Lineamientos Para Realizar Informes Tecnicos SAE Aerodesign

REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA

MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA

UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA

DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA

UNEFA

PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO

LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN

Trabajo Especial de Grado presentado como requisito para optar al título de

Ingeniero Aeronáutico

Autor:

Br. López Rivas Donald Ramón.

Tutor:

Ing. Nelson José Díaz Gautier.

Maracay, abril de 2009.

i



UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITECNICA


UNEFA

En mi carácter de tutor del Trabajo Especial de Grado, titulado “propuesta para la elaboración de los lineamientos a seguir para la realización de los informes técnicos bajo las normativas de las competencias SAE Aerodesign”, presentado por el ciudadano Donald Ramón López Rivas C.I. 12625701, para optar al título de Ingeniero Aeronáutico, considero que dicho trabajo tiene los meritos suficientes para ser sometido a la presentación pública y evaluación por parte del jurado examinador que se designe.

En la ciudad de Maracay a los 28 días del mes de Abril de 2009.

Ing. Nelson Díaz.

ii





UNEFA

“PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO

LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN”

Trabajo Especial de Grado aprobado, en nombre de la Universidad Nacional Experimental de la Fuerza Armada Bolivariana, por el siguiente jurado, en la ciudad

de Maracay a los _____ días del mes de _____________ de 2009.

_____________________ ____________________ _____________________

Firma del profesor Firma del profesor Firma del profesor

________________________

Coordinador de Ingeniería Aeronáutica.

iv

DEDICATORIA

A Dios ante todo.

A mis padres.

A mis hermanos.

A mis amigos.

A mis compañeros.

Al desarrollo e investigación en materia Aeronáutica en Venezuela.

v

AGRADECIMIENTOS

Agradezco a Dios por brindarme la oportunidad de vivir para realizar este

trabajo, a mis padres Alburí Rivas y Ramón López por su apoyo y formación, a mis

hermanos Sergio, Arquímedes, Adolfo y hermanas Albury y Triana por su apoyo,

estimulo y preocupación. Existen muchas personas más a quienes les atribuyo mis

éxitos por su estimulo, confianza, criticas, comentarios, esfuerzos, compañía, entre

otras, a quienes les agradezco en el alma por estar en el camino y ayudarme a

caminar. Lamentablemente por espacio y circunstancias no los puedo nombrar a

todos en este momento. En especial quiero agradecer a la Familia Orozco, en

particular al Sr. René, Sra. Rosa, Laura e indudablemente Verónica, así mismo a mis

amigos en Toy-Motriz Pedro Uyoa, Enrique, Adonis, Antonio, Luciana y José Luis,

entre otros. En la universidad al Sr. Luis, Dilena así como al personal del

departamento, a mis amigos y profesores entre ellos Nelson Díaz, Ángel Malaguera,

Asdrúbal Belisario, y mis compañeros de estudio que hoy formamos una familia.

También a Andrés Parra y Rafael Martínez “Chamolon”, estos últimos que me

brindaron un gran aporte en conocimiento para la culminación de este trabajo.

El éxito no se describe en las cosas que se ganan sino en el esfuerzo que

se hace para ganarlas.

vi





UNEFA

Autor: Br. López Rivas Donald Ramón.

Tutor: Ing. Nelson José Díaz Gautier.

RESUMEN

Esta investigación tiene como finalidad establecer los lineamientos a seguir para elaborar los informes técnicos para las competencias SAE Aerodesign con la visión de proporcionar una herramienta base a los futuros equipos que participen en la misma. El estudio fue desarrollado como una investigación de campo, bajo la modalidad de proyecto factible con una breve revisión documental. El mismo consta de cinco (5) capítulos de los cuales dos (2) son técnicos: El capítulo IV que contempla la recopilación, comparación y análisis de la información sobre informes técnicos anteriores. El capitulo V presenta la estructura detallada propuesta para realizar un informe técnico eficiente para SAE Aerodesign, así como una herramienta para la estimación de la fracción de carga de pago de aeronaves con el esquema de la competencia, el procedimiento para la determinación del centro de gravedad, y propuesta sobre el uso de teorías y herramientas computacionales que aplican para el diseño de las mismas. Los resultados obtenidos en esta investigación concluyen en una herramienta ideal para abordar la elaboración de los informes técnicos para las competencias SAE Aerodesign en su clase regular.

vii

ÍNDICE

DEDICATORIA .......................................................................................................... iv

AGRADECIMIENTOS ................................................................................................ v

RESUMEN ................................................................................................................... vi

ÍNDICE DE TABLAS ............................................................................................... xiii

