración 33. CESSNA CARAVAN (arriba) CESSNA GRAND CARAVAN (abajo), dos disposiciones especiales [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017] ..................................................................................................................... 37

Ilustración 34. Cálculos Fedesarrollo para el PIB de la industria aeronáutica con base en datos del DANE ....................................................................................... 39

Ilustración 35. Fases de vuelo aeronave [Fuente: Propia] .................................... 42

Ilustración 36. Diagrama de restricciones en despegue y aterrizaje [Fuente: Propia] .............................................................................................................................. 50

Ilustración 37. Efecto del angulo de barrido sobre el taper ratio deseado [Fuente: Raymer, Daniel P. Aircraft design: A conceptual approach] .................................. 54

Ilustración 38. Dimensiones Principales del Plano [Fuente: Propia] ...................... 54

Ilustración 39. Grafica Cl vs Alpha de los perfiles alares [Fuente: XFLR5] .......... 56

Ilustración 40. Grafica Cl vs Cd de los perfiles alares [Fuente: XFLR5] ............... 56

Ilustración 41. Grafica Cl/Cd vs Alpha de los perfiles alares [Fuente: XFLR5] ..... 57

Ilustración 42 Coordenadas del perfil del plano en la punta [Fuente: Propia] ....... 58

Ilustración 43. Coordenada perteneciente a la raíz del perfil del plano [Fuente: Propia] ................................................................................................................... 58

Ilustración 44. Modelo del plano [Fuente: Propia] ................................................. 59

Ilustración 45. Volumen exterior [Fuente: Ansys, Propia] ...................................... 60

Ilustración 46. Mallado del volumen [Fuente: Ansys, Propia] ................................ 60

Ilustración 47. Mallado del volumen refinado [Fuente: Ansys, Propia] .................. 61

5

Ilustración 48. Ajustes de solución CFD [Fuente: Ansys] ...................................... 61

Ilustración 49. Perfil de presión estática [Fuente: Ansys] ...................................... 62

Ilustración 50. Caracterización del material [Fuente: Ansys] ................................. 64

Ilustración 51. Modelo viga en I [Fuente: Propia] .................................................. 64

Ilustración 52. Configuración del posicionamiento de las costillas en el plano [Fuente: Ansys] ..................................................................................................... 65

Ilustración 53. Parametrización del material [Fuente: Ansys] ................................ 66

Ilustración 54. Visualización del mallado [Fuente: Ansys] ..................................... 66

Ilustración 55. Refinamiento del mallado [Fuente: Ansys] ..................................... 67

Ilustración 56. Configuración de parámetros [Fuente: Ansys] ............................... 67

Ilustración 57. Deformación total presente en el plano [Fuente: Ansys] ................ 69

Ilustración 58. Análisis del esfuerzo equivalente [Fuente: Ansys] ......................... 70

Ilustración 59. Esfuerzo equivalente presente en el plano [Fuente: Ansys] .......... 70

Ilustración 60. Esfuerzos mínimos [Fuente: Ansys] ............................................... 71

LISTA DE TABLAS

Tabla 1. Variables de geometría alar en planeador [ Fuente: Lopez Ríos, y otros, 2014] ..................................................................................................................... 20

Tabla 2. Dimensiones básicas del plano A320 [Fuente: Juste Ruiz, 2016] ........... 22

Tabla 3. Materiales para investigación en A320 [Fuente: Juste Ruiz, 2016] ......... 23

Tabla 4. Resultados estructurales [Fuente: Juste Ruiz, 2016] .............................. 23

Tabla 5. Dornier 228, dimensiones de partes [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ..................................................................................................................... 27

Tabla 6. Dornier 228, tabla de pesos [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017] ....... 28

Tabla 7. PC-12, características de rendimiento [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] ..................................................................................................................... 31

Tabla 8. PC-12, pesos asociados al funcionamiento [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017] ........................................................................................................... 31

Tabla 9. KODIAK, especificaciones [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017] ...... 33

Tabla 10. M28, dimensiones internas y de alas [Fuente: brichure SIKORSKY, 15-10-2017] ................................................................................................................ 34

Tabla 11. M28, especificaciones técnicas [Fuente: brochure SIKORSKY, 15-10-2017] ..................................................................................................................... 35

Tabla 12. CESSNA GRAND CARAVAN, especificaciones técnicas [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017] ....................................................... 36

Tabla 13.CESSNA CARAVAN, especificaciones técnicas [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017] ...................................................................... 36

Tabla 14. Estimación peso de despegue [Fuente: Propia] .................................... 41

Tabla 15. Especificaciones de misión [Fuente: Propia] ......................................... 42

Tabla 16. Fracción de combustible según fase y aeronave [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ............................................................................ 43

Tabla 17.Valores sugeridos para la ecuación de Breguet [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ............................................................................ 44

Tabla 18. Resultados de iteración de pesos de despegue [Fuente: Propia] ......... 47

6

Tabla 19. Valores típicos de coeficiente máximo de sustentación [ Fuente: Dr. Jan Roskam Airplane Design Part I] ............................................................................ 48

Tabla 20. Línea de regresión de los coeficientes para peso de despegue contra área húmeda [Fuente: Dr. Jan Roskam Airplane Design Part I] ............................ 51

Tabla 21. Correlación de coeficientes para área parasita contra área húmeda [Fuente: Dr. Jan Roskam Airplane Design Part I] ................................................. 51

Tabla 22. Cálculos correspondientes a la inercia de una viga en I [Fuente: Propia] .............................................................................................................................. 64

Tabla 25. Parámetros físicos [Fuente: Ansys] ....................................................... 68

Tabla 26. Resultados de deformación y esfuerzo [Fuente: Ansys] ........................ 68

LISTA DE ECUACIONES

Ecuación 1. Teorema de Bernoulli ........................................................................ 15

Ecuación 2. Carga Paga [Fuente:Roskam, Jan P. 2017. Airplane Desing Part I].. 41

Ecuación 3. Carga de tripulación [Fuente:Roskam, Jan P. 2017. Airplane Desing Part I] ..................................................................................................................... 41

Ecuación 4. Carga Fase 1 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ...... 43




Ecuación 8. Rango de Breguet [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .............................................................................................................................. 44

Ecuación 9. Carga Fase 5[Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ....... 45

Ecuación 10. Carga Fase 5 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .... 45

Ecuación 11. Carga Fase 7 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .... 45

Ecuación 12. Fracción de Combustible [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ..................................................................................................................... 45

Ecuación 13. Combustible en Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 45

Ecuación 14. Peso de Combustible Total [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 46

Ecuación 15. Carga de Operación Vacio Tentativo [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ........................................................................................... 46

Ecuación 16. Carga de Operación Vacio[Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 46

Ecuación 17. Parámetro de Despegue FAR 25 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 47

Ecuación 18. Proporción de Densidad del Aire [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 48

Ecuación 19. Parámetro de Despegue FAR 25 según Cargas de Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ................................................ 48

Ecuación 20. Relación de Peso y Potencia de Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ............................................................................ 48

Ecuación 21. Distancia de Aterrizaje [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ..................................................................................................................... 49

7

Ecuación 22. Velocidad de Aproximación [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 49

Ecuación 23. Velocidad de Aterrizaje [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ..................................................................................................................... 49

Ecuación 24.Velocidad de Aterrizaje Según Cargas [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ........................................................................................... 49

Ecuación 25. Carga en Alas durante Aterrizaje [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 49

Ecuación 26. Carga en Alas durante Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ......................................................................................................... 49

Ecuación 27. Área Humeda del Plano [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ..................................................................................................................... 50

Ecuación 28. Área Parasita [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .... 51

Ecuación 29. Área del Plano [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .. 52

Ecuación 30. Embergadura [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .... 53

Ecuación 31. Cuerda de la Raiz [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .............................................................................................................................. 53

Ecuación 32. Cuerda de la Punta [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .............................................................................................................................. 53

Ecuación 33 Cuerda Media [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .... 53

Ecuación 34. Linea Central [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] .... 53

Ecuación 35. Coeficiente de Sustentación de Diseño [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I] ........................................................................................... 54

Ecuación 36. Número de Reynolds ....................................................................... 55

Ecuación 37. Centroide de la Parábola ................................................................. 63

Ecuación 38. Fuerza de Sustentación ................................................................... 63

Ecuación 39. Inercia de un Perfil ........................................................................... 65

8

INTRODUCCIÓN En el entorno aeronáutico colombiano es posible evidenciar el uso del aeronave

Cessna 208 como uno de los principales elementos en el campo aéreo de carácter

utilitario, sea esto en el entorno militar o el civil; con base a esa demanda y en busca

del desarrollo de la tecnología industrial nacional en el campo de la ingeniería en el

país se presenta en este documento una propuesta de diseño por modelamiento

conceptual para el desarrollo de un aeronave de carácter utilitario tipo ambulancia

que se ajuste a las necesidades colombianas geográficas y de asignación de

funciones; aquí se especificarán los parámetros de diseño aerodinámico y

estructural por medio del análisis computacional, así como los aspectos

fundamentales del diseño del aeronave para su funcionamiento.

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

2. ESTADO DEL ARTE

El sector aeronáutico en Colombia, aunque ampliamente utilizado ya sea en el campo militar, utilitario o comercial es fácilmente determinable que en el desarrollo del país no se contemplan avances notables o un desarrollo específico en un campo como el diseño aeronáutico, lo cual ampliaría tecnológicamente el horizonte nacional. Ahora bien, en la gama utilitaria existen las ambulancias aéreas, estas son un servicio que lleva poco tiempo de incursión en el país, según fuentes como el espectador existe desde el 2008 luego de la promulgación de la ley 1151 de 2007 donde se fija un sistema de ambulancias y servicios medicalizados aéreos totalmente certificados con lo cual la Federación Colombiana de Municipios permite un servicio que para cualquier persona con enfermedades graves y/o que requieran traslados inmediatos a centros de atención especializados sea prestado; una asistencia como esta en Colombia se encuentra adjudicada a empresas como SARPA, Ambulancias Aéreas de Colombia y Medical Fly, por nombrar aquellas que se dedican de manera especializada a este mercado. Por otra parte, un avance en el diseño aeronáutico de manera nacional se encuentra el Calima T-90; este es un avión de entrenamiento en comienzo militar construido por la Fuerza Aérea Colombiana y la Corporación de la Industria Aeronáutica Colombiana, este avión con planes de comercialización civil es el primer avión nacional con proyecciones de esta magnitud y avances de ingeniería colombianos. 2.1. JUSTIFICACIÓN Como parte del desarrollo de un país, los avances tecnológicos y ampliación de horizontes en concepciones de nuevos productos o servicios, son aspectos imprescindibles.

9

Es por esto que, enfocando un proyecto al campo aeronáutico colombiano y su avance próximo; se plantea el modelo conceptual de una aeronave utilitaria tipo ambulancia, con énfasis en el análisis estructural y aerodinámico de las superficies de control; el cual surge a partir de un potencial explotable en este campo y del cual se desea ser partícipe, generando que en cuanto aeronaves médicas existan posibilidades de contar con flotas de aviones nacionales. Tal avance, repercutiría no solo en un desarrollo ingenieril colombiano sino en contemplaciones económicas diferentes a aquellas empresas que van adquiriendo este tipo de aeronaves para prestar el servicio de ambulancia aérea, expidiendo como resultado una aeronave que satisfaga la exigencia técnica de vuelo y competente en un mercado que empresas internacionales ya manejan dentro del país.