ÍNDICE DE FIGURAS .............................................................................................. xiv

ÍNDICE DE GRÁFICOS ........................................................................................... xvi

INTRODUCCIÓN ………………………………………………………………..1

CAPÍTULO I

1.1 Planteamiento del problema ………………………………………2

1.2 Objetivos de la investigación. …………………………………4

1.2.1 Objetivo General …………………………………………4

1.2.2 Objetivos específicos ……………………………………….4

1.3 Justificación …………………………………………………………5

1.4 Limitaciones …………………………………………………………6

1.5 Alcance …………………………………………………………7

viii

CAPÍTULO II

MARCO REFERENCIAL

2.1 Antecedentes …………………………………………………….8

2.1.1 Reseña histórica …………………………………….8

2.1.2 Antecedentes de la investigación …………………….12

2.2 Bases teóricas ……………………………………………………14

2.2.1 Introducción a un proyecto aeronáutico….....……………14

2.2.2 Definición de Aerodinámica ……………….……………15

2.2.3 Fuerzas Aerodinámicas ……………….……………17

2.2.4 Variación en la presión ……………….……………18

2.2.5 Definición de la Sustentación y de la Resistencia …….19

2.2.6 Distribución de la Velocidad …………….……………20

2.2.7 Cómo se genera la sustentación …………………….21

2.2.8 Resistencia Aerodinámica. …………………………….22

2.2.9 Proceso del diseño de aeronaves. …………………….26

2.2.10 Fases del diseño de aeronaves …………………….27

2.2.11 Proceso del diseño conceptual …………………….30

2.2.12 Estimación inicial del peso de despegue (Wo) ……..31

2.2.13 Relación empuje-peso …………………………….34

2.2.14 Carga alar …………………………………………….36

2.2.15 Selección de perfiles …………………………………..38

2.2.16 Geometría del ala …………………………………….42

ix

2.2.17 Geometría del empenaje …………………………….48

2.2.18 Tren de aterrizaje …………………………………….51

2.2.19 Teoría de Prandtl. ……………………………………..57

2.2.20 Estabilidad y control ……………………………..59

CAPÍTULO III

MARCO METODOLÓGICO

3.1 Tipo de Estudio ……………………………………………63

3.2 Método de Investigación ……………………………………65

3.3 Técnicas e instrumentos de recolección de datos ……………66

3.4 Fases de la Investigación …………………………………...66

CAPÍTULO IV

ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS

4.1 Recolección e interpretación de datos ……………………68

4.1.1 Sistema evaluativo ……………………………………68

4.1.1.1 Presentación del informe técnico ……………68

4.1.1.2 Presentación Oral ……………………………69

4.1.1.3 Competencia de vuelos ……………………69

4.1.2 Parámetros de evaluación del informe técnico ……70

4.1.3 Tabla de resultados ……………………………………71

4.2 Gráficos de puntuaciones ……………………………………73

4.3 Análisis de los informes técnicos ……………………………78

x

4.3.1 Análisis Aerodinámico ……………………………78

4.3.2 Desempeño ………………………………….…………79

4.3.3 Estabilidad y control …………………………………….80

4.3.4 Estructuras …………………………………………….81

4.3.5 Proyecto ………………………………...…………..82

CAPÍTULO V

LA PROPUESTA

5.1 Estructura general de un proyecto SAE Aerodesign ………………84

5.2 Organización del equipo ………………………………………86

5.3 Diseño conceptual ………………………………………………88

5.3.1 Especificación de la misión del proyecto ……………….89

5.3.2 Boceto General ………………………...…………….90

5.3.3 Estimación de peso en vacio y carga de pago ……….91

5.3.4 Estimación de la masa estructural de la aeronave (West) .92

5.3.5 Especificaciones ………………………………………94

5.4 Diseño preliminar ………………………………………………95

5.4.1 Selección del perfil: ………………………………………96

5.4.2 Diseño Preliminar del Ala ……………..………………..97

5.4.3 Definición preliminar del fuselaje ……….……………..101

5.4.3.1 Posición del motor ……………………………..102

5.4.4 Ubicación del centro de gravedad ……………………...104

5.4.4.1 Ubicación de la carga ……………………...105

xi

5.4.4.2 Ubicación del o las alas: ……………………...106

5.4.5 Diseño preliminar del empenaje ……………………...109

5.4.6 Análisis Aerodinámico ……………………………...110

5.4.6.1 Análisis teórico ………………………………111

5.4.6.2 Análisis computacional ………………………111

5.4.6.3 Análisis experimental ………………………112

5.4.7 Estudio aerodinámico del empenaje ………………………113

5.4.10 Conclusiones estudio aerodinámico ………………………116

5.5 Estabilidad y control ………………………………………………116

5.5.1 Estabilidad longitudinal estática ………………………117

5.5.2 Estabilidad latero-direccional ………………………117

5.5.3 Control ………………………………………………117

5.5.4 Estabilidad dinámica ………………………………………118

5.6 Desempeño ………………………………………………………119

5.6.1 Curvas de potencia ……………………………………….119

5.6.2 Carrera de despegue y aterrizaje ……………………….120

5.7 Análisis estructural ………………………………………………122

5.7.1 Factores de carga limites ……………………………….122

5.7.2 Diagramas de esfuerzo cortante, momento flector y torsor .123

5.7.3 Aspectos del diseño estructural ……………………….124

5.7.3.1 Ala 124

5.7.3.2 Empenaje ……………………………………….124

5.7.3.3 Fuselaje ……………………………………….124

xii

5.7.3.4 Tren de aterrizaje ……………………………….125

5.7.4 Instalación del motor ………………………………………125

5.8 Diseño detallado ………………………………………………….125

5.9 Proyecto ………………………………………………………..…126

5.9.1 Resultados …………………………………………….…126

5.9.2 Factor humano ……….……………………………………126

5.9.3 Cronograma de actividades………………………………….127

5.9.4 Aplicaciones ……………….……………………………….127

5.9.5 Análisis de riesgos ……….……………………………….127

5.10 Anexos…………...…………………………………………………..128

CONCLUSIONES …………….…………………………………………………129

RECOMENDACIONES …….………………………………………………….131

REFERENCIAS BIBLIOGRAFICAS ………………………………………..132

GLOSARIO ……………………………………………………………………….135

xiii

ÍNDICE DE TABLAS

Tabla 1…………………………………………………………………………….32

Tabla 2……………………………………………………………………………33

Tabla 3……………………………………………………………………………34

Tabla 4…………………………………………………………………………….35

Tabla 5…………………………………………………………………………….36

Tabla 6…………………………………………………………………………….72

Tabla 7…………………………………………………………………………….72

Tabla 8…………………………………………………………………………….95

Tabla 9…………………………………………………………………………...100

Tabla 10………………………………………………………………………….119

Tabla 11………………………………………………………………………….121

xiv

ÍNDICE DE FIGURAS

Figura II-1: La evolución de los Uav`……………………………………..……10

Figura II-2.- B-17 UCAV……………………………………………………….11

Figura II-3.- Predator UAV artillado con misiles Hellfire-……………………...12

Figura II-4.- Fuerzas existentes en una aeronave………………………..............17

Figura. II-6.- Rueda de diseño Fuente………………………………….….…....27

Figura. II-7. Partes del diseño……………………………………………..…….29

Figura II-8.- Perfiles………………………………………………….…….…....38

Figura II-9.- Parámetros de un perfil.……………………..…………..…..….....39

Figura I1-10.-Perfiles NACA…………………………………..……..………...41

Figura II-11.- Características del ala…………………………….…..…………..43

Figura II-12.- Flecha del ala…………………………………………………….44

Figura II-13.-Cuerda aerodinámica del ala……………………………..……....45

Figura II-14.- Efecto del alargamiento en la sustentación………………..…….46

Figura II-15.- Estrechamiento del ala…………………………………………..47

Figura II-16.- Tipos de empenaje…………………………………………...….49

Figura II-17.- Método de los coeficientes………………………………..……50

Figura II-18. Recuperación en barrena……………………………………….. 51

Figura II-19.- Tren convencional………………………………………………54

xv

Figura II-20.- Tren triciclo……………………………………………………..55

Figura II-21.- Tren fijo tipo resorte……………………………………………56

Figura II-22.- Unión del tren al fuselaje…………………………………….....56

Figura II-23.- Estructura del tren tipo resorte……………………………........57

Figura II-24. Teoría de Prandtl………………………………………………..58

Figura II-25.- Fuerzas que actúan en un perfil alar……………………………58

Figura II-26.- Ejes de la aeronave…………………………………………... ..60

Figura II-27. Tipos de estabilidad…………………………………………..... 62

Figura V-1. Estructura del informe técnico……………………………...…….85

Figura V-2: Diagrama Organizacional…………………………………………87

Tabla V-1. Especificaciones………………… ………………………………95

Figura V-3. Efectos del empuje sobre la estabilidad longitudinal………........103

Figura V-4. Distribución de la carga………………………………………….105

Figura V-5. Línea de centro aerodinámico…………………………………....106

Figura V-6. Alineación del centro de gravedad……………………...……….107

xvi

ÍNDICE DE GRAFICOS

Grafico IV.1 Puntuación Total……………………………….…..…….73

Grafico IV.2. Aerodinámica……………………………….………..….74

Grafico IV.3. Desempeño………………………………….…………...74

Grafico IV.4 Estabilidad……………………………………….….…... 75

Grafico IV.5. Proyecto………………………………………..…………75

Grafico IV.5. Estructuras…………………………………………..……76

Grafico V-1. Fracción de carga de pago Vs peso en vacio…………….. 93

Grafico V-2. Forma en planta…………………………………………. 100

Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria………………....120

Grafico V-4. Diagrama V-n…………………………………………….123

INTRODUCCIÓN

En Venezuela, la aeronáutica en una oportunidad alcanzó un estatus

considerablemente alto a nivel de desarrollo e investigación, con miras a ser un país

productor en el campo aeronáutico mundial. Con el paso del tiempo y posiblemente

por causas políticas, sociales, económicas, el boom del petróleo, o quizás por todas

ellas, el crecimiento de la industria aeronáutica en nuestro país se ha visto pasmada o

hasta en decaimiento a tal punto que inclusive para las labores de mantenimiento cada

día Venezuela se convierte mas en un país altamente dependiente de otros países y

todo esto a pesar de que poseemos una de las fuerzas aéreas más antiguas del mundo

lo cual nos obliga en cierta manera a tener un nivel de desarrollo en la industria

aeronáutica, pero no es así, quizás todo esto se debe en gran medida a que no

poseemos las infraestructuras ni los equipos para desarrollar una investigación, a

pesar de que el equipo humano que tiene el país está dispuesto a trabajar y los que

trabajan en investigación y diseño son muy pocos, con seguridad esas pocas personas

poseen la capacidad necesaria y la disposición para hacerlo, pero al no poseer las

instalaciones y menos aun los equipos se encuentran en una encrucijada que no

parece tener otros caminos, de aquí surge la necesidad de tener una línea de

investigación en materia aeronáutica y de fomentar el interés en esa materia con el fin

de encaminar al país al desarrollo de la industria aeronáutica Venezolana.

CAPÍTULO I

1.1 Planteamiento del problema

En el país a pesar de los años que tiene presente la aviación la información en

esa materia basada en experiencias practicas es algo escasa, esto se debe en gran

medida a que los trabajos en la aviación están limitados al mantenimiento de

aeronaves, lo cual se basa esencialmente en seguir procedimientos establecidos para

ello, han sido pocos los casos en que venezolanos han llegado a estar directamente

involucrados en el diseño de aeronaves a no ser de estar en otro país, una de las

razones de esto, es que, en aviones de uso comercial existen normativas y

regulaciones a seguir que han sido establecidas por países productores en materia

aeronáutica por razones de seguridad, y esto, dificulta mucho el trabajo de diseño

puesto que se necesita su certificación, pero esto no debe ser motivo para que se

niegue la posibilidad del desarrollo y una de las puertas hacia la tecnología de la

industria aeronáutica es el SAE Aerodesign, dado que, esta competencia involucra

directamente a los estudiantes quienes realizan el diseño de una aeronave incluyendo

el proceso logístico que trae consigo, además de la inventiva, la creatividad, los

involucra con la realidad de lo difícil que es completar con éxito un proyecto

aeronáutico. Muy a pesar de ser aviones pequeños, radio-controlados, que casi se

pueden considerar aeromodelos, en el diseño de este tipo de aeronaves surge otro

problema, que la información sobre teorías, métodos, ecuaciones y demás

documentación necesaria, para realizar el informe técnico que va a respaldar de forma

teórica todas las decisiones tomadas en el diseño de la aeronave es escasa dado que

algunas teorías están diseñadas para aviones de tamaño considerable, lo cual las

inhabilita de alguna manera para aviones de pequeña envergadura como los que se

hacen para estas competencias, a la vez no están disponibles métodos para ensayos

3

prácticos que permitan corroborar los cálculos plasmados en los informes lo cual deja

los resultados presentados en los informes en el empirismo.

Hay partes importantes en estos informes como los estudios de cargas

estructurales, el cálculo de las superficies de control, cálculos aerodinámicos que han

sido presentados con deficiencias en los informes anteriormente enviados a la

competencia, todo esto es importante ya que los estudiantes que en un futuro

participaran en estas competencias, se van a encontrar con estas limitaciones y eso

reduce de la posibilidad de que Venezuela, así como la UNEFA, obtenga un triunfo

en estos eventos lo cual le brindaría un nivel importante en el mundo dentro del

universo del diseño de aeronaves así como la proyección de los estudiantes de esta

casa de estudios en empresas de alto corte internacional además de fomentar el interés

de productores e inversionistas del ramo aeronáutico en invertir en desarrollo e

investigaciones realizadas por Venezolanos.

Debido a lo antes explicado el investigador se plantea las siguientes

interrogantes:

¿Existe en la UNEFA lineamientos que establezcan los procedimientos a

seguir para la elaboración del informe técnico para las competencias SAE

Aerodesign?

4

¿Existe la suficiente información técnica sobre aeronaves radiocontroladas

bajo las especificaciones de la competencia SAE Aerodesign para elaborar una base

de datos que permita estimar el peso en vacio de este tipo de aeronaves?

1.2 Objetivos de la investigación.

1.2.1 Objetivo General

Proponer procedimientos para la elaboración de proyectos de diseño de

aeronaves radio-controladas bajo las especificaciones exigidas por la sociedad de

ingenieros automotrices SAE para la competencia “SAE Aerodesign”, en la clase

regular.

1.2.2 Objetivos específicos

Analizar la información técnica necesaria para diseñar una aeronave R/C que

cumpla con los estándares de la competencia SAE Aerodesign.

Formar base de datos de información técnica referente a la relación carga de

pago y peso en vacio de algunas de las aeronaves que han participado en

competencias anteriores.

5

Formular un procedimiento para la elaboración del informe técnico de

aeronaves R/C que cumpla con los estándares de la competencia SAE Aerodesign

Elaborar herramientas computacionales para cálculos aerodinámicos teóricos

del ala en función de las teorías que aplican a aeronaves SAE Aerodesign.

1.3 Justificación

Desde hace unos 20 años aproximadamente se ha realizado en

ESTADOS UNIDOS una competencia organizada por la sociedad de ingenieros

automotrices (SAE), la cual lleva por nombre SAE Aerodesign la misma es avalada

por las más grandes empresas de la rama aeronáutica en ese país, donde los

ingenieros de estas, se encargan de definir las reglas y evaluar a los competidores, en

la actualidad esta misma competencia se realiza, en tres lugares del mundo dos en

Estados Unidos (una en el Este y otra en el Oeste) promovidas por Lockeed Martin y

una en BRASIL, esta ultima patrocinada por la empresa Embraer, empresas que son

potencia mundial en lo que se refiere al diseño y la construcción de aeronaves. Estas

competencias están dirigidas a estudiantes de ciencias físicas, aeronáuticas y afines,

que tienen como misión estimular la creatividad desde el punto de vista ingenieril de

los competidores quienes en un futuro podrían ser ingenieros de estas grandes

industrias aportando ideas innovadoras que se pudieran convertir en nuevas

tecnologías. Para el caso de Venezuela y particularmente los estudiantes de ingeniería

6

aeronáutica, esto constituye un paso adelante en el compromiso con la carrera, la

cual se basa en el diseño de aeronaves además que permite acercarse mas a la

industria aeronáutica que algún día se espera tener en el país. La competencia

establece unas reglas que en esencia son limitaciones que buscan estandarizar las

aeronaves con la finalidad de desarrollar la creatividad de los estudiantes, una de las

partes de la competencia, la cual comprende casi la mitad de la puntuación total es la

realización del informe técnico que avalara el diseño realizado por los estudiantes, y

es aquí donde surge la necesidad de crear un manual técnico que sirva como base

teórica para realizar dicho informe basado en las experiencias y las deficiencias

tenidas en competencias anteriores en las que han participado estudiantes de la

UNEFA representando a VENEZUELA.

1.4 Limitaciones

Anualmente se emite un nuevo reglamento para cada competencia SAE

Aerodesing en los cuales se agregan, modifican o eliminan lineamientos de

competencias anteriores, lo cual puede hacer que la geometría de las aeronaves

cambie significativamente, así mismo el desarrollo de nuevas teorías de diseño trae

consigo de que el manual se adapte al avance de la tecnología aeronáutica.

7

1.5 Alcance

Esta investigación abarcará el desarrollo de los lineamientos generales para la

elaboración del informe técnico de aeronaves radio controlada para participar en las

competencias SAE Aerodesign en su clase regular.

CAPÍTULO II

MARCO REFERENCIAL

2 icbnineion

2.1 Antecedentes

2.1.1 Reseña histórica

La Sociedad de Ingenieros Automotrices (SAE® Internacional) es una

organización fundada en 1905, en Estados Unidos, por lideres visionarios de la

industria automotora y de la naciente industria Aeronáutica, dentro de los cuales

destaca Henry Ford, Thomas Edison, Orville Wright; se ha constituido en sus 100

años de existencia en una de las principales fuentes de normas y patrones relativos al

sector automotor y aeroespacial en todo el mundo con más de 5mil normas generadas

y 90mil socios distribuidos en 93 países. Además ha permitido intercambiar ideas por

medio de congresos, seminarios, conferencias y competencias; dando a conocer los

avances en el área automotriz, e incentivar el valor del trabajo en equipo con la

participación de ingenieros jóvenes y estudiantes de ingeniería.

La competencia SAE AeroDesign® fue creada por la organización SAE®

Internacional (sus siglas en ingles: Society of Automotive Engineers) en 1994 en los

Estados Unidos, es un desafío de proyecto abierto para estudiantes universitarios de

pre-grado de diversos países. A partir de 1999 dicha competencia pasó a ser parte del

calendario de SAE® Brasil, sección San José Dos Campos, afiliada a SAE®

9

Internacional, por lo que en la actualidad se realizan tres competencias SAE

AeroDesign® en el mundo: SAE AeroDesign® East, SAE AeroDesign® West y SAE

AeroDesign® Brasil.

En la década del 60 existía una competencia similar, a “ PAA Load ”, que

contaba como principal patrocinante a Pan American Airways, los aviones eran de

vuelo libre y era abierta a cualquier participante inclusive aeromodelistas

profesionales, en cambio las competencias SAE AeroDesign® son exclusivas para

estudiantes de ingeniería o ciencias físicas con un gran énfasis en proyectos

aeronáuticos, pero sin embargo aun se conservan algunas ideas y lineamientos de la

época en las actuales competencias.

Antecedentes de los UAV´S

Clarence “Kelly” Johnson, el legendario fundador en Lockheed de la

división “Skunk Works” y creador del SR-71 y del U-2, predijo en 1944 que el futuro

de la aviación militar pertenecería a los vehículos aéreos sin tripulación alguna. Ese

período ya casi está entre nosotros (ver figura 1). Actualmente, la Fuerza Aérea de

Estados Unidos, el Ejército, la Guardia Costera, la Infantería de Marina, y la Armada

poseen y operan algún tipo de Vehículo Aéreo sin tripulación (UAV).

10

Figura II-2: La evolución de los Uav`s

(Fuente: Daniel. P. Raymer (1981))

Durante la Segunda Guerra Mundial, el General Henry “Hap” Arnold

en coordinación con el General Carl Spaatz idearon un plan para usar aviones B-17

equipados sin nada fuera de lo elemental, cargados con 22.000 libras de altos

explosivos y provistos con pilotos automáticos teledirigidos para destruir las nuevas,

altamente defendidas, plataformas de lanzamiento de los cohetes alemanes V (ver

figura II-2). Denominado Proyecto Afrodita, este plan usó unos B-17 como la forma

primitiva de los UCAVs. La tripulación inicial del B-17 UCAV, el piloto y el técnico

del piloto automático, ejecutarían el despegue, el armado de los explosivos, el

traspaso del control a la aeronave matriz que volaba a unos 20.000 pies, la que dirigía

el piloto automático por control remoto, mientras los tripulantes se lanzaban en

paracaídas cuando aún se encontraban sobre el territorio del Reino Unido. El 4 de

agosto 1944 se lanzaron cuatro B-17 un avión explotó sobre el territorio del Reino

11

Unido matando a la tripulación; y los otros tres no llegaron a sus blancos designados.

La visión del General Arnold de un UCAV se pondría en reserva por otros 45 años

hasta que otro comandante general de fuerzas de combate aéreo concibió la idea de

construir un UAV armado.

Figura II-2.- B-17 UCAV

(Fuente: Daniel .P. Raymer (1981)) El Jefe de Estado Mayor de la Fuerza Aérea, General John P. Jumper,

mientras era comandante del Comando de Combate Aéreo, le asignó la tarea a la

Fuerza Aérea de desarrollar un UAV armado que poseyera la habilidad de encontrar

un blanco y eliminarlo. La plataforma escogida fue el Predator un UAV para

vigilancia y reconocimiento con más de 600 misiones de apoyo en las operaciones de

la OTAN en Bosnia. El 16 de febrero de 2001, el Predator hizo historia lanzando con

éxito el primer proyectil desde un UAV. El proyectil teledirigido con láser Hellfire-C

dio sobre un tanque estacionado señalando la evolución del Predator de un, recurso

del reconocimiento no letal a una certera arma destructiva de tanques, (vea figura II-

3). La visión actual para los UCAVs es la de un sistema económico para ejecutar

12

misiones cívico-militares aprovechándose del plan y las libertades operacionales que

se presentan al colocar el piloto fuera del vehículo. Los UCAVs, por su estructura,

serán de menor tamaño, más furtivos y tendrán mayor maniobrabilidad y resistencia

que las aeronaves. Este cambio del paradigma disminuirá los costos de las aeronaves,

aumentará la utilización de la aeronave con fines pacíficos y de cooperación.

Figura II-3.- Predator UAV artillado con misiles Hellfire-C

(Fuente: Daniel, P. Raymer (1981))

2.1.2 Antecedentes de la investigación

Buitriago V. ( 2004 ) en su trabajo especial de grado titulado “ Diseño

Preliminar de una Aeronave radio Controlada según especificaciones SAE

Aerodesign 2004” , presentado ante la Universidad Experimental Politécnica de la

Fuerza Armada, núcleo Maracay, para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico, lo

enmarca dentro de la modalidad de proyecto factible; el estudio se apoya en una

investigación descriptiva. En el mismo, se definieron criterios de diseño, se realizaron

13

estudios aerodinámicos y de las actuaciones de una aeronave no tripulada. El estudio

de las actuaciones de una aeronave no tripulada es un tema que será de ayuda al

trabajo por su importancia para definir el performance final de la aeronave a diseñar.

Ledezma E. y Rodríguez J, (2003) en su trabajo especial de grado titulado

“Aerodinámica, Estabilidad, Control y Actuaciones de una Aeronave no Tripulada de

reconocimiento para el componente Aéreo de la Fuerza Armada Nacional”,

presentado ante la Universidad Experimental Politécnica de la Fuerza Armada, núcleo

Maracay, para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico, presenta línea

metodológica basada en un proyecto factible; el estudio se apoya en una investigación

documental. El estudio se realizo bajo la modalidad de proyecto factible porque este

proyecto se dio a la necesidad de buscar una alternativa favorable que permitiera la

disminución de gastos militares en operaciones de reconocimiento. En este trabajo se

realizo un estudio completo que incluyo, aerodinámica, estabilidad y control,

actuaciones de un UAV para uso militar, estos tópicos serán de gran utilidad para el

presente proyecto, ya que se realizaron utilizando herramientas de análisis y

recolección de datos para estudios aerodinámicos que aun son aceptados.

Rad y Peñaloza (2007) “Diseño aerodinámico computacional de una aeronave

no tripulada”. En este caso se realizo el diseño utilizando procedimientos teóricos y

herramientas computacionales, estas últimas no diseñadas por los autores.

14

2.2 Bases teóricas

2.2.1 Introducción a un proyecto aeronáutico.

Como fase inicial de todo proyecto se debe conocer el método para su diseño,

planificación y desarrollo, con el fin de alcanzar la mayor eficiencia del mismo y a la

vez el mejor resultado.

El comienzo de cualquier proyecto de diseño comienza con el reconocimiento

de la “necesidad”, esto normalmente surge a partir de un proyecto preliminar o una

recolección de propuestas, los cuales pueden surgir de distintas fuentes como:

- Potenciales consumidores.

- Agencias de defensa del gobierno.

- Estudios de mercado que establezcan las demandas de un producto.

- Construcción de un producto existente. (Ej. Fuselajes de aviones, motores,

etc.).

- Explotación de nuevas tecnologías e innovaciones.

Es esencial entender que el comienzo de un estudio es donde se da origen al

proyecto y reconocer que factores externos son influencia para el diseño antes de dar

comienzo al proceso de diseño.

15

2.2.2 Definición de Aerodinámica

Es la parte de la física que estudia las reacciones que produce un cuerpo como

consecuencia de su desplazamiento dentro de una masa fluida. Concretamente forma

parte de la hidrodinámica, la que en su momento se dividió en una parte dedicada a

los fluidos líquidos y la otra a los fluidos gaseosos, por lo que se transformó en

fluido-dinámica, razón por la cual muchos de los principios, leyes y teoremas que

inicialmente fueron enunciados para la hidrodinámica, son adoptados por la

aerodinámica como el caso del teorema de Bernoulli, Nº de Reynolds, etc.

Desde el punto de vista del procedimiento, metodología y elementos utilizados

para su estudio, la aerodinámica puede dividirse en: ANALÍTICA, DESCRIPTIVA Y

EXPERIMENTAL.

a. Analítica: Consiste en que todos los estudios están basados en

demostraciones matemáticas.

b. Descriptiva: Se basa en la demostración práctica de los resultados obtenidos

analíticamente.

c. Experimental: Consiste en realizar ensayos en túneles aerodinámicos,

demostrando o no los resultados obtenidos anteriormente.

Se deduce que el túnel aerodinámico es un importante elemento para los

diferentes ensayos a los que deben someterse una aeronave, ya que permite obtener

resultados similares a los que se obtendría directamente en vuelo sin los consiguientes

riesgos.