3. OBJETIVOS

3.1. OBJETIVO GENERAL Diseñar conceptualmente una aeronave tipo ambulancia que se adapte a las necesidades existentes en el entorno aeronáutico colombiano, haciendo énfasis en el análisis estructural y desarrollo aerodinámico de las superficies de control primarias. 3.2. OBJETIVOS ESPECÍFICOS

Desarrollar el diseño en función del mercado aeronáutico nacional existente, de forma tal que presente características sobresalientes en relación a la aeronavegabilidad.

Aplicar conceptos y teorías de diseño aeronáutico que permitan la adecuada concepción estructural, de materiales y sistemas determinantes en el funcionamiento de la aeronave.

Realizar los dibujos paramétricos de las superficies de control primario para así poder evidenciar el desarrollo de diseño propuesto para la aeronave.

4. MARCO TEÓRICO

4.1. DISEÑO DE AERONAVES El proceso de diseño aeronáutico, contempla para su desarrollo una metodología específica como cualquier otro proceso de desarrollo en ingeniería. Sin embargo, para este proceso se plantea un método dividido en 4 partes; donde para una misión definida se estudia:

Dimensionamiento preliminar de aeronaves

Configuración, diseño e integración preliminar del sistema de propulsión

10

Plano de diseño de cabina, fuselaje, planos y empenaje: cortes y perfiles internos

Plano de diseño del tren de aterrizaje y sistemas

Permitiendo de una manera numérica definir los parámetros de diseño, de los cuales los principales se pueden establecer dentro de la especificación de misión, siendo de forma general:

Carga útil y tipo de carga.

Rango y/o requerimientos de vuelo

Velocidad de crucero y altitud

Distancia para despegue y aterrizaje

Reserva de combustible

Requerimientos de ascenso

Maniobrabilidad

Tipo de certificación

Aunque es posible generar definiciones aún más amplias y detalladas es un aspecto dependiente del cliente, quien establece unos criterios a cumplir por el diseñador.

Ilustración 1. Estructura de aeronave [Fuente: www.aero.us.es, 07-09-2017, 14:00]

4.2. REGLAMENTACIÓN FAR 23 La Administración Federal de Aviación, por sus siglas en inglés (FAA) es el ente estadounidense, creado con el fin de regular, mantener y mejorar los estándares de seguridad en el ámbito aeronáutico. Dichos estándares se fueron regulando desde aspectos como:

Comercio aéreo

Refuerzo de leyes aéreas

Licenciamiento de pilotos

11

Certificación de aeronaves

Estableciendo rutas, ayudas de operación y mantenimiento para navegación aérea

Y a partir de todo lo anterior encaminado por medio de una legislación, se designa la CAA (Civil Aeronautics Authority), como ente encargado de liderar investigaciones de accidentes y recomendar métodos para evitarlos.

Ilustración 2. Logo FAA [Fuente: www.faa.gov, 07-09-2017, 14:30]

Teniendo en cuenta lo anterior, existe una reglamentación creada por tal ente que define los estándares de aeronavegabilidad a cumplir por parte de los fabricantes y como tal cada aeronave en funcionamiento, esto abordado desde el tipo de certificado o cambios al mismo para aeronaves utilitarias, acrobáticas o commuter categoría. Dicha reglamentación, establece que indiferentemente de cual tipo de utilidad tenga la aeronave, si posee ciertas configuraciones como, asientos de pasajeros aparte de los planteados para tripulación (pilotos) o si es fabricado fuera de los Estados Unidos; debe cumplir los requerimientos retroactivos especiales adicionales a cada estándar planteado. Teniendo en cuenta lo anterior dicha reglamentación se divide en parámetros de:

Vuelo

Estructura

Diseño y construcción

Planta de energía

Equipamiento

Limitaciones de operación e información

Criterios simplificados de carga en el diseño

Cargas en superficies de control

Condiciones de aterrizaje básicas

Límites de peso para aeronaves equipadas con energía de reserva

Procedimientos de prueba

12

Instrucciones para aeronavegabilidad continua

Instalación de un sistema de reserva automática de energía (APR)

Cargas para hidroaviones Como punto de partida, para la aplicabilidad y regulación de cada uno de los parámetros listados anteriormente, la FAA define las categorías de aviones de una manera más detallada y de lo cual se obtiene.

a. Categoría normal, limitada a aeronaves con un límite de asientos de nueve excluyendo tripulación, carga útil máxima de 12 500 libras y destinado a operaciones no acrobáticas.

b. Categoría utilitaria, limitada a aeronaves iguales a la anterior exceptuando una serie de operaciones acrobáticas como giros, giros empinados o maniobras en las que el ángulo de inclinación es mayor a 60 grados, pero no mayor a 90 grados.

c. Categoría acrobática, con características constructivas iguales a los anteriores, está planteado para un uso sin restricciones, más que las obtenidas en las pruebas de vuelo.

d. Categoría commuter, está limitada a aviones de propulsión, de múltiples motores con un límite de asientos que alcanza los 19 excluyendo tripulación, con carga útil máxima de 19 000 libras, Destinado para cualquier maniobra de vuelo normal.

4.3. FAA MANUAL TÉCNICO DE MANTENIMIENTO AERONÁUTICO Es una serie de tres manuales, creados para ayudar a personas que buscan la certificación como mecánicos de fuselaje y planta de energía en aeronaves. Buscando proveer, dentro de cada capítulo, información básica de principios, fundamentos y procedimientos técnicos respectivos para las áreas de calificación de fuselaje y planta. Este manual contiene información técnica, y explicaciones de aspectos constructivos y sistemas usados en muchas de las aeronaves en uso actualmente, aunque de una manera general sin esperar reemplazar el uso de los manuales de fabricante, o textos detallados. En este libro, se contemplan aspectos como:

Fuselaje de aeronaves

Aerodinámica, ensamblaje y ajuste de fuselaje

Fabricación de cobertura para aeronaves

Reparación estructural de la aeronave

Soldadura de la aeronave

Madera en la aeronave

Materiales compuestos avanzados

13

Pintura y acabado de fuselaje

Sistema eléctrico

Instrumentación

Navegación y comunicación

Hidráulica y neumática

Sistema de aterrizaje

Sistema de combustible

Protección contra agua y lluvia

Cabina

Sistema contra incendios 4.4. AERONÁUTICA CIVIL Es un organismo encargado de generar regulaciones y políticas generales en cuanto al transporte aéreo, siempre buscando el desarrollo aeronáutico del país, busca también garantizar el cumplimiento del convenio de aviación civil internacional de acuerdo a los reglamentos aeronáuticos colombianos.

Ilustración 3. Logo Aeronáutica Civil [Fuente: www.aerocivil.gov.co, 07-09-2017, 14:55]

Como parte de un esquema vigilante completo a cada ente, máquina, persona o aeropuerto influyente en la circulación aérea del país, velando de esta manera por una operación adecuada de este medio de transporte en el país, para unas actividades aéreas como:

Servicios aéreos comerciales de transporte público, regular o no regular, interno o internacional de pasajeros correo o carga; o de trabajos aéreos especiales.

Aviación general, incluyendo entre otras, aviación privada (individual o corporativa) civil del Estado, de enseñanza o instrucción de vuelo y experimental.

Actividades de construcción y conservación de aeronaves o partes, incluyendo diseño, construcción, ensamblaje, mantenimiento, reparación o reconstrucción, alteración inspección, etc.

Operación de infraestructura aeronáutica y servicios de protección y apoyo al vuelo, incluyendo servicios de control de tránsito aéreo,

http://www.aerocivil.gov.co/

14

telecomunicaciones aeronáuticas, servicio meteorológico e información aeronáutica.

Servicios aeroportuarios especializados de apoyo terrestre a la operación de aeronaves.1

4.5. DINÁMICA COMPUTACIONAL DE FLUIDOS (CFD) Es un área de conocimiento encargada de la simulación de flujos fluidos, transferencia de calor y todos los fenómenos relacionados. Las ecuaciones aquí utilizadas, de conservación, poseen una forma determinante de cuatro términos, el término tiempo, el término advectivo, el término difusivo y la fuente; su forma de representación se produce al alterar la variable, el coeficiente de difusión y la fuente. Sin embargo, un problema es su falta de solución analítica siendo obligatorio la resolución por medio de métodos de discretización. De dichos métodos, los más conocidos son las diferencias finitas, los elementos finitos y de volúmenes finitos, siendo este último el más utilizado en este campo; el objetivo de estos es obtener un conjunto de volúmenes de control a los que se les genera un sistema de ecuaciones para resolver. Actualmente, tales soluciones se obtienen mediante software CFD. La dinámica de fluidos computacional, ha sido ampliamente utilizada en diferentes segmentos en la industria, siendo un apoyo en la fabricación de aviones, automóviles y navíos o simplemente equipos industriales.

Ilustración 4. Visualización CFD [Fuente: www.enterprisetech.com/2011/09/07/cfd_is_on_a_roll/, 14-09-2017,

15:00]

1 (Unidad Administrativa Especial Aeronautica Civil, 2017 pág. http://www.aerocivil.gov.co/atencion/informaci%C3%B3n/glosario)

http://www.enterprisetech.com/2011/09/07/cfd_is_on_a_roll/

15

Con un ambiente CFD establecido es posible llevar a cabo:

Simular difusión y convección de sustancias

Gestión de recursos hídricos

Análisis aerodinámico

Evaluación de refrigeración

Estudios de caracterización de dispersión de partículas, gases, lanzamiento de poluentes en corrientes

Simulaciones de hidrodinámica

Desarrollo de proyectos de sistemas propulsivos o de generación Actualmente, si de desarrollo de proyectos en esta área se trata existen múltiples programas atiborrados de herramientas que permiten lograr análisis de gran magnitud y precisión en el campo de la ingeniería. 4.6. AERODINÁMICA Siendo esta una rama de la mecánica de fluidos, encargada del estudio del movimiento del aire u otros fluidos gaseosos, también ocupa el análisis de los cuerpos que se mueven en ellos o interactúan allí, como ejemplo y punto de estudio puntual de un avión y su modo de sustentación e incluso transporte con el aire como medio, esto cuando se modifica la repartición de presiones y distribución de velocidades en el fluido; al ser esto un área de estudio se contempla bajo una serie de principios específicos.

4.6.1. Teorema de Bernoulli Formulado en 1738, plantea una relación inversa entre la presión interna de un fluido y su velocidad, o también visto como que en un punto cualquiera la suma de presión y velocidad permanecerá constante.

Ecuación 1. Teorema de Bernoulli

Donde: V= velocidad del fluido en la sección ρ= densidad del fluido p= presión a lo largo de la corriente g= aceleración gravitacional z= altura Entendiendo esto, un perfil alar se desarrolla de manera que cumpla con este principio y así lograr una sustentación en el aire como fluido;

𝑝 + 1

2𝜌𝑣2 + 𝜌𝑔𝑧 = 𝑘

16

la forma en que se percibe esto se muestra a continuación de manera gráfica.

Ilustración 5. Principio de Bernoulli en un perfil alar [Fuente: cruz de san Andrés, 15-08-

2017, 15:10]

4.6.2. Perfil Aerodinámico

Una estructura diseñada para obtener del aire una reacción que le permita volar, es considerada un perfil aerodinámico; como concepto dentro de un avión y su diseño son todos aquellos perfiles alares existentes, como parte de su función básica de sustentación en aire cada perfil aerodinámico es afectado por una serie de fuerzas, sin embargo las que principalmente afectan toda la aeronave son:

Ilustración 6. Fuerzas aeronáuticas [Fuente: Cruz de San Andrés, 15-08-2017, 14:00]

Thrust – Empuje

Lift – Sustentación

Drag – Resistencia, Arrastre

Weight – Peso

Siendo estas fuerzas de manera general, las causantes del vuelo

de un avión; en un perfil aerodinámico o alar existen otros

conceptos que permiten entender de manera más específica el

funcionamiento del mismo.