La aerodinámica también puede definirse en aerodinámica de alta y de baja

velocidad, también llamadas subsónica y supersónica. Tal es la diferencia entre estas

dos aerodinámicas, que producen distintos conceptos matemáticos, diferentes

expresiones matemáticas del mismo teorema, utilización de distintas formas de

16

perfiles alares, distintos requisitos de estabilidad, etc. La división de estas dos

aerodinámicas está dada por la velocidad del sonido, que en la atmósfera Standard y

al nivel del mar equivale a: 660 Kt (aprox. 340 m/s o 1224 Km/h).

Si bien el límite entre la baja y la alta velocidad está dado por la velocidad del

sonido, empiezan a evidenciarse cambios en el comportamiento de la aeronave a

valores inferiores a dicha velocidad, finalizando a valores superiores. Esto da lugar a

una aerodinámica transónica que en términos generales comienza o abarca un rango

comprendido entre .85 y 1.2 de la velocidad del sonido. Cuando en cualquier parte de

la aeronave se alcanza la velocidad del sonido sin la necesidad de que se esté volando

a dicha velocidad, se dice que se ha alcanzado el "Mach crítico". Desde el punto de

vista del diseño aerodinámico las aeronaves destinadas a vuelos a velocidad

subsónica tienen como límite máximo el valor correspondiente al mach crítico.

La estabilidad se encuentra estrechamente relacionada con la maniobrabilidad

y la aerodinámica y se refiere al conjunto de momentos de las fuerzas actuantes sobre

la aeronave. La aeronave será estable si la suma de los momentos es igual a 0. Si el

C.G. (centro de gravedad) cambia y las fuerzas se mantienen constantes o al revés,

para mantener la estabilidad de la aeronave, la sumatoria de los momentos debe ser

igual a 0.

17

Figura II-4.- Fuerzas existentes en una aeronave

(Fuente: FAA Handbook (2003))

Cuando el eje de tracción está por encima del eje longitudinal un aumento de

potencia genera un momento de cabeceo negativo, y cuando está por debajo el

cabeceo es positivo.

Centro de presión: Punto de aplicación de la sustentación. Varía con respecto al

ángulo de ataque.

2.2.3 Fuerzas Aerodinámicas

Si bien sobre una aeronave en vuelo básicamente se consideran 4 fuerzas, para

el cálculo aerodinámico se consideran únicamente 2 ya que son las que se generan

por la acción del movimiento del aire y estas bajo consideraciones de vuelo recto y

nivelado se usan para determinar el empuje o Tracción. Por esta razón es muy

importante definir cuáles son las fuerzas aerodinámicas y la relación entre ellas.

FUERZAS EN LA AERONAVE

18

Las 2 fuerzas aerodinámicas que actúan sobre la superficie del ala son:

Sustentación y Resistencia (L lift y D drag).

L = 1/2 .v2.Sa.Cl (2.1)

D = 1/2 .v2.Sa.Cd (2.2)

Donde puede observarse la influencia o relación directa entre la densidad del

aire y el valor de dichas fuerzas. El sólo hecho de un cálculo a diferentes alturas

donde todos los parámetros se mantuvieran constantes menos la densidad del aire,

traería como consecuencia la disminución de las mismas, cuanto menor es el valor de

la densidad relativa.

Si a una altura determinada donde la densidad relativa vale 0.65, ambas

fuerzas aerodinámicas se reducen en un 35% con respecto al valor que tenían al nivel

del mar. Y, en el caso de la potencia de las plantas moto-propulsoras, se reduce su

eficiencia debido a la disminución de la densidad del aire.

Como conclusión, todos aquellos factores que modifican el valor de la

tracción y de la resistencia al avance, modifican la actuación del avión.

2.2.4 Variación en la presión

La magnitud de la fuerza que actúa sobre una sección pequeña de un objeto

iguala la presión por el área de la sección. La presión es una cantidad escalar

relacionada con el ímpetu de las moléculas de un líquido. Puesto que una fuerza es

una cantidad vectorial, teniendo magnitud y dirección, debemos determinar la

dirección de la fuerza. La presión actúa perpendicular (o normal) a la superficie

sólida de un objeto. La dirección de la fuerza en una porción pequeña del objeto, está

también en dirección no

Para obtener la fuerza mecánica neta sobre el objeto sólido entero, debemos

sumar las contribuciones de todas las secciones pequeñas. Matemáticamente, la

adición es indicada por la

la suma del producto de la presión

F = p * A * n

2.2.5 Definición de la Sustentación y de la Resistencia

Para un líquido en movimiento, la velocidad

diversas localizaciones alrededor del cuerpo. La presión local se relaciona con la

velocidad local, así que la presión también variará alrededor de la superficie cerrada y

se produce una fuerza neta

definir un sentido de chorro a lo largo de este. La componente perpendicular neta de

la fuerza (o normal) al sentido de chorro se llama la elevación (Sustentación) y

componente de la fuerza neta a lo largo del sentido de chorro se l

(Resistencia), estas son solo definiciones, en realidad, hay una sola, red de fuerza

integrada causada por las variaciones de presión a lo largo de un cuerpo, esta

se denomina “Fuerza Aerodinámica”



también en dirección normal a la superficie. Denotamos esta dirección por la letra



adición es indicada por la letra griega sigma ( ). La fuerza aerodinámica F

la suma del producto de la presión p por el área A en la dirección normal.

Definición de la Sustentación y de la Resistencia

Para un líquido en movimiento, la velocidad tendrá diversos valores en



se produce una fuerza neta. Puesto que el líquido está en movimiento, podemos


la fuerza (o normal) al sentido de chorro se llama la elevación (Sustentación) y

componente de la fuerza neta a lo largo del sentido de chorro se l

estas son solo definiciones, en realidad, hay una sola, red de fuerza

integrada causada por las variaciones de presión a lo largo de un cuerpo, esta

se denomina “Fuerza Aerodinámica” que se localiza en el centro de

19



rmal a la superficie. Denotamos esta dirección por la letra n.



La fuerza aerodinámica F es igual a

en la dirección normal.

(2.3)

Definición de la Sustentación y de la Resistencia

tendrá diversos valores en



movimiento, podemos


la fuerza (o normal) al sentido de chorro se llama la elevación (Sustentación) y La

componente de la fuerza neta a lo largo del sentido de chorro se llama la fricción

estas son solo definiciones, en realidad, hay una sola, red de fuerza

integrada causada por las variaciones de presión a lo largo de un cuerpo, esta fuerza

el centro de la presión.

20

2.2.6 Distribución de la Velocidad

Para un fluido ideal sin efecto de la capa límite, la superficie de un objeto es

una línea de corriente aerodinámica por encima de la cual no se consideran los

efectos viscosos, si la velocidad es baja, y no se agrega ninguna energía al flujo,

podemos utilizar la ecuación de Bernoulli a lo largo de dicha línea de corriente

aerodinámica para determinar la distribución de presión a lo largo del objeto para una

distribución de la velocidad determinada. Si el fluido no es ideal es decir la capa

límite está presente, las cosas son poco más complicadas ya que hay que considerar

los esfuerzos viscosos sobre el objeto. Si la capa límite se separa de la superficie, es

aun más difícil estudiar su comportamiento, ya que ¿Cómo determinamos la

distribución de la velocidad alrededor de un cuerpo? Para determinar correctamente la

distribución de la velocidad, tenemos que resolver las ecuaciones de conservación de

la masa, de la cantidad de movimiento lineal, y de la energía para el fluido que rodea

al objeto.

Para cualquier objeto sumergido en un fluido, las fuerzas mecánicas debido a

presión se transmiten perpendicularmente en cada punto en la superficie del cuerpo.

Para un flujo móvil, la presión variará de punto a punto porque la velocidad varía de

punto a punto. Para algunos problemas simples del flujo, podemos determinar la

distribución de presión (y la fuerza neta) si sabemos la distribución de la velocidad

usando la ecuación de Bernoulli.

Sir Isaac Newton presentó sus tres leyes del movimiento en 1686. Su segunda

ley establece que si la masa es constante F=m.a (Fuerza igual a Masa por

aceleración). El hecho importante es que una fuerza causará un cambio en la

21

velocidad; y además, un cambio en velocidad generará una fuerza. La velocidad, la

fuerza, la aceleración, y el momento, tienen una magnitud y una dirección asociadas a

ellas, lo cual implica que las ecuaciones de movimiento deben ser ecuaciones

vectoriales y se pueden aplicar en cada una de las direcciones.

El movimiento de un avión es el resultando de la acción de las fuerzas

aerodinámicas, el peso y del empuje.

La sustentación es la fuerza que sostiene un avión en el aire. La sustentación

se puede generar por cualquier pieza del aeroplano, pero la mayoría de la sustentación

en una aeronave normal es generada por el ala. La sustentación es una fuerza

aerodinámica producida por el movimiento de un fluido alrededor de un objeto. La

sustentación actúa sobre centro de presión del objeto y se dirige perpendicularmente

al sentido de chorro.

2.2.7 Cómo se genera la sustentación

Hay muchas explicaciones para la generación de la sustentación encontradas

en enciclopedias, en libros de textos básicos de la física, y en sitios de Internet.

Desafortunadamente, muchas de las explicaciones son engañosas e incorrectas. Las

teorías en la generación de la sustentación se han convertido en una fuente de la gran

controversia y un punto de gran discusión a nivel educacional y científico en el

mundo.

La primera teoría acerca de la generación de la sustentación es basada en el

siguiente enunciado: “La sustentación ocurre cuando un flujo de aire baña un objeto

22

sólido ejerciendo presión en una dirección, abandonando el objeto por el borde de

fuga del mismo, luego el flujo de aire genera la sustentación dirección opuesta, según

la tercera ley del Newton de la acción y de la reacción. Porque el aire es un gas y las

moléculas están libres de moverse alrededor de la superficie sólida.

La sustentación es una fuerza mecánica generada por la interacción y el

contacto de un cuerpo sólido con un líquido (líquido o gas). No es generada por un

campo de la fuerza, en el sentido de un campo gravitacional, o un campo

electromagnético, donde un objeto puede afectar otro objeto sin estar en contacto

físico. Para que la sustentación sea generada, el cuerpo sólido debe estar en contacto

con el líquido.

La segunda teoría acerca de la generación de la sustentación establece que es

generada por la diferencia en velocidad entre el objeto sólido y el líquido. Debe haber

movimiento entre el objeto y el líquido creando una diferencia de presión.

2.2.8 Resistencia Aerodinámica.

La resistencia aerodinámica es el componente de la resultante en dirección

contraria al movimiento de las fuerzas aerodinámicas que ejerce un fluido sobre un

cuerpo sumergido en él. La resistencia aerodinámica es una componente de la fuerza

aerodinámica que tiene una gran importancia, ya que para mantener las condiciones

de vuelo uniforme es necesario proporcionar una fuerza de propulsión que sea capaz

de oponerse a la resistencia, lo cual exige una aportación de energía tanto mayor

cuanto mayor es la resistencia aerodinámica. La evaluación teórica de la resistencia

23

aerodinámica es algo más complicada que la evaluación de la sustentación, puesto

que el método matemático empleado en el estudio de las condiciones de corriente

alrededor de un cuerpo (Teoría de Flujo potencial) conduce a un resultado de

resistencia nula (paradoja de D’Alembert), en contradicción con los resultados

experimentales.

La explicación del fenómeno de la resistencia aerodinámica se buscó

inicialmente en el desprendimiento de la corriente en la parte posterior del cuerpo

dando origen a una estela, razón por la cual se la denominó resistencia de estela.

Posteriormente, el estudio de la corriente aerodinámica teniendo en cuenta la

viscosidad del aire en una zona próxima al cuerpo (capa límite), ha permitido poner

de manifiesto no sólo la causa del desprendimiento de la corriente y formación de la

estela, sino también la contribución a la resistencia aerodinámica de las fuerzas de

fricción superficial ejercidas por el fluido sobre el cuerpo. Por ello es frecuente

subdividir la resistencia aerodinámica de un cuerpo en resistencia de presión o de

forma, debida al hecho de que las presiones en la parte posterior, no se ajustan a las

calculadas suponiendo la corriente potencial, y resistencia de fricción, producida por

las fuerzas de fricción superficial del fluido con el cuerpo.

Cuando se trata de una superficie sustentadora con una envergadura finita, la

presencia de la sustentación da origen a unas deflexiones de la corriente que

modifican el ángulo de ataque de los perfiles del ala; la sustentación de los perfiles

forma entonces un pequeño ángulo (ángulo inducido) con la normal a la dirección de

la corriente libre y, por lo tanto, da una componente de fuerza de resistencia

(resistencia inducida); en este caso la resistencia se subdivide en resistencia de perfil

y resistencia inducida. La resistencia de perfil está formada a su vez por resistencia

fricción y resistencia de presión, más normalmente denominada en este caso

24

resistencia de forma, puesto que se reserva el nombre de resistencia de presión para

la suma la resistencia de forma de los perfiles y de la resistencia inducida es decir,

toda la parte de resistencia que no procede la fricción.

Mientras que un objeto se mueve a través de un líquido, la velocidad del

líquido varía alrededor de la superficie del objeto. La variación de la velocidad

produce una variación de la presión en la superficie del objeto. Podemos considerar

esta sola fuerza para actuar con la localización media de la presión en la superficie del

objeto. Llamamos la localización media de la variación de presión el centro de

presión de la misma manera que llamamos la localización media del peso de un

objeto el centro de gravedad. La fuerza aerodinámica puede después ser resuelta en

dos componentes, sustentación y resistencia, que actúan sobre el centro de la presión

en vuelo.

La determinación del centro de la presión es muy importante para cualquier

parte del vuelo. Para equilibrar un aeroplano, o para proporcionar la estabilidad para

un cohete modelo o una cometa, es necesario conocer la localización del centro de

presión.

En general, la determinación del centro de la presión (Cp.) es un

procedimiento muy complicado porque la presión cambia alrededor del objeto. La

determinación del centro de presión requiere el uso del cálculo y de un conocimiento

de la distribución de la presión alrededor del cuerpo. Podemos identificar como la

variación de presión alrededor de la superficie como p(x), que es la función que

indica que la presión depende de la distancia x de una línea de referencia tomada

generalmente desde el borde de ataque principal del objeto. Si podemos determinar la

25

forma de la función, P(x) entonces a través de un proceso de integración se puede

determinar el centro de presión, por ejemplo:

∫∫=

dxxP

dxxxPCp

)(

)( (2.4)

Hay varios problemas importantes a considerar al determinar el centro de

presión para una superficie de sustentación. Pues cambiando el ángulo del ataque, la

presión en cada punto en la superficie de sustentación cambia y por lo tanto, la

localización del centro de la presión cambia también. El movimiento del centro de

presión causó un gran problema a los primeros diseñadores de alas, porque la

cantidad (y a veces la dirección) de movimiento era diferente para diversos diseños.

En general, la variación de presión alrededor de la superficie de sustentación también

imparte un esfuerzo de torsión al ala.

Para resolver algunos de estos problemas del diseño, los ingenieros

aeronáuticos prefieren dividir las fuerzas en el ala en las cargas aerodinámicas,

descritas anteriormente y un momento aerodinámico para explicar el esfuerzo de

torsión. Experimental y analíticamente se demostró que, si la fuerza aerodinámica se

aplica en un punto localizado a 1/4 de la longitud de la cuerda medido desde el borde

de ataque el momento aplicado sobre ese punto es nulo en la mayoría de las

superficies de sustentación de baja velocidad.

El estudio del flujo dentro de la capa límite es muy importante para muchos

problemas en aerodinámica, incluyendo el desarrollo del estudio del ala , la fricción

sobre la piel del objeto, la transferencia de calor que ocurre en vuelo de alta velocidad

y la compresibilidad del flujo a alta velocidad.

26

Un parámetro adimensional muy importante a tomar en cuenta en este estudio

es el Número de Reynolds, el cual determina el cambio de régimen de fluido de

acuerdo a la velocidad.

Re = V * r * l/mu

(2.5)

2.2.9 Proceso del diseño de aeronaves.

El proceso de diseñar una aeronave comienza cuando el diseñador da un nuevo

concepto para una aeronave, para iniciar un proceso de diseño o modificación de una

aeronave, se debe de partir de los requerimientos que satisfagan las condiciones de

una misión deseada para la aeronave, el cliente militar o civil es quien describe las

necesidades de la aeronave.

El diseño es un proceso iterativo como se muestra en la rueda de diseño (ver

Fig. II-6), donde los requerimientos son la prioridad del estudio del tratado, los

conceptos son desarrollados al conocer los requerimientos, frecuentemente el diseño

apunta hacia nuevos conceptos y tecnologías, sin embargo se empieza con un plan

particular que es importante para producir un buen concepto de aeronave.

27

Figura. II-6.- Rueda de diseño Fuente.

Fuente: Daniel, P. Raymer. (1981)

2.2.10 Fases del diseño de aeronaves

El diseño se divide en tres fases diseño conceptual, diseño preliminar, diseño

detallado (ver Fig. II-7):

2.2.10.1 Diseño conceptual

El diseño conceptual es el foco primario de esta investigación, en el diseño

conceptual las preguntas básicas sobre la configuración, las dimensiones, peso y

actuaciones de la aeronave son respondidos por medio de aproximaciones precisas.

DIMENSIONES Y

ESTUDIOS

TRATADOS

REQUERIMIENTOS

CONCEPTOS DE DISEÑO

ANALISIS DEL DISEÑO

28

La primera pregunta realizada es “¿Es posible construir una aeronave con los

requerimientos conocidos?” si no es posible el cliente debe reformular los

requerimientos.

El diseño conceptual es un proceso muy fluido. Nuevas ideas y conceptos

emergen en la investigación del diseño, cada vez el último plan se analiza y se

clasifica según el tamaño, debe ser vuelto a dibujar para reflejar el nuevo peso

máximo, peso de combustible, dimensiones del ala, dimensiones del motor y otros

cambios. Las pruebas en el túnel de viento revelan los problemas del diseño y los

cambios de configuración requeridos.

2.2.10.2 Diseño preliminar

El diseño preliminar se puede describir como el inicio después de que los cambios

mayores se han realizado. Se realizan cambios menores cuando las decisiones acerca

de la configuración están tomadas.

Durante el diseño preliminar los especialistas en las áreas de estructuras, trenes de

aterrizajes, y sistemas de control deben analizar y diseñar su parte en la aeronave.

Luego de iniciadas las pruebas en las áreas de aerodinámicas, propulsión, estructuras

y estabilidad y control se puede construir un boceto físico de la aeronave.

El último objetivo del diseño preliminar es preparar la etapa del diseño detallado,

también llamado desarrollo a “full” escalas finalizando la etapa del diseño preliminar.

29

2.2.10.3 Diseño detallado

La fase del diseño detallado se inicia con la primera pieza a ser fabricada y

diseñada, por ejemplo en el diseño conceptual y preliminar diseñamos el ala y se

analizar las dimensiones y características, en el diseño detallado definimos que tipo

de largueros, costillas, láminas para la piel, remaches, pernos los cuales son

analizados cada uno por separado.

Otro punto importante es la parte del diseño donde se analiza la producción del

diseño, un especialista debe determinar cómo será el proceso de fabricación de la

aeronave detallando desde el más simple ensamblaje hasta el ensamblaje final de toda

la aeronave.

El diseño detallado termina con la fabricación, frecuentemente la fabricación

empieza con las partes que ya han sido diseñadas y culmina con el ensamblaje final

de la aeronave.

Figura. II-7. Partes del diseño.

Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)

DISEÑO CONCPETUAL

DISEÑO PRELIMINAR

DISEÑO DETALLADO

REQUERIMIENTOS

FABRICACION

30

2.2.11 Proceso del diseño conceptual

Partiendo de los requerimientos exigidos por el cliente y empleando los nuevos

conceptos e ideas, nace el boceto inicial que describe el primer paso del diseño

conceptual el cual nos sirve de base para comenzar a estimar las primeras

características de la aeronave.

2.2.11.1 Boceto inicial

El boceto inicial es la descripción conceptual de la configuración de la aeronave

en el cual se representa la configuración escogida para satisfacer los requerimientos

del cliente, en esta representación se describen los detalles de la geometría y la

configuración del ala y empenaje, forma del fuselaje, tren de aterrizaje, ubicación del

motor, sobre una tabla de dibujo donde se presenta en tres vistas, generalmente el

primer boceto se realiza sin escalas numéricas.

2.2.11.2 Cálculos a partir del boceto conceptual y los

requerimientos

Los cálculos de las primeras dimensiones de la aeronaves a partir del concepto y

analizando sus requerimientos y la misión a realizar en primera instancia son

aproximaciones que a medida de que vaya avanzando el desarrollo del diseño se van

a ir optimizando, para arrancar con el desarrollo del diseño debemos estimar los

siguientes parámetros.

31

2.2.12 Estimación inicial del peso de despegue (Wo)

El peso de despegue para cualquier aeronave se encuentra definido por los

parámetros de peso de la tripulación, carga útil o carga de pago, peso del combustible

y el peso vacío de la aeronave, en el caso de aeronaves no tripuladas se puede omitir

el factor de peso de la tripulación ya que no aplica a este tipo de aeronaves por lo

tanto se excluye de la ecuación para el cálculo de peso de despegue.

efcp WWWW ++=0 (2.6)

Como se desconoce el peso de combustible y el peso de vació del avión, se toman

medidas en fracción del peso máximo de despegue.