17

Ilustración 7. Fuerzas sobre una superficie de control [Fuente: Cruz de San Andrés, 15-08-2017, 14:30]

De la ilustración anterior, los conceptos añadidos y que requieren

una explicación adicional son:

Ángulo de ataque, la forma en que la sustentación de la

aeronave ocurre; es debido a que los perfiles alares

deflectan aire hacia abajo, el cual genera una fuerza que

impulsa los planos hacia arriba produciendo este fenómeno.

Para deflectar el aire de esta manera, el perfil tiene un

ángulo el cual se genera a partir del viento relativo y la línea

media del perfil.

Línea media del perfil, es una línea imaginaria que atraviesa

la sección desde el punto de ataque hasta el punto de fuga,

dicha línea varía dependientemente a la forma del perfil alar,

esta puede cambiar por ejemplo al bajar los flaps, por esto

es determinante en la formación del ángulo de ataque.

18

5. METODOLOGÍA

Ilustración 8. Metodología de diseño aplicable basado en metodología Jan P. Roskam [Fuente: propia]

6. ANTECEDENTES

6.1. ANTECEDENTES DE INVESTIGACIÓN A continuación, se presentan una serie de escritos cuyo tema de investigación corresponde a “Diseño Conceptual de Aeronaves”, con el fin de obtener una base de conocimiento que soporte los procesos realizados y a su vez consolidar una fuente bibliográfica que permitiría la continuación de investigaciones o proyectos enfocados en esta área.

19

6.1.1. Diseño Preliminar de un Planeador en Configuración Ala Volante con Capacidad para Una Persona

Los autores 2 evaluaron en un documento el diseño preliminar para un planeador con configuración ala volante; el cual, no requeriría un sistema de propulsión y su capacidad de carga estaría limitada a una persona. Este proceso de diseño se fundamentó en el desarrollo de este tipo de aeronaves bajo herramientas computacionales ya que según referencias existentes este proceso se lleva a cabo bajo un modelo de prueba y error. Los autores delimitaron el proceso de diseño bajo las siguientes directrices:

Perfil de misión: aquí se proporciona una fase de vuelo en la que se considera una serie de maniobras de sobrevuelo y aterrizaje

Ilustración 9. Perfil de misión planeador [Fuente: Lopez Rios, y otros, 2014]

Diseño conceptual: alternando ciertos parámetros de concepción conceptual es generado el modelo 3D de la forma final que tendría la aeronave.

Ilustración 10. Modelo 3D planeador [Fuente: Lopez Rios, y otros, 2014]

Determinación de pesos de despegue y áreas alares: teniendo clara la geometría final de la superficie alar, se inicia la

2 (López Ríos, y otros, 2014)

20

determinación de pesos de despegue en base a aeronaves de similares características y en base a estas cargas promedio se realiza la estimación de un área correspondiente a una línea de tendencia existente entre dichas aeronaves.

Ilustración 11. Área VS Peso para planeador [Fuente: López Ríos, y otros, 2014]

Determinación de geometría alar: se entiende que el parámetro base en la esquematización del plano resulta siendo el área de la misma, es así, que con base a este parámetro seleccionan un perfil aerodinámico y las subsecuentes variables.

Tabla 1. Variables de geometría alar en planeador [ Fuente: Lopez Ríos, y otros,

2014]

Definición de métodos de control: habiendo realizado la determinación de la geometría del plano. Los autores proceden a la determinación de los métodos de control para dichas superficies dependiendo de diferentes momentos o situaciones presentes en el proceso de vuelo y la subsecuente estabilidad obtenida por la superficie propuesta.

21

Ilustración 12. Geometría del plano [Fuente: Lopez Ríos, y otros, 2014]

Según esta investigación se inicia la determinación de un proceso de diseño establecido y guiado bajo una línea muy marcada hasta la determinación de la superficie alar, ya que en este punto el diseño puede tomar varias vías de estudio refiriendo resultados básicos del funcionamiento de la aeronave cuyo siguiente proceso debe basarse en el refinamiento de todos los resultados.

6.1.2. Diseño de un Ala de Avión Mediante Técnicas Numéricas (FEM)

La autora3, en este proyecto, se enfoca en la contemplación del métodos de los elementos finitos como base análisis y parametrización del plano a diseñar; enfocándose en el uso de herramientas computacionales como ABAQUS y SOLID EDGE para la obtención de los resultados esperados. La metodología seguida en este proceso de diseño contempla los siguientes aspectos:

Selección del avión: el primer paso en este proyecto fue determinante, ya que como parámetro de diseño se planteó generar un plano para un avión ya diseñado (A320), en el cual se obtuvieron las dimensiones principales del mismo.

3 (Juste Ruiz, 2016)

22

Ilustración 13. Cuadricula dimensionado del plano para A320 [Fuente: Juste Ruiz,

2016]

Tabla 2. Dimensiones básicas del plano A320 [Fuente: Juste Ruiz, 2016]

Modelo CAD: con ayuda de las dimensiones geométricas e investigación de los perfiles aeronáuticos usados en la raíz y punta del plano, la autora genera un modelo CAD en el que decide la ubicación de las costillas, la parametrización de sus espesores y de igual manera cuantas vigas tendrá.

Ilustración 14. Modelo CAD ala A320 [Fuente: Juste Ruiz,2016]

23

Análisis de cargas: continuando con el análisis de cargas existentes en el avión, de acuerdo a información conocida (sustentación, pesos máximos, peso de combustible y fuerzas asociadas al motor), se realiza la comprobación de las mismas mediante el software ABAQUS y así permitir el paso al análisis mediante elemento finitos.

Determinación de materiales: la autora se permite realizar la selección de materiales para ejecutar un análisis de cual se comportaría mejor para la aeronave descrita.

Tabla 3. Materiales para investigación en A320 [Fuente: Juste Ruiz, 2016]

Resultados: habiendo determinado en el modelo todos requerimientos de materiales y cargas, según los resultados esperados lleva a cabo una iteración de espesores en diferentes elementos del plano para obtener un diseño refinado, para lo que según los mejores resultados de los que destaca masa y desplazamiento fuera de los esfuerzos presentados por la estructura.

Tabla 4. Resultados estructurales [Fuente: Juste Ruiz, 2016]

En esta investigación, aunque se observan resultados específicos al área de análisis estructural, se observa como el procedimiento de diseño varia de manera radical al ser un avión existente; ya que, este detalle genera una serie de variables que para otros modelos de diseño conceptual no existen y son inconcebibles en esta fase de diseño. Finalizando la investigación de antecedentes de manera general es posible visualizar un lineamiento de trabajo, el cual es dado por una serie de libros; Sin embargo, para este proceso de diseño se delimita a la guía de trabajo

24

desarrollada por los autores Dr. Jan Roskam y Raymer Daniel, P en sus libros dedicados al diseño aeronáutico.

6.2. AERONAVES DE REFERENCIA Teniendo en cuenta las categorías de aviones contenidas en la reglamentación FAR 23 y según consultas realizadas, muchas de las aeronaves construidas como ambulancias aéreas, son categorizadas como commuter, esto por ser utilizadas con cargas elevadas y ciertas configuraciones de pasajeros especiales. Ahora bien, sabiendo lo anterior y entendiendo la necesidad de una consulta de antecedentes como fundamentación para generar un modelo de aeronave competente ante aquellas existentes con la misma funcionalidad; se han obtenido una serie de aeronaves que se podrían considerar dentro de esta categoría y también podrían ser usadas como ambulancias.

6.2.1. DORNIER 228 Considerada por sus fabricantes (RUAG) una aeronave versátil, y diseñada para cumplir con diferentes tipos de misiones como:

Patrulla marítima o Distribución de combustible a barcos o Búsqueda y rescate o Control de migración

Transporte liviano o Evacuaciones médicas o Control de enfermedades o Abastecimiento de suministros

Según las funciones anteriores este avión cuenta con diversas configuraciones, mostradas a continuación:

Patrulla marítima

Ilustración 15. Dornier 228, patrulla marítima [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

25

Ilustración 16. Dornier 228, distribución para patrulla marítima [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

Transporte liviano

Ilustración 17. Dornier 228, utilizado para transporte de carga [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

o Evacuación médica

Ilustración 18. Dornier 228, distribución para evacuación médica [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

26

o Transporte de carga

Ilustración 19. Dornier 228, distribución transporte de carga [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

Debido a esto autoridades alrededor del mundo cuentan con una flota operacional que incluye esta opción, sin embargo, aunque las funciones han sido listadas y demostradas en cuanto a distribución para la consulta es determinante la visualización de especificaciones técnicas de las cuales encontramos otros elementos como:

Dimensiones exteriores

Ilustración 20. Dornier 228, dimensiones [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

27

Dimensiones de cabina

Ilustración 21. Dornier 228, dimensiones de cabina [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

Dimensiones para partes específicas

Tabla 5. Dornier 228, dimensiones de partes [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

28

Pesos asociados

Tabla 6. Dornier 228, tabla de pesos [Fuente: brochure RUAG, 15-10-2017]

Distancia de despegue

o 2 600 ft MTOW, ISA, SL o 3 150 ft MTOW, ISA +10°C, 2 000 ft sobre el nivel del mar o 4 000 ft MTOW, ISA +20°C, 4 000 ft sobre el nivel del mar

Donde MTOW significa peso máximo de despegue, ISA significa atmosfera estándar internacional.

Distancia de aterrizaje

o 1 480 ft MLW, ISA, SL o 1 590 ft MLW, ISA +10°C, 2 000 ft sobre el nivel del mar o 1 730 ft MLW, ISA +20°C, 4 000 ft sobre el nivel del mar

Donde MLW significa peso máximo de aterrizaje.

Velocidad

o 223 KIAS, máxima de crucero (412.9 Km/h) o 74 KIAS, mínima de control (137.05 Km/h)

6.2.2. PC-12

De la empresa PILATUS, el PC-12 una aeronave manufacturada en Suiza brinda posibilidades de funcionamiento como:

Transporte ejecutivo de pasajeros

Carga y pasajeros

Evacuación médica

29

Ilustración 22. PC-12, Aeronave [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

De igual manera, al presentar diversos usos cuenta con diferentes configuraciones que se presentan en la ilustración 23:

Ilustración 23. PC-12, Configuraciones de interiores [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

Siendo esta una aeronave con restringido mercado, ya que cuenta con una distribución por parte de la casa matriz a una lista de países determinada, es una aeronave con el suficiente rendimiento para ser considerado en este marco de antecedentes por características como las que se presentarán a continuación:

30

Dimensiones

Ilustración 24. PC-12, vista superior dimensiones [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

Ilustración 25. PC-12, dimensiones en vistas auxiliares [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

31

Dimensiones de cabina

Ilustración 26. PC-12, dimensiones de cabina [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

Especificaciones de rendimiento

Tabla 7. PC-12, características de rendimiento [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

Pesos asociados

Tabla 8. PC-12, pesos asociados al funcionamiento [Fuente: brochure PILATUS, 15-10-2017]

32

6.2.3. THE KODIAK Fabricado por QUEST es una aeronave sumamente versátil, utilizada en varios tipos de misiones, pero sumamente reconocida en aquellas relacionadas con ayuda a personas necesitadas (Ecuador tras el terremoto en 2016) al poder aterrizar en diversos tipos de pistas o incluso con la posibilidad de adaptar flotadores en fibra de carbono para aterrizar sobre agua; ahora bien, sabiendo que tiene diferentes misiones puede contar con disposiciones tales como:

Ilustración 27. KODIAK, configuraciones de asientos [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017]

Para estas configuraciones, esta aeronave presenta unas características de rendimiento que el fabricante determina así:

Dimensiones

Ilustración 28. KODIAK, vista superior dimensiones [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017]

33

Ilustración 29. KODIAK, vistas auxiliares de dimensiones [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017]

Especificaciones técnicas

Tabla 9. KODIAK, especificaciones [Fuente: brochure QUEST, 15-10-2017]

34

6.2.4. M28 SIKORSKY Una aeronave capaz de ser configurada de diversas maneras, por las que permite su uso en misiones como:

Carga/ utilitaria

Patrullaje

Transporte de tropas Con misiones tales como las mencionadas, debe contar con especificaciones técnicas capaces de soportarlas sin problemas es por esto que la empresa Sikorsky brindo en su manufactura propiedades definidas así:

Dimensiones

Ilustración 30. M28, dimensiones [Fuente: brochure SIKORSKY, 15-10-2017]

Dimensiones internas

Tabla 10. M28, dimensiones internas y de alas [Fuente: brichure SIKORSKY, 15-10-2017]

35

Especificaciones técnicas

Tabla 11. M28, especificaciones técnicas [Fuente: brochure SIKORSKY, 15-10-2017]

6.2.5. CESSNA CARAVAN Y GRAND CARAVAN Una aeronave fabricada por el grupo Textron Aviation (Reechcraft-Cessna-Hawker) es una aeronave utilitaria que puede ser encontrada en amplios usos dentro del país junto con un segundo modelo denominado Grand Caravan que con unas especificaciones relacionadas se ajusta a esta categoría, y que al igual que los anteriores antecedentes cuenta con múltiples propósitos o misiones tales como:

Transporte (ejecutivo, turismo o en aerolíneas)

Ambulancia

Inteligencia, vigilancia o reconocimiento

Ilustración 31. CESSNA CARAVAN (izquierda) CESSNA GRAND CARAVAN (derecha). aeronave

[Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017]

36

Para cumplir estos objetivos presenta unas especificaciones brindadas por el fabricante organizadas así:

Tabla 12. CESSNA GRAND CARAVAN,

especificaciones técnicas [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-

2017]

Tabla 13.CESSNA CARAVAN,

especificaciones técnicas [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-

2017]

De igual manera cuenta con diferentes disposiciones para cada necesidad y representadas de esta forma:

37

Ilustración 32. CESSNA CARAVAN (arriba) CESSNA GRAND CARAVAN (abajo), grupo de

disposiciones para usos de transporte [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017]

En el caso de la disposición específica y concerniente a este documento encontramos que en el uso de ambulancia se dispone así:

Ilustración 33. CESSNA CARAVAN (arriba) CESSNA GRAND CARAVAN (abajo), dos disposiciones

especiales [Fuente: brochure TEXTRON AVIATION, 15-10-2017]

38

7. ESTUDIO DE MERCADOS

Este punto busca analizar si existe la posibilidad de incursionar en el diseño aeronáutico planteado por el proyecto para así dar un precedente tal vez intangible acerca de la viabilidad del mismo; teniendo en cuenta la industria aeronáutica colombiana, en unos aspectos fundamentales, estos son:

Análisis de la actualidad

Análisis de proveedores

7.1. ANÁLISIS DE LA ACTUALIDAD La movilidad en Colombia ha jugado un papel muy importante en el desarrollo de la industria y economía nacional. Lo anterior, se centraliza en los ejes terrestres, marítimos y aéreos, siendo este último el más reciente, pero de vital importancia en la actualidad. La aviación no solo disminuye los tiempos de conexión sino permite ampliar las posibilidades de importación y exportación, dando como resultado un crecimiento en diversos campos de la industria colombiana como también en el mismo sector aéreo. De lo anterior, se ha generado un interés en el desarrollo de la ingeniería en el campo aéreo para hacer al país partícipe del desarrollo y evolución de una industria en constante crecimiento; en la actualidad son muy pocas las empresas que están enfocadas en el desarrollo y certificación de componentes, pero día a día se despierta un gran interés en la capacitación, estandarización y desarrollo aéreo en el territorio colombiano. Estudios desarrollados en el territorio colombiano han determinado del sector aeronáutico en relación con la economía ha generado un crecimiento importante en el Producto Interno Bruto (PIB). Fedesarrollo ha determinado que en promedio el crecimiento anual ha sido de 6,28% del PIB, como lo demuestra la ilustración 34.

39

Ilustración 34. Cálculos Fedesarrollo para el PIB de la industria aeronáutica con base en datos del

DANE

Es importante resaltar que el crecimiento generado se ha sustentado en la demanda generada por el uso de combustible y la compra de insumos destinados a la aviación. Los incrementos expuestos discriminan la industria aeronáutica respecto innovación, desarrollo y fabricación; lo cual permite tener una idea de las posibilidades que se pueden generar respecto a crecimiento económico y tecnológico en el país. 7.2. ANÁLISIS DE PROVEEDORES En Colombia las empresas prestantes de servicios para la industria aeronáutica se dividen en dos grupos los clústeres y el sector de defensa. Dentro de los clústeres encontramos:

ACOPAER: Es una organización dedicada el sector de la defensa y la organización, investigación y desarrollo de la industria aeronáutica en el país; dentro de las empresas partícipes de esta unión encontramos las empresas Antares, Aeroturbo, IES, CIAC, Palcor Tech, Isotec, C.I.M.A, Clave Integral, Fly Logisti, Aero Clean, Soluciones y gestión, C. Good, 3CHEM, D’Marco Aéreo, Ferrotérmicos, Indaer, Gulf Coast Avionics, Trimco y KPM.

CEASCOL: Es una iniciativa estratégica conformada por el sector industrial, académico e investigativo, de carácter público y/o privado, que

40

busca desarrollar la industria aeronáutica colombiana de forma que sea un sector competitivo a nivel mundial.

Dentro de esta organización encontramos estidades como los son Global Rotor, Industria Setimec S.A.S, Inter-telco, Maquinamos Industrias S.A.S, MPL Aviation, Nediar, Oriontech, Setein, Cetad, Compoestructuras y Deproin.

La empresa líder en el sector de defensa a nivel nacional es la CIAC (Corporación de la Industria Aeronáutica Colombiana), la cual es de carácter económico mixto bajo el régimen de empresa industrial y comercial del Estado. Entre sus funciones se desempeñan la fabricación de productos y la prestación de servicios de mantenimiento, reparación y operación (MRO). El análisis de proveedores se desarrolla en base al primer Foro Aeronáutico llevado a cabo el presente año con proyección de desarrollo tecnológico y de innovación hasta el 2030; este es el primer paso para integrar la. industria aeronáutica al país fuera del sector comercial.

8. PLANTEAMIENTOS DE INGENIERÍA

8.1. CONSIDERACIÓN DE UNIDADES En el proceso de diseño que se llevará a cabo, es necesario considerar que frente a las bases de certificación existente en aeronáutica se considerarán todas las unidades del SISTEMA ANGLOSAJÓN DE UNIDADES; sumado a esto en los procesos de diseño, funcionamiento y mantenimiento son consideradas estas unidades a nivel mundial; aspecto que podría ir en contra de las normas que rijan el uso del SISTEMA INTERNACIONAL; es así, que se convierte en un aspecto mandatorio regir el presente proyecto bajo los parámetros mencionados. 8.2. DETERMINACIÓN DE CARGA PAGA Y CARGA DE TRIPULACIÓN La carga paga definida como toda aquella por la que la aeronave puede producir un beneficio económico de acuerdo a la misión especificada puede contemplar cargas de:

Pasajeros

Equipaje

Carga

Cargas militares (munición, personal, bombas, misiles, etc.) Para la misión establecida y comparándolo con aeronaves comerciales, entendiendo que el transporte de personas se realiza bajo condiciones especiales (transporte médico), se entiende un comportamiento similar por lo que es posible establecer un peso aproximado de 175 lb por persona

41

añadiendo 220 lb extra por equipaje o equipos médicos que el pasajero deba portar o tener a su alcance (tanques de oxígeno, silla de ruedas, etc.) y 35 lb para equipaje extra del acompañante, por esto se pretende que la carga paga esté compuesta por 4 pacientes, 4 acompañantes (uno por cada paciente) logrando obtener que la carga paga es:

𝑊𝑃𝐿 = ((175 + 220) ∗ 4) + ((175 + 35) ∗ 4)

𝑊𝑃𝐿 = 2420 𝑙𝑏 Ecuación 2. Carga Paga [Fuente:Roskam, Jan P. 2017. Airplane Desing Part I]

Ahora bien, para la carga asociada a la tripulación, entendiendo que es posible asumirse un peso de 175 lb por persona con equipaje de 35 lb; y aclarando que la tripulación para esta aeronave estará compuesta por 2 médicos, 2 asistentes médicos y 2 pilotos; se obtiene que:

𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤 = (175 + 35) ∗ 6 𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤 = 1260 𝑙𝑏

Ecuación 3. Carga de tripulación [Fuente:Roskam, Jan P. 2017. Airplane Desing Part I]

8.3. ESTIMACIÓN DEL PESO DE DESPEGUE Para lograr obtener esta estimación se realiza una comparación en base a las aeronaves determinadas como base de antecedente en las cuales es posible obtener pesos como:

: Tabla 14. Estimación peso de despegue [Fuente: Propia]

A los cuales, para realizar una estimación un poco más directa, se calcula el promedio existente entre todos los datos obtenidos de los diferentes fabricantes por lo que:

𝑊𝑇𝑂 = 10 859 𝑙𝑏 Como método de continuación a los demás cálculos correspondientes en este proceso de diseño se contemplan las especificaciones de misión requeridos para esta aeronave en sus diferentes fases de vuelos.

kg lb

DORNIER 228 6400 14110

PC-12 4740 10450

THE KODIAK 3290 7255

M28 SIKORSKY 7500 16534

CESSNA CARAVAN 3629 8000

CESSNA GRAND CARAVAN 3995 8807

ESTIMACIÓN 4925,666667 10859,3333

Takeoff weight

42

Tabla 15. Especificaciones de misión [Fuente: Propia]

8.4. DETERMINACIÓN DE PESO DE COMBUSTIBLE PARA LA MISIÓN

(FUEL WEIGHT) Para esto, se debe tener en cuenta que la misión de vuelo total para una aeronave consta de ocho fases, por lo que cada una de ellas conlleva un gasto de combustible definido como fracción de combustible, de ahí el nombre de este método de cálculo. Dicho método, conocido como fuel-fraction method, explica el proceso de cálculo que inicia estableciendo gráficamente las fases de vuelo.