00

00

0 WW

WW

W

WWW ef

cp

+

+=

(2.7)

−

−

=

00

0

1W

W

W

W

WW

ef

cp

(2.8)

Estimación de la fracción de peso vacío

vsCe KWA

W

W ××= 00

(2.9)

32

Estimación de la fracción de peso vacío vs Wo

A C

Planeadores (sin motor) 0,86 -0,05

Planeadores (con motor) 0,91 -0,05

Homebulit (metal y madera) 1,19 -0,09

Homebulit (materiales compuestos) 0,99 -0,09

Aviación general (monomotor) 2,36 -0,18

Aviación general (bimotor) 1,51 -0,1

Aeronave de agricultura 0,74 -0,03

Aeronave a turbina (bimotor) 0,96 -0,05

Hidroplanos 1,09 -0,05

Jet de entrenamiento 1,59 -0,1

Jet de combate 2,34 -0,13

Aeronaves de carga militar/bombarderos 0,93 -0,07

Jet de transporte 1,02 -0,06

Tabla 1. Estimación de la fracción de peso de vacío. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)

Estimación de la fracción de peso de combustible

−=

00

106.1W

W

W

Wxf (2.9)

13

2

0

1

0

........−

××=i

ix

W

W

W

W

W

W

W

W

(2.10)

33

Fracciones de peso para cada parte de la misión

Fracciones de peso en algunos segmentos de la misión

Wi+1/Wi /Wo

Calentamiento y despegue 0,97

Ascenso 0,985

Aterrizaje 0,995

Tabla 2. Fracciones de peso de algunos segmentos de la misión. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)

En crucero

( )DLV

RC

cr

W

W /

2

3 exp−

=

(2.11)

Donde:

R= Rango

C= Consumo especifico de combustible (SFC), medido en bhp (brake horse

power), libra de combustible por hora a producir 1 hp en el eje de la propela. (1 bhp

= 550 ft-lb/s)

Vcr=Velocidad crucero.

L/D= Relación sustentación-resistencia

34

Hélice: C= Chhp

Típica Chhp y ηp Crucero Maniobras

motor a pistón (paso fijo) 0,4/0,8 0,5/0,7

motor a pistón (paso variable) 0,4/0,8 0,5/0,8

Turboprop 0,5/0,8 0,6/0,8

Tabla 3. Eficiencia de la hélice y consumo especifico. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)

Maniobras (loiter)

( )DL

EC

W

W /

3

4 exp−

=

(2.12)

Donde

E= Autonomía

C= Consumo especifico de combustible (SFC), medido en bhp (brake horse

power), libra de combustible por hora a producir 1 hp en el eje de la propela. (1 bhp

= 550 ft-lb/s)

Vcr=Velocidad crucero

L/D= Relación sustentación-resistencia

2.2.13 Relación empuje-peso

La relación de empuje-peso (T/W) y la carga alar son los factores más

importantes que afectan las actuaciones de la aeronave, la optimización de estos

35

parámetros forma parte de las actividades del diseñó analítico, es esencial estimar una

confiable relación de empuje-peso para obtener un deseado diseño inicial.

La relación empuje-peso afecta directamente las actuaciones de la aeronave

una aeronave con alto T/W puede lograr acelerar rápidamente, ascender más rápido,

alcanzar más velocidad, pero también consume mayor cantidad de combustible en

una misión, el tener una alta relación de empuje-peso aumenta también el peso

máximo bruto de la aeronave, T/W no es una constante, el peso de la aeronave varia

durante el vuelo mientras se consume el combustible, también el empuje varia con la

velocidad y la altura como lo hace los caballos de fuerza y la eficiencia de la hélice.

La relación T/W es relacionada generalmente con los aviones propulsados

por motores a reacción, para los aviones de motores a pistón el término equivalente es

carga de potencia o (power loading) expresada como el peso de la aeronave entre los

caballos de fuerza (hp). Podemos ver en la tabla siguiente las relaciones típicas para

diferentes tipos de aeronave.

Típicas relaciones potencia-peso, hp/Wo

Tipo de aeronave hp/W W/hp

Planeador propulsado 0,04 25

Homebuilt 0,08 12

Aviación general-monomotor 0,07 14

Aviación general-bimotor 0,17 6

Aviones de agricultura 0,09 11

Bimotor Turboprop 0,20 5

Hidroplanos 0,10 10 Tabla 4. Típica relación hp/W. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)

Para hallar el hp/W0 que satisfaga los requerimientos de velocidad máxima según

el tipo de aeronave según la tabla 4

36

Relación potencia-peso, hp/Wo

hp/Wo=A Vmax^c A C

Planeador propulsado 0,043 0

Homebuilt-metal-madera 0,005 0,57

Homebuilt-compuesto 0,004 0,57

Aviación general-monomotor 0,024 0,22

Aviación general-bimotor 0,034 0,32

Aviones de agricultura 0,008 0,5

Bimotor Turboprop 0,012 0,5

Hidroplanos 0,029 0,23 Tabla 5. Relación hp/W.


Mediante la ecuación.

CVAW

hpmax

0

×=

(2.13)

Donde los parámetros A y C son extraídos de la tabla 5

2.2.14 Carga alar

Carga de las alas es el peso del avión dividido por el área de referencia W/Sref,

generalmente este término se refiere a la carga alar de despegue pero puede referirse a

otras condiciones de vuelo. Condiciones las cuales están afectadas por la carga de las

alas:

37

• Velocidad de entrada en pérdida.

• Distancia de despegue y aterrizaje.

• Actuaciones Carga de las alas para:

• Crucero.

• Autonomía.

• Actuaciones de giro (Giro instantáneo y giro mantenido).

• Subida y planeo.

Determina el diseño del coeficiente de sustentación seleccionado (CL), y afecta en

la resistencia (CD) a través del área bañada ( Swett)y la envergadura del ala (b). Afecta

en gran manera al tamaño del avión en despegue, una carga alar reducida es igual a

una ala más grande, pero el aumento del ala puede generar más resistencia que a su

vez genera un mayor peso máximo de despegue. En diferentes configuraciones de

vuelo, la carga de las alas será diferente, por lo que utilizar la estimación de carga de

alas menor para asegurar que se puede generar suficiente sustentación en todas las

configuraciones.

Puede crear problemas si algunas de las situaciones delimitantes (como la

velocidad de entrada en perdida) hacen que las actuaciones se vean afectadas en gran

manera. Buscar soluciones efectivas para solucionar las configuraciones en las que la

carga de las alas sea menor utilizando sistemas de hipersustentadores.

El método de para estimar la carga alar requiere de varias condiciones de vuelo

para asegura que el ala genere suficiente sustentación en todas las circunstancias.

38

• W/S para la velocidad de entrada en pérdida

g

ClV

S

W max2

2

1 ×××=

ρ

(2.14)

• W/S para condición de despegue

×××=W

hpClTOP

S

Wtoσ)(

(2.15)

• W/S para condición de aterrizaje

( )80

maxClSS

S

W al ××−=

σ

(2.16)

• W/S para condición de crucero

ocr CdeAqS

W ××××= π

(2.17)

2.2.15 Selección de perfiles

Un perfil alar es una sección del ala de un avión. En el estudio de los perfiles se

ignora la configuración en proyección horizontal del ala, como así también los efectos

de extremo del ala, flecha, alabeo y otras características de diseño.

1. La línea de cuerda es una línea recta que une el borde de ataque y el borde de

fuga del perfil.

2. La cuerda es la longitud de la línea anterior. Todas las dimensiones de los

perfiles se miden en términos de la cuerda.

3. La línea de curvatura media es la línea media entre el extradós y el intradós.

39

4. Curvatura máxima es la distancia máxima entre la línea de curvatura media y

la línea de cuerda. La posición de la curvatura máxima es importante en la

determinación de las características aerodinámicas de un perfil.

5. Espesor máximo es la distancia máxima entre la superficie superior e inferior

(extradós e intradós). La localización del espesor máximo también es

importante.

6. Radio del borde de ataque es una medida del afilamiento del borde de ataque.

Puede variar desde 0, para perfiles supersónicos afilados, hasta un 2 por 100

(de lacuerda) para perfiles más bien achatados.

Figura II-9.- Parámetros de un perfil.

Fuente, www.oni.escuelas.edu.ar (2007)

Variables geométricas en los perfiles

En la geometría de un perfil existen cuatro variables principales:

40

1- Configuración de la línea de curvatura media. Si esta línea coincide con la

línea de cuerda, el perfil es simétrico. En los perfiles simétricos la superficie

superior e inferior tiene la misma forma y equidistan de la línea de cuerda.

2- Espesor.

3- Localización del espesor máximo.

4- Radio del borde de ataque.

2.2.15.1 Clasificación de los perfiles

La mayor parte del desarrollo de perfiles en los Estados Unidos ha sido realizado

a partir de 1929 por el Comité Nacional de Aeronáutica (NACA), que fue precursor

de la Administración Nacional de la Aeronáutica y del Espacio (NASA). Las

primeras series estudiadas fueron las llamadas “de cuatro dígitos”. El primero de los

dígitos daba la curvatura en porcentaje de la cuerda; el segundo daba la posición de la

curvatura máxima en décimas de la cuerda y los dos últimos dígitos el espesor

máximo en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo, un perfil NACA 2415 tiene la

curvatura máxima del 2 % de la cuerda, situada en el punto del 40 % de la cuerda

(medido desde el borde de ataque) y con un espesor máximo del 15 % de la cuerda.

El perfil NACA 0012 es un perfil simétrico (de curvatura 0) y con un espesor del 12

% de la cuerda.

El desarrollo posterior llevó a las series de cinco dígitos, “series 1”, y, con la

llegada de altas velocidades, los denominados de flujo laminar. Estos corresponden a

las “series 6 y 7” y resultan del desplazamiento hacia atrás del punto de espesor

máximo y la reducción del radio de borde de ataque. De este diseño se obtiene dos

resultados principales. En primer lugar se desplaza hacia atrás el punto de presión

mínima, aumentando con ello la distancia desde el borde de ataque en la que existe

41

flujo laminar y reduciendo la resistencia. En segundo lugar, aumenta el número

crítico de mach, permitiendo incrementar la velocidad del avión sin la aparición de

problemas de compresibilidad. En los perfiles de “serie 6”, el primer dígito indica la

serie y el segundo la posición de presión mínima en décimas de la cuerda. El tercer

dígito representa el coeficiente de sustentación en décimas y los dos últimos dígitos el

espesor en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo el NACA 64-212 es un perfil de la

serie 6 con el punto de presión mínima en el 40 % de la cuerda, un coeficiente de

sustentación de diseño de 0,2 y espesor del 12 % de la cuerda.