Ilustración 35. Fases de vuelo aeronave [Fuente: Propia]

CARGA PAGA

RANGO

ALTITUD

VELOCIDAD DE

CRUCERO

ASCENSO

DESPEGUE Y

ATERRIZAJE

MOTORES

BASE DE

CERTIFICACIÓN

3680 Lb, 14 PASAJEROS CON EQUIPAJE (INCLUYENDO

TRIPULACIÓN Y PERSONAL DE SERVICIO MEDICO)

1200 ft AL NIVEL DEL MAR

HELICE

FAR 23, UAEAC POR MEDIO DE LAS REGULACIONES

RAC 4 (Capitulos I, II, III, IV, VII, y XXI), RAC 2 y la

RESOLUCIÓN 2003 DE 2014 (¨Por la cual se definen los

procedimientos y condiciones de inscripción de los

Prestadores de Servicio de Salud y de habilitación de

servicios de salud¨ o la que la modifique, adicione o

sustituya)

14000 ft (RANGO MAXIMO DE DISEÑO)

286 kts A 14000 ft Y 75% DE POTENCIA

10 MINUTOS A 14000 ft CON PESO MAXIMO

1700 sm CON MAXIMA CARGA PAGA. SIENDO LA

RESERVA IGUAL AL 25% DE EL COMBUSTIBLE PARA

LA MISIÓN

Fases de vuelo

43

Ahora, de acuerdo a cada fase de vuelo existen valores asignados para cada

tipo de aeronave creando relaciones partiendo desde el valor 𝑊𝑇𝑂 , sin embargo dichos valores asignados (fracciones de combustible) está plasmados de acuerdo a la experiencia del autor de dicha tabla.

Tabla 16. Fracción de combustible según fase y aeronave [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Fase 1: Consiste en el encendido y calentamiento del motor, el peso inicial se

determina como 𝑊𝑇𝑂 y el final como 𝑊1; por medio de la relación 𝑊1

𝑊𝑇𝑂= 0.992 (Este valor se obtuvo de la Tabla 12)

𝑊1 = 0.990 ( 𝑊𝑇𝑂)

𝑊1 = 10 750.410 𝑙𝑏 Ecuación 4. Carga Fase 1 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Fase 2: Por medio de esta fase se pretende determinar el peso luego de

realizar el taxeo. Para esto la relación es 𝑊2

𝑊1= 0.996 (Este valor se

obtuvo de la Tabla 12)

𝑊2 = 0.995 ( 𝑊1)

Encendido

de motoresTaxeo Despegue Ascenso Descenso

Aterrizaje,

taxeo y

apagado

Fase de misión

Tipo de aeronave

Construcción casera 0,998 0,998 0,998 0,995 0,995 0,995

Un motor 0,995 0,997 0,998 0,992 0,993 0,993

Bi-motor 0,992 0,996 0,996 0,990 0,992 0,992

Agricultura 0,996 0,995 0,996 0,998 0,999 0,998

Jets ejecutivos 0,990 0,995 0,995 0,980 0,990 0,992

Aviones regionales (TBP's) 0,990 0,995 0,995 0,985 0,985 0,995

Jets de transporte 0,990 0,990 0,995 0,980 0,990 0,992

Entrenamiento militar 0,990 0,990 0,990 0,980 0,990 0,995

Combate 0,990 0,990 0,990 0,960 0,990 0,995

Patrullaje militar y

transporte 0,990 0,990 0,995 0,980 0,990 0,992

Anfibios 0,992 0,990 0,996 0,985 0,990 0,990

Supersonicos 0,990 0,995 0,995 0,920 0,985 0,992

81 2 3 4 7

44


Fase 3: El peso al momento del despegue será determinado por la relación 𝑊3

𝑊2= 0.996 (Este valor se obtuvo de la Tabla 12)

𝑊3 = 0.995 ( 𝑊2)


Fase 4: El acenso y la altitud en modo crucero se establece bajo la relación 𝑊4

𝑊3= 0.990 (Este valor se obtuvo de la Tabla 12)

𝑊4 = 0.985 ( 𝑊3)


Fase 5:

Tabla 17.Valores sugeridos para la ecuación de Breguet [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

El peso en crucero será determinado por la ecuación de rango de Breguet

𝑅𝐶𝑟 = 375(𝜂𝑝/𝑐𝑝)𝑐𝑟 (𝐿/𝐷)𝑐𝑟 ln (𝑊4

𝑊5)

Ecuación 8. Rango de Breguet [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

De la Tabla 11 se obtiene que R= 1 700 sm.

De la Tabla 13 se selecciona 𝑐𝑝 = 0.4, 𝜂𝑝 = 0.85 y 𝐿

𝐷= 13, entonces;

Fase de misión

Tipo de aeronave

Construcción casera 8 a 10 0,6 a 0,8 0,7 10 a 12 0,5 a 0,7 0,6

Un motor 8 a 10 0,5 a 0,7 0,8 10 a 12 0,5 a 0,7 0,7

Bi-motor 8 a 10 0,5 a 0,7 0,82 9 a 11 0,5 a 0,7 0,72

Agricultura 5 a 7 0,5 a 0,7 0,82 8 a 10 0,5 a 0,7 0,72

Jets ejecutivos 10 a 12 0,5 a 0,9 12 a 14 0,4 a 0,6 0,5 a 0,7

Aviones regionales (TBP's) 11 a 13 0,4 a 0,6 0,85 14 a 16 0,5 a 0,7 0,77

Jets de transporte 13 a 15 0,5 a 0,9 14 a 18 0,4 a 0,6 0,5 a 0,7

Entrenamiento militar 8 a 10 0,5 a 1 0,4 a 0,6 0,82 10 a 14 0,4 a 0,6 0,5 a 0,7 0,77

Combate 4 a 7 0,6 a 1,4 0,5 a 0,7 0,82 6 a 9 0,6 a 0,8 0,5 a 0,7 0,77

Patrullaje militar y transporte 13 a 15 0,5 a 0,9 0,4 a 0,7 0,82 14 a 18 0,4 a 0,6 0,5 a 0,7 0,77

Anfibios 10 a 12 0,5 a 0,9 0,5 a 0,7 0,82 13 a 15 0,4 a 0,6 0,5 a 0,7 0,77

Supersonicos 4 a 6 0,7 a 1,5 7 a 9 0,6 a 0,8

CRUCERO LOITER

L/D Cj Cp ηp L/D Cj Cp ηp

45

1 700 = 375 (0.85

0.4)

𝑐𝑟 (13)𝑐𝑟 ln (

𝑊4

𝑊5)

𝑊5

𝑊4= 0.849

𝑊5 = 𝑊4(0.849)

𝑊5 = 8900.514 𝑙𝑏 Ecuación 9. Carga Fase 5[Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Fase 6: El descenso se determina por medio de la fracción de combustible

𝑊6 = 0.985 ( 𝑊5)

𝑊5 = 8767.006 𝑙𝑏 Ecuación 10. Carga Fase 5 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Fase 7: El aterrizaje, taxeo y apagado es determinado por la fracción de combustible

𝑊7 = 0.995 ( 𝑊6)

𝑊7 = 8723.171 𝑙𝑏 Ecuación 11. Carga Fase 7 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Ahora bien, es posible calcular el valor de fracción de combustible para la misión de esta aeronave que se encuentra bajo la ecuación:

𝑀𝑓𝑓 =𝑊7

𝑊6

𝑊6

𝑊5

𝑊5

𝑊4

𝑊4

𝑊3

𝑊3

𝑊2

𝑊2

𝑊1

𝑊1

𝑊𝑇𝑂

𝑀𝑓𝑓 = (0.990 ∗ 0.995 ∗ 0.995 ∗ 0.985 ∗ 0.849 ∗ 0.985 ∗ 0.995)

𝑀𝑓𝑓 = 0.803 Ecuación 12. Fracción de Combustible [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Seguido con dicha fracción se procede a calcular el combustible usado durante la misión, así como el combustible requerido respectivamente.

𝑊𝑓𝑢𝑠𝑒𝑑 = (1 − 𝑀𝑓𝑓)𝑊𝑇𝑂

𝑊𝑓𝑢𝑠𝑒𝑑 = (1 − 0.803)10 859

𝑊𝑓𝑢𝑠𝑒𝑑 = 2139.373 𝑙𝑏

Ecuación 13. Combustible en Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

𝑊𝑓 = (1 − 𝑀𝑓𝑓) ∗ 𝑅𝑒𝑠𝑒𝑟𝑣𝑒 ∗ 𝑊𝑇𝑂

46

𝑊𝑓 = (1 − 0.803) ∗ 1.25 ∗ 𝑊𝑇𝑂

𝑊𝑓 = 2674.217 𝑙𝑏

Ecuación 14. Peso de Combustible Total [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

8.5. DETERMINACIÓN DEL VALOR PARA PESO VACÍO DE LA

AERONAVE Para lograr esto, se requiere calcular como primer paso un peso de operación vacía, posterior a esto un valor tentativo de peso en vacío, el cual se comparará con un valor permisible calculado; estos dos valores para permitir la continuación del proceso de diseño deben ser cercanos con una tolerancia de alrededor del 0.5% debido al proceso de diseño en ejecución. Teniendo en cuanto a dichos aspectos, los resultados de acuerdo a las respectivas ecuaciones son:

𝑊𝑂𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 𝑊𝑇𝑂 − 𝑊𝑓 − 𝑊𝑃𝐿

𝑊𝑂𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 10859 − 2674.217 − 2420

𝑊𝑂𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 5764.783 𝑙𝑏 Ecuación 15. Carga de Operación Vacio Tentativo [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

𝑊𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 𝑊𝑂𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 − 𝑊𝑡𝑓𝑜 − 𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤

𝑊𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 5764.783 − (0.005 ∗ 10859) − 1260

𝑊𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 4450.4884 𝑙𝑏

𝑊𝐸 = (𝑙𝑜𝑔10𝑊𝑡𝑜 − 𝐴

𝐵)

𝑊𝐸 = 6198.070 𝐿𝑏 Ecuación 16. Carga de Operación Vacio[Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Al comprar los valores 𝑊𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 y 𝑊𝐸 se permite hacer un ajuste al valor correspondiente 𝑊𝑇𝑂 𝑔𝑢𝑒𝑠𝑠 , el cual a su vez dará la opción de re calcular

𝑊𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 y 𝑊𝐸 hasta que ambos valores sean cercanos el 0.5%.

Lo anterior se obtuvo variando el 𝑊𝑇𝑂 = 10 859 𝑙𝑏 hasta 23 000 𝑙𝑏 donde la tolerancia es de 0.003%, con valores para 𝑊𝐸𝑡𝑒𝑛𝑡 = 13 540.852 𝐿𝑏 y 𝑊𝐸 =13 493.391 𝐿𝑏; en la siguiente tabla, se puede evidenciar el desarrollo de los cálculos, teniendo presente las ecuaciones anteriormente planteadas.

47

Tabla 18. Resultados de iteración de pesos de despegue [Fuente: Propia]

8.6. DIMENSIONAMIENTO PARA REQUERIMIENTOS DE DESPEGUE

Se define una distancia de despegue 𝑠𝑇𝑂𝐹𝐿 = 2 200 𝑓𝑡 , basados en los aviones antecedentes. Este parámetro para una altitud de 9 800 𝑓𝑡, ya que esta es la mayor elevación encontrada en los aeródromos del país. Luego de definir los parámetros de distancias se debe definir el parámetro de despegue según la FAR 25, la cual es representada por la siguiente ecuación:

𝑠𝑇𝑂𝐹𝐿 = 37.5 (𝑊 𝑆⁄ )𝑇𝑂/(σ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝑇𝑂(𝑇 𝑊⁄ )𝑇𝑂) = 37.5 𝑇𝑂𝑃25

𝑇𝑂𝑃25 = 2 200/37.5

𝑇𝑂𝑃25 = 58.6 𝑙𝑏𝑠/𝑓𝑡2 Ecuación 17. Parámetro de Despegue FAR 25 [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Lo cual nos permitirá determinar el valor equivalente a la potencia de carga de despegue (𝑇 𝑊⁄ ) 𝑇𝑂 ; para lo cual se procederá a hacer el cálculo de la proporción de la densidad de aire así:

𝜎 = 𝜌 𝑎𝑖𝑟𝑒 𝑎 𝑎𝑙𝑡𝑢𝑟𝑎 𝑑𝑒𝑡𝑒𝑟𝑚𝑖𝑛𝑎𝑑𝑎

𝜌 𝑎𝑖𝑟𝑒 𝑎𝑙 𝑛𝑖𝑣𝑒𝑙 𝑑𝑒𝑙 𝑚𝑎𝑟

Pesos [Lb]

Wpl 2420 Reserve 1,25

Wcrew 1260 np 0,85

Wto 23000 cp 0,4

W1/Wto 0,990 L/D 13

W2/W1 0,995 R 1700

W3/W2 0,995 A 0,3774

W4/W3 0,985 B 0,9647

W5/W4 0,849

W6/W5 0,985

W7/W6 0,995

Mff 0,803

Wfused 4531,318

Wf 5664,148

WOEt ent 14915,852

Wtfo 115

WEtent 13540,852

log10Wto 4,362

((log10Wto-A)/B) 4,130

WE 13493,391

48

𝜎 = 𝜌 𝑎𝑖𝑟𝑒 𝑎 9800 𝑓𝑡

𝜌 𝑎𝑖𝑟𝑒 𝑎𝑙 𝑛𝑖𝑣𝑒𝑙 𝑑𝑒𝑙 𝑚𝑎𝑟

𝜎 = 0.0017677 𝑠𝑙𝑢𝑔/𝑓𝑡3

0.0023769 𝑠𝑙𝑢𝑔/𝑓𝑡3

𝜎 = 0.744 Ecuación 18. Proporción de Densidad del Aire [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Con la cual se recurre al uso de la gráfica basada en los parámetros de la ecuación para los cuales el requerimiento de pista de despegue es satisfecho; pero cambiando su relación con el empuje (𝑇 𝑊⁄ )𝑇𝑂) a (𝑃 𝑊⁄ )𝑇𝑂 así:

(𝑊 𝑆⁄ )𝑇𝑂/(σ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝑇𝑂(𝑇 𝑊⁄ )𝑇𝑂) = 𝑇𝑂𝑃2 5𝜎

Ecuación 19. Parámetro de Despegue FAR 25 según Cargas de Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

(𝑊 𝑆⁄ )𝑇𝑂 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝑇𝑂(𝑇 𝑊⁄ )𝑇𝑂⁄ = 43.598 𝑙𝑏𝑠/𝑓𝑡2

(𝑊 𝑃⁄ )𝑇𝑂 = 2.9 ∗ 43.598 ∗ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝑇𝑂

/(𝑊 𝑆⁄ )𝑇𝑂

Ecuación 20. Relación de Peso y Potencia de Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Tabla 19. Valores típicos de coeficiente máximo de sustentación [ Fuente: Dr. Jan Roskam Airplane Design

Part I]

8.7. DIMENSIONAMIENTO PARA REQUERIMIENTOS DE DISTANCIA

DE ATERRIZAJE De acuerdo a los requerimientos de las entidades de regulación aeronáutica

las pistas no pueden tener una dimensión menor a 3 300 𝑓𝑡; este valor será fundamentan el del desarrollo de la presente aeronave.

Tipo de aeronave CLmax CLmaxTO CLmaxL

Construcción casera 1,2 a 1,8 1,2 a 1,8 1,2 a 2,0

Un motor 1,3 a 1,9 1,3 a 1,9 1,6 a 2,3

Bi-motor 1,2 a 1,8 1,4 a 2,0 1,6 a 2,5

Agricultura 1,3 a 1,9 1,3 a 1,9 1,3 a 1,9

Jets ejecutivos 1,4 a 1,8 1,6 a 2,2 1,6 a 2,6

Aviones regionales (TBP's) 1,5 a 1,9 1,7 a 2,1 1,9 a 3,3

Jets de transporte 1,2 a 1,8 1,6 a 2,2 1,8 a 2,8

Entrenamiento militar 1,2 a 1,8 1,4 a 2,0 1,6 a 2,2

Combate 1,2 a 1,8 1,4 a 2,0 1,6 a 2,6

Patrullaje militar y transporte 1,2 a 1,8 1,6 a 2,2 1,8 a 3,0

Anfibios 1,2 a 1,8 1,6 a 2,2 1,8 a 3,4

Supersonicos 1,2 a 1,8 1,6 a 2,0 1,8 a 2,2

49

Teniendo en cuenta lo anterior, es importante resaltar que el aterrizaje debe lograrse en una distancia menor al total de la pista, la cual se define como

𝑆𝐿 = 2 950 𝑓𝑡; para una altitud de 9 800 𝑓𝑡. Partiendo de este valor se define

la distancia de aterrizaje según la FAR 25, la cual es 𝑆𝐹𝐿 = 𝑆𝐿/0.6

𝑆𝐹𝐿 = 4 916.667 𝑓𝑡 Ecuación 21. Distancia de Aterrizaje [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Ahora, se procede a calcular la velocidad de aproximación 𝑉𝐴 = (𝑆𝐹𝐿/0.3)1/2

𝑉𝐴 = 128.019 𝑘𝑡𝑠(1.688)

𝑉𝐴 = 216.096 𝑓𝑡/𝑠 Ecuación 22. Velocidad de Aproximación [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Se continua calculando la velocidad de entrada en perdida durante el aterriza, esta se define como la mínima de velocidad de vuelo durante el aterrizaje; así mismo es calculada con la ecuación 𝑉𝑠𝐿

= 𝑉𝐴/1.3

𝑉𝑠𝐿

= 166.228 𝑓𝑡/𝑠 Ecuación 23. Velocidad de Aterrizaje [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Ahora, la carga en las alas durante el aterrizaje es calculada así:

𝑉𝑠𝐿= 2(𝑊/𝑆)𝐿/𝜌 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝐿

1/2

Ecuación 24.Velocidad de Aterrizaje Según Cargas [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

(𝑊/𝑆)𝐿 =𝜌 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝐿

𝑉𝑠𝐿

2

2

(𝑊/𝑆)𝐿 = 24.422 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝐿

Ecuación 25. Carga en Alas durante Aterrizaje [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Para determinar una carga en los planos apropiada se debe relacionar la carga de los mismos con la carga de despegue, así:

(𝑊/𝑆)𝐿

𝑀𝑓𝑓= (𝑊/𝑆)𝑇𝑂

(𝑊/𝑆)𝑇𝑂 =24.422 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝐿

0.803

Ecuación 26. Carga en Alas durante Despegue [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

(𝑊/𝑆)𝑇𝑂 = 30.413 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝐿

50

8.8. UNIÓN GRÁFICA DE LOS PARÁMETROS DE DESPEGUE Y

ATERRIZAJE

Ilustración 36. Diagrama de restricciones en despegue y aterrizaje [Fuente: Propia]

𝑊/𝑆 = 91 𝑝𝑠𝑓

𝑊/𝑃 = 2.77

𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝐿= 3.0

𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝑇𝑂

= 2.0

8.9. DIMENSIONAMIENTO DE LA SUPERFICIE ALAR Para determinar la superficie alar es necesario tener en cuenta el peso de

despegue obtenido siendo este 𝑊𝑇𝑂 = 23 000 𝑙𝑏; valor obtenido luego de realizar la iteración para el peso vacío.

De la siguiente ecuación se procede a calcular el área húmeda 𝑆𝑤𝑒𝑡, la cual se define como el área en contacto con el flujo de aire y se relaciona directamente con el arrastre aerodinámico.

𝑙𝑜𝑔10𝑆𝑤𝑒𝑡 = 𝑐 + 𝑑𝑙𝑜𝑔10𝑊𝑇𝑂 Ecuación 27. Área Humeda del Plano [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Donde los valores de 𝑐 y 𝑑 se obtienen de la tabla 20.

51

Tabla 20. Línea de regresión de los coeficientes para peso de despegue contra área húmeda [Fuente: Dr. Jan

Roskam Airplane Design Part I]

Por lo cual se obtiene que para una aeronave turboprop o avión regional

𝑙𝑜𝑔10𝑆𝑤𝑒𝑡 = −0.0866 + 0.8099𝑙𝑜𝑔1023 000

𝑆𝑤𝑒𝑡 = 2 792.310 𝑓𝑡2

Siguiente a esto se debe calcular el área parásita 𝑓, la cual se refiere al área que no produce sustentación.

𝑙𝑜𝑔10𝑓 = 𝑎 + 𝑏𝑙𝑜𝑔10𝑆𝑤𝑒𝑡 Ecuación 28. Área Parasita [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

De esta ecuación los valores 𝑎 y 𝑏 se obtienen de la siguiente tabla:

Tabla 21. Correlación de coeficientes para área parasita contra área húmeda [Fuente: Dr. Jan Roskam

Airplane Design Part I]

Tipo de aeronave C D

Construcción casera 1,2362 0,4319

Un motor 1,0892 0,5147

Bi-motor 0,8635 0,5632

Agricultura 1,0447 0,5326

Jets ejecutivos 0,2263 0,6977

Aviones regionales (TBP's) -0,0866 0,8099

Jets de transporte 0,0199 0,7531

Entrenamiento militar 0,8565 0,5423

Combate -0,1289 0,7506

Patrullaje militar y transporte 0,1628 0,7316

Anfibios 0,6295 0,6708

Supersonicos -1,1868 0,9609

COEFICIENTE DE FRICCION

EQUIVALENTE DE LA PIEL

Cf

a b

0,009 -2,0458 1,0000

0,008 -2,0969 1,0000

0,007 -2,1549 1,0000

0,006 -2,2218 1,0000

0,005 -2,3010 1,0000

0,004 -2,3979 1,0000

0,003 -2,5229 1,0000

0,002 -2,6990 1,0000

52

Donde 𝐶𝑓 se determina haciendo uso de el gráfico del efecto de la fricción y

área húmeda sobre el área parasita equivalente; este proceso de acuerdo al tipo de avión y similitudes encontradas con otros aviones dentro del mismo. De esto y tomando como base la aeronave SF340 la cual es turboprop al igual que el diseño planteado se elige el valor de 𝐶𝑓 = 0.005; con lo cual se

obtiene que:

𝑙𝑜𝑔10𝑓 = −2.3010 + 1.0000𝑙𝑜𝑔10 2 792.310

𝑓 = 13.963 𝑓𝑡2 Ahora para determinar el área de la superficie alar, se recurre a la carga alar estimada de las gráficas de aterrizaje y despegue (W/P vs W/S) la cual es

aproximadamente 70 𝑝𝑠𝑓 así como el peso de despegue 𝑊𝑇𝑂 = 23 000 𝑙𝑏, de la siguiente manera:

(𝑊

𝑆)

𝑇𝑂=

𝑊𝑇𝑂

𝑆

𝑆 =23 000

91

𝑆 = 252.747 𝑓𝑡2 Ecuación 29. Área del Plano [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

8.10. SELECCIÓN DE LA CONFIGURACIÓN GENERAL Esta parte del trabajo permitirá definir la configuración general del avión, entre lo cual tenemos los parámetros equivalentes a motor, fuselaje, empenaje y tren de aterrizaje; para esto se tendrá presente cada aspecto de la misión del diseño.