Figura I1-10.-Perfiles NACA.

Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)

42

2.2.15.2 Selección del perfil aerodinámico optimo

Un perfil aerodinámico se selecciona para obtener la mayor eficiencia de la

aeronave en crucero y satisfacer las prestaciones requeridas por la aeronave, a la hora

de seleccionar un perfil aerodinámico se toman como consideraciones principales los

coeficientes aerodinámicos como el Cl, Cd y Cm, los cuales determinan el

rendimiento del perfil para diferentes condiciones de vuelo. Para seleccionar un perfil

aerodinámico el coeficiente de sustentación optimo debe ser semejante o mayor al

coeficiente de sustentación de crucero.

Entonces

optimocr

cr ClSq

LCl ≈

×=

(2.18)

Donde

L= Es la fuerza de sustentación de la aeronave, es igual al peso, L=W

S= Es la superficie Alar

qcr= Es la presión dinámica en condiciones de crucero

2.2.16 Geometría del ala

En aeronáutica se denomina ala a un cuerpo de perfil aerodinámico capaz de

generar una diferencia de presiones entre su intradós y extradós al desplazarse por el

aire lo que, a su vez, produce sustentación. Se utiliza en diversas aeronaves.

Los pioneros de la aviación tratando de emular el vuelo de las aves, construyeron

todo tipo de artefactos dotados de alas articuladas que generaban corrientes de aire.

43

Solo cuando se construyeron máquinas con alas fijas que surcaban el aire en

vez de generarlo, fue posible el vuelo de máquinas más pesadas que el aire. Aunque

hay alas de todos los tipos y formas, todas obedecen a los mismos principios

explicados con anterioridad.

Por ser la parte más importante de un aeroplano y por ello quizá la más

estudiada, es posiblemente también la que más terminología emplee para distinguir

las distintas partes de la misma.

Figura II-11.- Características del ala.


Superficie alar: S.- Es la superficie de las alas, incluyendo la parte del ala que pueda

estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no existieran estos

elementos.

Envergadura: b.- Es la distancia de punta a punta del ala.

44

SAbef ×=

(2.19)

Figura II-12.- Flecha del ala


Flecha (sweep) φ.- Es el ángulo que forma la línea del 25% y una perpendicular

al eje longitudinal del avión. Si el ala no tuviera estrechamiento, este ángulo sería el

mismo que el formado por el borde de ataque del ala, y la perpendicular al eje

longitudinal. La flecha puede ser progresiva o regresiva. En los reactores comerciales

modernos oscila entre 30° y 40°. Así el DC-8 tiene 30°, 32° el B-727 y 37,5 el B-747

de flecha regresiva.

45

( )( )

+−+Λ=Λ

λλλ

1

1tantan 4/cLE

(2.20)

Figura II-13.-Cuerda aerodinámica del ala.


Cuerda media aerodinámica (mean aerodinamic chord) - MAC.- Es la que tendría

un ala rectangular (estrechamiento uno) y sin flecha que produjera el mismo

momento y sustentación.

La posición de la cuerda media aerodinámica respecto al eje longitudinal del avión

puede hallarse mediante fórmulas apropiadas o geométricamente. Su posición es de

importancia en cuanto a consideraciones de estabilidad longitudinal.

46

+++××

=λ

λλ1

1

3

2 2

rootCC

(2.21)

+

+×

=λλ

1

21

6

bY

(2.22)

Cuerda media: c.- Normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser

distintos a lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen van

disminuyendo desde el encastre hasta las puntas. Se define cuerda media, como

aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar: c. b = S.

La cuerda a los extremos del ala se define como Ctip que es la punta del ala y la

Croot o cuerda en el encastre

( )λ+×=1

2

efroot b

SC , roottip CC ×= λ

(2.23)

Figura II-14.- Efecto del alargamiento en la sustentación.


47

Alargamiento (aspect ratio): A.- Es la relación entre la envergadura y la cuerda media

c

b

S

bA ==

2

(2.24)

Figura II-15.- Estrechamiento del ala.


Estrechamiento (taper ratio):λ.- Se define por el cociente: Ct / Cr en donde Cr es

la cuerda del perfil en el encastre y Ct es la cuerda del perfil en la punta.

root

tip

C

C=λ

(2.25)

48

Diedro: Es el ángulo formado por la intersección de dos planos (planos

del ala) y tiene influencia en la estabilidad lateral del avión.

Torsión: puede ser geométrica o aerodinámica.

La torsión geométrica consiste en que los ángulos de ataque de cada uno de

los perfiles que componen el ala sean diferentes, dando a la sección de punta un

ángulo de ataque menor que en el encastre. Esta torsión, giro relativo de las cuerdas,

se suele hacer gradualmente desde el encastre a la punta del ala.

La torsión aerodinámica se logra con perfiles diferentes a lo largo del ala, de

forma que el ángulo de sustentación nula varíe para los diferentes perfiles que

componen el ala. En definitiva, el efecto es el mismo que se consigue con la torsión

geométrica. Una forma de lograr la torsión aerodinámica es aumentando las

curvaturas de los perfiles, progresivamente desde el encastre a la punta, de forma que

aumente el valor del Cl máx. (coeficiente de sustentación) en las puntas.

2.2.17 Geometría del empenaje

Existen varios tipos de configuraciones de empenaje como podemos ver en la

figura siguiente, algunos más eficientes en algunos casos que otros, pero todo

depende en el tipo de aeronave que se pretende construir y para el propósito, también

influye el tipo de motores y su ubicación, es muy importante tener en cuenta la

configuración del empenaje para poder obtener una alta eficiencia para las

condiciones de crucero y para evitar la pérdida del control direccional en barrena, así

como también evitar el contacto con la estela turbulenta que es producida por el ala.

49

Figura II-16.- Tipos de empenaje.


El estabilizador horizontal es el principal contribuyente a la estabilidad

longitudinal su diseño se realiza en función al ensamblaje general de la aeronave su

ubicación y forma dependen de su posición relativa respecto al ala, de la forma del

fuselaje y del soplo de la hélice, por otra parte la ubicación vertical influye en el

alargamiento efectivo del estabilizador vertical, sobre su funcionamiento del control

direccional y en consecuencia se determina el factor de amortiguamiento en barrena.

50

La superficie del estabilizador vertical y su brazo se definen en función de la

superficie y envergadura alar, así como la arquitectura del fuselaje. El estabilizador

vertical responde a las necesidades de estabilidad direccional.

Figura II-17.- Método de los coeficientes.


Coeficiente de volumen del estabilizador horizontal

cS

ltStVt

××=

(2.26)

Coeficiente de volumen del estabilizador vertical

bS

lvSvVv

××=

(2.27)

50

Figura 12. Recuperación en barrena. Fuente. Daniel, P. Raymer (1981)

En la figura anterior se muestra como se obstruye el timón de dirección en

situación de entrada en barrena, esta obstrucción se debe evitar colocando el

estabilizador horizontal en la posición donde la estela que se forma entre los 30º y 60º

de la cuerda del estabilizador horizontal, permita que una porción del rudder no esté

obstruida al momento de la barrena.

2.2.18 Tren de aterrizaje

Durante el aterrizaje, el tren debe absorber la energía cinética producida por el

impacto. La cubierta es el primer elemento que absorbe tal impacto, pero no es

suficiente; así el tren de aterrizaje debe poseer un sistema de amortiguación para

poder disminuir el impacto.

52

La velocidad de descenso de un avión en el aterrizaje, en el momento de

impacto con el suelo, es decisiva para la absorción de trabajo de los amortiguadores.

La expresión “energía de descenso” se emplea frecuentemente y es la energía

cinética arbitrariamente asociada con la velocidad vertical. El sistema debe absorber

la energía cinética, equivalente a la caída libre del peso del avión desde 80 cmts. de

altura.

El peso total del avión, su distribución sobre las ruedas principales y la proa ó

popa, la velocidad vertical de aterrizaje, la cantidad de unidades de ruedas, las

dimensiones y presión de las cubiertas y otros, son los factores que influyen sobre la

amortiguación del choque y ésta debe ser tal que la estructura del avión no esté

expuesta a fuerzas excesivas.

Clasificación:

Los trenes de aterrizaje de los aviones pueden ser clasificados en:

1) Trenes fijos.

2) Trenes retractiles.

Los trenes fijos son los que, durante el vuelo se encuentran permanentemente

expuestos a la corriente de aire. Se usan solamente en aviones pequeños, de baja

velocidad donde el aumento de peso por agregado de un sistema de retracción influirá

desfavorablemente sobre el peso total y la ganancia en velocidad no mejoraría mucho

las actuaciones.

Disposición del tren de aterrizaje

Existen dos disposiciones de tren de aterrizaje a saber:

53

1) Tren Convencional

2) Tren Triciclo

A su vez existen variantes a los dos anteriores que puede ser denominado como

tren multiciclo o biciclo.

El tren Convencional: está constituido por dos montantes de aterrizaje debajo del

ala o del fuselaje a la altura del ala y una rueda o patín de cola.

Este tipo de tren de aterrizaje posee varios inconvenientes que son:

1) No permite buena visibilidad del piloto.

2) Para decolar o despegar el empenaje tiene que producir una cierta

sustentación para que el avión quede en posición horizontal o sea la rueda de

cola en el aire.

3) Cuando el avión aterriza se puede correr el riesgo que un mal frenado puede

hacer capotar o darse vuelta. Entonces cuando aterriza lo hace en dos puntos o

sea que tocan los dos montantes delanteros.

El sistema de dirección se realiza por medio del patín de cola comandado por

cables o también se puede lograr el cambio de dirección aplicando el freno en uno de

los montantes principales y dándole potencia en el caso del bimotor al motor opuesto

que se aplicó el freno.

54

Figura II-19.- Tren convencional.


El tren Triciclo: está constituido por dos montantes principales debajo del ala o

del fuselaje y un montante en la nariz del avión. El montante de nariz posee un

dispositivo de dirección.

En realidad todos los aviones son triciclos, pero ésta denominación se ha

generalizado para los que llevan la tercera rueda en la proa.

El tren triciclo tiene la misma misión que el tren convencional, pero,

simplifica la técnica del aterrizaje y permite posar el avión en tierra en posición

horizontal, eliminando el peligro del capotaje, aún cuando se apliquen los frenos

durante el aterrizaje.