8.10.1. Diseño de los planos

Aquí se toman las decisiones pertinentes de acuerdo al diseño del plano, soportadas en las principales características que ésta deba tener según literatura correspondiente. De cálculos anteriores se obtuvieron datos como el peso de despegue, área de los planos, se especificó un “aspect ratio” conveniente para este tipo de aeronave; sin embargo, es necesario contemplar que se debe elegir un taper

ratio (𝜆= 4.5) acorde al tipo de aeronave y que pueda eliminar cualquier efecto negativo sobre la punta del plano acercándose a un diseño ideal, este parámetro definido como la razón de cambio entre la cuerda de la punta y la línea central de la cuerda raíz, siendo este aspecto lo que afecta la sustentación del ala a lo largo de la envergadura del plano. También, el número Mach, el cual para una aeronave subsónica de este tipo puede contemplarse como 0.44.

53

𝑊/𝑆 = 91 𝑝𝑠𝑓

𝑊 = 23 000 𝑙𝑏𝑠

𝑆 = 252.747 𝑓𝑡2

𝐴 = 10

𝜆 = 0.45

𝑏 = √𝑆(𝐴)

𝑏 = 50.274 𝑓𝑡 Ecuación 30. Embergadura [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Ahora, de acuerdo a estos valores se calcula la cuerda raíz y la cuerda en la

punta (𝐶𝑟 y 𝐶𝑡) haciendo uso de las siguientes ecuaciones:

𝐶𝑟 = 2 ∗ 𝑆/[𝑏(1 + 𝜆)]

𝐶𝑟 = 6.934 𝑓𝑡 Ecuación 31. Cuerda de la Raiz [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

𝐶𝑡 = 𝜆 ∗ 𝐶𝑟

𝐶𝑡 = 3.120 𝑓𝑡 Ecuación 32. Cuerda de la Punta [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

Habiendo calculado estos datos se puede proceder con la obtención de la

cuerda aerodinámica media 𝑐̅ y su ubicación de la línea central �̅�

𝑐̅ =(2 3) ⁄ 𝐶𝑟(1 + 𝜆 + 𝜆2)

(1 + 𝜆)

𝑐̅ = 5.268 𝑓𝑡 Ecuación 33 Cuerda Media [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

�̅� = (𝑏 6⁄ )[(𝐶𝑟 + 2𝐶𝑡)/(𝐶𝑟 + 𝐶𝑡)]

�̅� = 10.979 𝑓𝑡 Ecuación 34. Línea Central [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

54

Ilustración 37. Efecto del angulo de barrido sobre el taper ratio deseado [Fuente: Raymer, Daniel P. Aircraft

design: A conceptual approach]

De la ilustración 37 se obtiene el ángulo de barrido del cuarto de cuerda Λ𝐶 4⁄ = 0 para el taper ratio seleccionado anteriormente.

Con los datos estipulados se continúa con el dibujo del diseño del plano obteniendo:

Ilustración 38. Dimensiones Principales del Plano [Fuente: Propia]

8.10.2. Selección del perfil alar Para realizar la correcta selección del perfil alar se debe estimar el coeficiente de sustentación de diseño y el número de Reynolds para la fase de vuelo crucero, debido a que es en la cual la aeronave se comporta mayormente; este cálculo hecho a partir de las siguientes ecuaciones:

𝐶𝑙 = 1/𝑞 ∗𝑊

𝑆

Ecuación 35. Coeficiente de Sustentación de Diseño [Fuente: Dr. Jan Roskam, Airplane Design part I]

55

𝑅𝑒 =𝜌 ∗ 𝑉 ∗ 𝐶

𝜇

Ecuación 36. Número de Reynolds

Donde;

𝜌 densidad del fluido a 14000ft [slugs/ft3] 𝑉 velocidad de crucero [ft/s]

𝐶 longitud de la cuerda [ft] 𝜇 viscosidad dinámica del fluido a 14000 ft [ft/s2] 𝑞 presión dinámica a 14000 ft [lbf*s/ft2]

𝐶𝑙 = 1/174.29 ∗ (91)

𝐶𝑙 = 0.522

𝑅𝑒 =0.001496 ∗ 482.714 ∗ 6.934

0.3429 ∗ 10−6

𝑅𝑒 = 14 611 380.510 Como segunda parte de este proceso es necesario entender que perfiles han sido usados en aeronaves similares, de las cuales se seleccionaron las a continuación nombradas; para de los perfiles en ellas seleccionar el que mejor se adapte al diseño en desarrollo.

Casa 295 (naca 65-218)

Cessna 208B Grand Caravan (NACA 23017.424)

Dornier 228 (do-5)

Embraer 120 brasilia (naca 23018)

Pilatus pc-12 (NASA LS(1)-0417)

Beech 76 Duchess (NACA 63A413.2) Para el análisis de los anteriores perfiles en las condiciones estipuladas para el número de Reynolds se utilizó el programa xflr5 obteniendo como resultado la ilustración 39

56

Ilustración 39. Grafica Cl vs Alpha de los perfiles alares [Fuente: XFLR5]

De la ilustración 39, se obtiene que el coeficiente de sustentación 𝐶𝑙 = 0.522 que permite un menor ángulo de ataque se logra con el perfil naca 23017

donde aproximadamente 𝛼 = 2° y que a su vez arroja los resultados de la ilustración 39

Ilustración 40. Grafica Cl vs Cd de los perfiles alares [Fuente: XFLR5]

57

𝐶𝐷 = 0.006

De lo anterior, se obtiene que para el coeficiente de sustentación 𝐶𝑙 = 0.522 en un perfil naca 23017 el valor del coeficiente de arrastre es 𝐶𝐷 = 0.006; lo cual a su vez arroja como resultado la ilustración 40

Ilustración 41. Grafica Cl/Cd vs Alpha de los perfiles alares [Fuente: XFLR5]

𝐶𝑙

𝐶𝐷= 89.8

La ilustración 41, nos permite determinar la eficiencia aerodinámica, que es la relación existente entre en coeficiente de sustentación y el coeficiente de arrastre; lo anterior, en base al ángulo de ataque y el perfil naca 23017.

8.10.3. Modelo del ala Se procede a la realización del modelo CAD del plano, de acuerdo a un generador de perfiles, allí se introducen las medidas equivalentes a la cuerda de la raíz y la zona correspondiente a la punta.

58

Ilustración 42 Coordenadas del perfil del plano en la punta [Fuente: Propia]

Ilustración 43. Coordenada perteneciente a la raíz del perfil del plano [Fuente: Propia]

Empleando el Software Autodesk Inventor se procede a generar la forma del plano; así:

De acuerdo a los puntos obtenidos para cada perfil se genera el respectivo bosquejo; haciendo uso de la herramienta Spline se une la sucesión de coordenadas.

Al obtener ambos bosquejos, y con la ayuda del dibujo del plano (Ilustración 38.), se ubican ambos perfiles paralelos en las respectivas distancias.

Habiendo ubicado los perfiles en paralelo se emplea la herramienta Solevación para generar el sólido entre ambas superficies.

59

Ilustración 44. Modelo del plano [Fuente: Propia]

9. ANÁLISIS CFD

Aunque se establecieron las condiciones aerodinámicas bajos las cuales funcionará el perfil en el proceso de selección del mismo es necesario determinar el centro de presión longitudinal del plano. Esto se realiza con el fin de ubicar en este punto la sustentación máxima que soportará; teniendo en cuenta que la sustentación es una fuerza distribuida al realizar el análisis de distribución de presiones será posible determinar de manera aproximada el comportamiento de dicha fuerza, para esto como herramienta se usa el software ANSYS 18 en su interfaz Fluent. Sabiendo que el Software CFD trabaja en funciones de la simulación numérica de los fluidos y transferencia de calor por medio de volúmenes finitos; se emplea un método específico que consiste en:

Importar la geometría al software

Generación del volumen exterior que se comportará como el fluido (aire)

60

Ilustración 45. Volumen exterior [Fuente: Ansys, Propia]

De las superficies del sólido se seleccionan las caras correspondientes a la entrada de velocidad y salida de presión, las paredes de conducción del fluido y las superficies del ala donde fluirá el aire a la velocidad y presión especificada. Por otra parte, al volumen de aire a estudiar se le realiza un mallado determinado por el programa como un punto de partida para refinar los elementos existentes en la malla.

Ilustración 46. Mallado del volumen [Fuente: Ansys, Propia]

Debido a que el mallado adaptativo es mejor comportado bajo tetraedros, se perciben zonas en las que existen elementos mucho más pequeños, afectando la homogeneidad del mallado, es por esto que con la ayuda de las herramientas FACE SIZING y REFINEMENT

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caracterizando todas las caras del volumen (internas y externas) como objetivos se obtiene una malla un poco más uniforme con elementos pequeños; cabe aclarar que debido a los cambios directos de geometría entre el aire y el plano, existirán transiciones que implicarán reducir el tamaño de los elementos de manera obligatoria por el programa.

Ilustración 47. Mallado del volumen refinado [Fuente: Ansys, Propia]

Se realiza el ajuste de los parámetros físicos necesarios para la simulación, es de aclarar que el análisis desarrollado está basado en presión con los parámetros de velocidad de crucero, densidad del fluido a 14 000 ft, junto con el método de solución que ejecutará el programa

Ilustración 48. Ajustes de solución CFD [Fuente: Ansys]

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Se inicializa el proceso de solución en busca de errores de ajuste y mallado, posterior a esto ejecuta el comando de solución

Luego de finalizar el proceso de solución, se eligen los parámetros que se desea que el programa permita visualizar. Aquí se selecciona el comportamiento de presión estática y presión dinámica. Al obtener dichos resultados se observa como era de esperarse que el comportamiento esperado para el perfil es determinado por la presión dinámica. Esto ocurre debido a que la presión dinámica depende directamente de la velocidad de las partículas inmediatamente sobre las paredes del elemento y en las superficies superiores e inferiores dichas partículas se verán afectadas directamente por la velocidad; sin embargo, la presión estática es variante de acuerdo a las propiedades del fluido y podría ser usada para efectos de comportamiento relacionados con el arrastre al afectar principalmente los bordes de incidencia del perfil.

Ilustración 49. Perfil de presión estática [Fuente: Ansys]

9.1. DETERMINACIÓN DE LA CARGA DE SUSTENTACIÓN De acuerdo con los resultados obtenidos anteriormente (Ilustración 48) se asume que la distribución de presiones a lo lago de los ejes Z-Y se asume como semiparabólico. Donde la fuerza de sustentación tendrá un comportamiento aproximadamente igual al de la presión.

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Se obtuvo la función de la semiparabola usando el método de un punto y el vértice. Donde el vértice tiene coordenadas (25.14, 0) y el punto tiene coordenadas (cero, 354 psf)

Habiendo obtenido la función se ubica el centroide de la parábola y allí es por donde pasara la fuerza.

�̅� =3

4𝑎

�̅� = 18.853 𝑓𝑡 Ecuación 37. Centroide de la Parábola

Donde a es el largo del plano

𝑎 = 25.137 𝑓𝑡

Luego de esto se calcula la sustentación con la fórmula respectiva:

𝐹 = 𝑆(𝐶𝑙) (1

2) (𝜌)(𝑉2)

𝐹 = 11497.618 𝑙𝑏 Ecuación 38. Fuerza de Sustentación

10. ANÁLISIS ESTRUCTURAL MEDIANTE ANSYS

El desarrollo del análisis estructural se realizó por medio de la siguiente metodología:

Se determina el material, en este caso se ha elegido el Aluminio 2024 que es uno de los más empleados en la Industria Aeronáutica, respecto a la parte estructural de aeronaves.

Al tener el material seleccionado, se debe caracterizar el mismo en la biblioteca de ANSYS, para así obtener un análisis adecuado; dentro de estos datos se requieren valores como el esfuerzo de fluencia.

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Ilustración 50. Caracterización del material [Fuente: Ansys]

Con la carga se calcula el momento

Empleando la fórmula de esfuerzo se determina la inercia máxima

Luego se determinan las dimensiones que ocupará el perfil estructural dentro del ala y por donde pasará (XCP) a lo largo de ella

Se realizan los cálculos de la viga

Ilustración 51. Modelo viga en I [Fuente: Propia]

Sección 𝑨𝒊 �̅�𝒊 𝑨𝒊�̅�𝒊 𝑰𝒊 𝒅𝒊

1 1.0𝑡 0.353- 𝑡

2 0.353t-0.5𝑡2 1.0𝑡3

12

0.1765- 𝑡

2

2 (0.353− 2𝑡)(𝑡)

0.1765 0.0623t-0.353𝑡2 (𝑡)(0.353 − 0.353𝑡)3

12

0

3 1.0𝑡 𝑡

2

0.5𝑡2 1.0𝑡3

12

0.1765- 𝑡

2

Tabla 22. Cálculos correspondientes a la inercia de una viga en I [Fuente: Propia]

Se procede a establecer el valor de 𝑡 = 0.353; lo cual permite determinar la inercia presente en la viga

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𝑰 = ∑ 𝑰𝒊 + 𝑨𝒊𝒅𝒊𝟐

𝑰 = 0,00379553 𝑓𝑡4

Ecuación 39. Inercia de un Perfil

De lo anterior se puede determinar que la selección de perfil tipo I no es el adecuado, ya que el espesor determinado es equivalente a la altura del perfil; no solo en esta configuración, también con mayor número de travesaños en la parte central de la misma. Es por ello que se determina que la viga principal tendrá geometría rectangular.

Posteriormente, se realiza la determinación de cuantas costillas tendrá el plano, y cómo será su separación. Para llevar a cabo esto se decide separar el plano en cuartos, desde la raíz hasta la punta, teniendo presente la ubicación del centro de presión longitudinal. Para la configuración se decidió emplear 30 costillas distribuidas a lo largo del plano en los cuadrantes estipulados, donde cada costilla ira quedando más alejada de la otra a medida que aumenta su distancia respecto a la raíz del ala. Esto se decide así, entendiendo que la fuerza de sustentación va disminuyendo a medida que el ala aumenta su envergadura por lo que los elementos con mayor soporte deben ser planteados cerca al cuerpo de la aeronave.

Finalmente se modela la distribución de costillas unida al perfil

Ilustración 52. Configuración del posicionamiento de las costillas en el plano [Fuente: Ansys]

Luego se importa ese modelo a ANSYS y se configura el material según la biblioteca del software

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Ilustración 53. Parametrización del material [Fuente: Ansys]

Se realizan los ajustes de malla para el elemento y se realiza el mallado de manera inicial, permitiendo una visualización de la calidad de elementos obtenidos y como pueden ser mejorados.

Ilustración 54. Visualización del mallado [Fuente: Ansys]

En busca del refinamiento de malla, se aclara que las costillas implican geometrías de difícil mallado para el software; también, en el análisis que se desea realizar debido a la estructura propuesta serán elementos cuyo comportamiento estático no es determinante en el análisis, pues solo llegarán a verse afectados en las uniones con la viga. Es por esto, que se decide realizar un refinamiento de malla enfocado a los posibles resultados que brindará la viga como estructura principal.

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Ilustración 55. Refinamiento del mallado [Fuente: Ansys]

Luego del mallado se asignan cargas (sustentación en el punto especificado), empotramientos y comportamientos del elemento (gravedad, esto permitirá un análisis con el peso del elemento), se ejecuta la solución. Posteriormente, se determinan que resultados se desean visualizar.

Ilustración 56. Configuración de parámetros [Fuente: Ansys]

Object Name Remote Force Fixed Support

State Fully Defined

Scope

Scoping Method Geometry Selection

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Geometry 1 Face

Coordinate System Global Coordinate System

X Coordinate 1,698 ft

Y Coordinate 0, ft

Z Coordinate 18,853 ft

Location Defined

Definition

Type Remote Force Fixed Support

Define By Vector

Magnitude 11498 lbf (ramped)

Direction Defined

Suppressed No

Behavior Rigid

Tabla 23. Parámetros físicos [Fuente: Ansys]

10.1. RESULTADOS DE ANSYS PARA EL ANÁLSIS ESTRUCTURAL Como pate del análisis estructural se definieron los siguientes resultados a analizar:

Deformación total: Con este resultado se busca obtener el deslazamiento vertical que pueda tener el plano debido a la carga aplicada; lo anterior, con el fin de verificar un comportamiento a lo largo del elemento.

Esfuerzo equivalente (Von Mises): El análisis de este esfuerzo permitirá determinar la distorsión presente en el plano teniendo en cuenta los esfuerzos principales presentes en el mismo.

Object Name Total Deformation

Equivalent Stress

Results

Minimum 0, ft 3.4569e-003 psf

Maximum 1,8583 ft 3.0181e+006 psf

Tabla 24. Resultados de deformación y esfuerzo [Fuente: Ansys]

10.1.1. Deformación total De acuerdo a lo obtenido en el reporte fue posible determinar una

deformación máxima equivalente a 1.8583 𝑓𝑡 en la punta del plano, como se observa a continuación en la ilustración 56

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Ilustración 57. Deformación total presente en el plano [Fuente: Ansys]

El resultado de la deformación manifiesta un nivel de deflexión elevado se puede tomar como posible causa la ausencia de elementos estructurales adicionales (largueros y larguerillos) y de peso en las alas, pues en esta fase de diseño no se consideran las características físicas como la presencia de tanques de combustible, los componentes de los sistemas hidráulicos, neumáticos y eléctricos; ya que estos se tienen en cuenta en otras fases del diseño. De acuerdo con esto, aunque el paso a seguir en fases de diseño mecánico implica la proposición de soluciones, los autores de este documento consideran que lograr un posicionamiento de elementos estructurales adicionales sería mejor considerado frente a un mayor número de cargas (momentos, drags, empuje generado por motores, situaciones de vuelo adversas, entre otros).

10.1.2. Esfuerzo equivalente De acuerdo a lo obtenido en el reporte fue posible determinar una esfuerzo

equivalente igual a 3.0181 𝑥106 𝑝𝑠𝑓 cercano a la raíz del plano, como se observa en la ilustración 57

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Ilustración 58. Análisis del esfuerzo equivalente [Fuente: Ansys]

El análisis se hace bajo la teoría de falla de Von Mises, ya que se traducen todos los esfuerzos combinados en esfuerzos a tensión pasa así poder determinar un posible fallo elástico en el elemento; ya que éste tiene comportamientos de esfuerzos de flexión y esfuerzos cortantes. Como se muestra en la ilustración 57 el elemento presenta un comportamiento importante de flexión cerca de la raíz, siendo esta área un punto crítico de constantes esfuerzos de tensión y compresión; este último se considera el valor más representativo como se indicó inicialmente.

Ilustración 59. Esfuerzo equivalente presente en el plano [Fuente: Ansys]

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Respecto a lo anterior se debe tener presente que el área de la viga presenta una reducción de la raíz del plano a la punta del mismo, esto puede ser un parámetro influyente en:

El plano no presenta fallo debido a esfuerzos

En las superficies paralelas a la dirección de la fuerza existen zonas con esfuerzos mínimos. Estas áreas pueden ser susceptibles a optimización con el fin de generar una reducción (área, volumen, peso) en el perfil estructural.

Ilustración 60. Esfuerzos mínimos [Fuente: Ansys]

11. PARÁMETROS NO CONSIDERADOS EN ESTE PROYECTO

En este análisis no se tuvieron en cuenta algunos parámetros como lo son los arrastres parásitos, los momentos generados por maniobras especiales y cargas aerodinámicas adicionales; esto puede generar cambios sobre el esfuerzo equivalente ya que el análisis de todos estos parámetros generaría cargas sobre diversas zonas del perfil generando una modificación en el esfuerzo equivalente. Lo anterior se omitió porque corresponde a fases del diseño aeronáutico más complejas y avanzadas que el diseño conceptual, como se especifica en el texto guía del Autor Dr. Jan P. Roskam

“To design an airplane it is necessary that a mission specification for the airplane is available. Airplane mission specifications come about in different ways, depending

on the type of airplane and sometimes depending on the customer. If, as a result of the preliminary desing studies a specific need can be met, then full scale development of the airplane can follow. If, as a result of the preliminary desing studies certain problem areas are discovered (such a specific technological deficiencies which need development to be corrected, or such as a lacking data base) then a research and development program can be initiated aimed at overcoming these problems. Eventually, with the problems solved, a mission specification is evolve which then can lead to full scale development.” 4

4 (Roskam, 2017) Pg. 1

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Con base en la anterior cita, se puede determinar que el diseño aeronáutico se convierte en un proceso iterativo, del cual es posible obtener dimensiones o parámetros iniciales de la aeronave que se va a diseñar. Posteriormente, se deberá someter el diseño a nuevos análisis que mejorarán o generarán cambios; por lo cual los estudios físicos y mecánicos, como los análisis de falla, fatiga, vibración, entre otros serán pospuestos hasta que el proceso de diseño se encuentre en un punto avanzado.

12. CONCLUSIONES

El trabajo desarrollado se acoge a la industria actual nacional de aviación, pues se desarrolló un diseño preliminar de una aeronave tipo ambulancia, teniendo en cuenta las limitaciones de diseño manifestadas por los autores de los textos guía. El diseño propuesto se encamina al desarrollo de estudios y análisis similares a las efectuadas por las diversas empresas en el territorio colombiano (Clusteres y Empresas de sector de defensa).

La aeronave en el diseño conceptual propuesto cumplió con los parámetros deseados de aeronavegabilidad sobre el territorio colombiano; ya que su propósito, tipo ambulancia, implicaba que su alcance en despegue y aterrizaje en pistas sea el mínimo posible para así adaptarse a cualquier zona del territorio nacional, razón por la cual el diseño se ejecutó en función de la zona más crítica en el país, que es la ciudad de Pasto por sus condiciones de altura y arquitectura.

El diseño se desarrolló en función de textos de Ingeniería Aeronáutica, teniendo en cuenta aquellos parámetros determinantes para el desarrollo de un diseño conceptual; se pudo evidenciar que el desarrollo de la aeronave está sometido a diversos cambios durante su desarrollo, como también a limitantes del análisis de ingeniería, entre los cuales están falla, fatiga, vibración, elementos de unión, entre otros; lo anterior, se debe a que el diseño conceptual está basado en valores iniciales que están sujetos a cambios constantes, siendo éste un limitante para una fase final de diseño en el proyecto.

El uso de herramientas de ingeniería como lo son los Softwares de dibujo y simulación (Inventor y Ansys) permitieron visualizar una idea del diseño y su comportamiento mecánico en las condiciones iniciales planteadas a pesar de las limitaciones generadas por el diseño basado en modelamiento conceptual.

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12. BIBLIOGRAFÍA

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JONATHAN ALEXANDER BELEÑO AVELLANEDA

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