55

La estabilidad que proporciona el tren triciclo en el aterrizaje con viento de

cola o viento cruzado, gracias a la posición del centro de gravedad (c.g.), delante de

las ruedas principales, y el recorrido en línea recta en el aterrizaje y decolaje, son las

ventajas más importantes. Esta condición es de especial importancia para los aviones

que deben aterrizar o decolar en pistas pequeñas, con viento de costado.

Figura II-20.- Tren triciclo .


2.2.18.1 Sistemas de amortiguación

El sistema de amortiguación más elemental, está constituido por el conjunto

de cordones elásticos llamados comúnmente SANDOW o SPRING (monomotores

pequeños).

El movimiento de las patas de tren hace estirar este elástico produciéndose el

efecto de amortiguación.

56

Figura II-21.- Tren fijo tipo resorte . Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)

En la Figura II-21 se muestra un tren tipo “Spring”(Resorte) en la tres condiciones

de trabajo. La siguiente figura muestra la sujeción del tren tipo resorte al fuselaje.

Figura II-22.- Unión del tren al fuselaje. Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)

57

Figura II-23.- Estructura del tren tipo resorte. Fuente. www.oni.escuelas.edu.ar (2007)

Existen sistemas de amortiguación como los usados actualmente, constituidos por

un cilindro donde juega un pistón cargado a resorte para acompañar el retorno del

mismo, y de una mezcla de aire comprimido y líquido hidráulico para evitar los

bruscos movimientos.

2.2.19 Teoría de Prandtl.

La teoría de Prandtl indica que el ala se puede modelar como un filamento de

vórtices ubicados en la línea de cuarto de cuerda; ésta es la línea que se obtiene

uniendo los puntos que se hallan con respecto al borde de ataque a una distancia igual

a la cuarta parte de la distancia que hay entre este y el borde de fuga, siendo esta

distancia medida para un valor fijo de coordenada (y), como se ilustra a continuación

en la Fig. II-24.

58

Figura II-24. Teoría de Prandtl.

Fuente www.cvlmallorca.com,(2007)

Girando en un sentido tal que en la parte superior del ala la velocidad tangencial

producida por el vórtice tenga la misma dirección que la velocidad del viento V, y en

la parte inferior del ala tengan direcciones opuestas, causando así mediante una

diferencia de presiones dinámicas, que se genere una fuerza de sustentación L, que es

la que permite que el cuerpo en cuestión vuele. Pero además, existe una componente

de la fuerza total que actúa a lo largo del ala (es decir en sentido paralelo a la

dirección de la velocidad del viento), llamada fuerza de arrastre (D), que es una

fuerza que se opone al movimiento del cuerpo. (Observar la Fig.II-25 ).

Figura II-25.- Fuerzas que actúan en un perfil alar.

Fuente www.cvlmallorca.com,(2007)

59

La fuerza de sustentación y la de arrastre se relacionan con la presión dinámica

respectivamente mediante los coeficientes adimensionales de sustentación (Cl) y de

arrastre (Cd) dando lugar a las siguientes ecuaciones:

2

2 ClAVL

×××= ρ

(2.28)

2

2 CdAVD

×××= ρ

(2.29)

En donde A en el caso de alas es el área proyectada como si fuera vista desde la

parte inferior o desde la parte superior de esta, r es la densidad del fluido en el que se

mueve es cuerpo, y los otros parámetros, los mencionados anteriormente.

Lo que se necesita hallar para poder solucionar estas ecuaciones son los

coeficientes de sustentación y arrastre. Por medio de la teoría para alas finitas de

Lanchester - Prandtl, y en el hecho de la existencia de otro tipo de vórtices llamados

vórtices de herradura (descubiertos por Lanchester) que se producen en los extremos

del ala debido a la diferencia de presiones entre la parte inferior y superior del ala,

induciendo una velocidad perpendicular con respecto a la velocidad del viento y

dirigida hacia abajo, lo cual hace que el ángulo de ataque (ángulo formado entre la

línea de cuerda y la dirección del viento) sea reducido y por ende, la fuerza de arrastre

aumente.

2.2.20 Estabilidad y control

Ejes de un aeroplano

Siempre que una aeronave cambie su actitud o posición durante el vuelo, esta

rotara sobre uno o mas de sus tres ejes. Los cuales son considerados ejes imaginarios

60

que atraviesan la aeronave por su centro de gravedad, estos ejes imaginarios se

interceptan en el centro de gravedad de la aeronave y cada uno forma un angulo de

90° con respecto a los otros ejes. A continuación se presenta una figura que

representa los ejes de la aeronave:

Figura II-26.- Ejes de la aeronave.

Fuente: FAA Aeronautical Knowledge, (2003)

Estabilidad

Es la inherente cualidad de un aeroplano que se encuentra en equilibrio de

retornar a su posición después de ser afectado por una perturbación.

Maniobrabilidad

Es la cualidad de un aeroplano de alterar su posición de equilibrio.

Eje Lateral

Cabeceo

Eje Vertical Eje Longitudinal

Guiñada Alabeo

61

Controlabilidad

Es la capacidad que tiene un aeroplano para responder a los controles del

piloto especialmente con rigor para un patrón de vuelo y actitud.

Equilibrio

Es cuando todas las fuerzas que actúan sobre una aeronave actúan para que la

aeronave permanezca en la misma posición.

Estabilidad estática

Es la tendencia inicial que presenta el aeroplano después de que su equilibrio

fue alterado.

Estabilidad estática positiva

Es la tendencia inicial del aeroplano para retornar a su estado original después

de que su estado de equilibrio ha sido perturbado.

Estabilidad estática negativa

Es la tendencia inicial del aeroplano para continuar después de que su estado

de equilibrio ha sido perturbado.

Estabilidad estática neutral

Es la tendencia de la aeronave para comenzar una nueva condición después

de que su estado de equilibrio ha sido perturbado.

62

Figura II-27. Tipos de estabilidad

(Fuente: FAA Aeronautical Knwoledge. 2003)

CAPÍTULO III

MARCO METODOLOGICO

Para la realización de este proyecto se considero la aplicación de una

metodología aceptada a nivel internacional que permita cumplir con los objetivos

propuestos de una manera lógica y ordenada y, la estructuración de los aspectos

metodológicos atendiendo a los requerimientos básicos de este diseño a saber: tipo de

estudio que se desarrolla, el método de investigación a ser utilizado, el área de

investigación y las técnicas e instrumentos de recolección de datos.

3.1 Tipo de Estudio

Éste trabajo contempla la elaboración de los lineamientos que proporcionaran

una herramienta fundamental en la realización de los informes técnicos bajo las

normativas de la organización SAE Aerodesign y nace de la necesidad de solucionar

en gran parte el problema que involucra la falta de información y de metodologías

que apliquen en el caso de diseñar dicho tipo de aeronaves, lo cual resulta en un

beneficio directo para el país, la universidad y los estudiantes que conformen los

equipos que van a representar en futuras competencias, ya que se crea una

herramienta basada en estudios teóricos, experimentales y resultados obtenidos en

proyectos anteriores, para ello, es necesario contemplar una

64

investigación de campo que se adapta a los requerimientos del diseño a realizar. La

investigación de campo definida según el manual emitido por la U.P.E.L de trabajos

de grado de especialización, maestría y tesis doctorales (1998:7) “….El análisis

sistemático del problemas en la realidad, con el propósito bien se de describirlos,

interpretarlos, entender su naturaleza y factores constituyentes, explicar sus causas y

efectos, o predecir su ocurrencia, haciendo uso de métodos característicos de

cualquiera de los paradigmas o enfoques de investigación conocidos en el

desarrollo.…”.

Además, este estudio es encaminado bajo la modalidad de proyecto factible

porque este proyecto se dio a la necesidad de buscar una alternativa favorable a la

disminución de los recursos antes planteados. El proyecto factible definido según el

manual emitido por la U.P.E.L de trabajos de grado de especialización y maestría y

tesis doctorales (1998:7) “…consiste en la investigación, elaboración y desarrollo de

una propuesta de un modelo operativo viable para solucionar problemas,

requerimientos o necesidades de organizaciones o grupos sociales…”. Y presenta

una breve revisión documental.

65

3.2 Método de Investigación

Este proyecto atiende a un procedimiento riguroso formulado de

manera lógica y sistemática para lograr la obtención, organización y exposición de

resultados como de conocimientos en su aspecto teórico. Primeramente se realiza un

constante análisis respectivo de los cálculos y resultados obtenidos para evitar en lo

posible, cometer errores que afectase a otro objetivo específico contemplado. El

método de investigación empleado en algunas partes del diseño, es el comparativo y

el de análisis; el primero es por el hecho de que se comparan los datos obtenidos con

los de otros informes similares y determinar si la metodología es exitosa en el diseño

de este tipo de aeronaves. El segundo es por identificar los factores y efectos que

intervienen en el diseño de los informes para determinar la relación existente entre los

cambios de diseño y sus consecuencias. El método de análisis es definido según

Méndez C (1992:97) “Proceso de conocimiento que se inicia por la identificación de

cada una de las partes que caracterizan una realidad. De esa forma se establece la

relación causa-efecto entre los elementos que componen el objeto de la

investigación”.

66

3.3 Técnicas e instrumentos de recolección de datos

La revisión bibliográfica es realizada en las primeras etapas del

proyecto, mediante fuentes secundarias como libros, trabajos de investigación,

manuales, artículos en revistas de aeronáutica que proporcionen información relativa

de diseño de aeronaves no tripuladas.

Además se utilizo la observación directa, con la finalidad de obtener

parámetros bases para determinar la estructura lógica que se presentara en el manual.

3.4 Fases de la Investigación

Para el cumplimiento de los objetivos enmarcados en este trabajo se

establecieron distintas etapas hasta su culminación satisfactoria:

1. Recopilación de información: En esta etapa se recolecta la mayor

cantidad de informes técnicos realizados por equipos universitarios para las distintas

competencias SAE Aerodesign en la clase regular.

2. Elaboración de la base de datos: Se recopilo información acerca de la

relación de carga de pago con peso en vacio de aeronaves que habían participado en

competencias anteriores con la finalidad de tener información concerniente para la

estimación de peso estructural de la aeronave.

67

3. Elaboración de las herramientas computacionales: Con la finalidad de

facilitar el trabajo a futuros equipos el investigador diseño una cierta cantidad de

hojas de cálculo para la determinación de parámetros referentes a la aeronave a

diseñar.

4. Elaboración del trabajo final.

CAPÍTULO IV

ANALISIS DE LOS RESULTADOS 3 Jnll 4 jvbjb

4.1 Recolección e interpretación de datos

4.1.1 Sistema evaluativo

Las competencias SAE Aerodesign en todas sus modalidades están divididas

en tres etapas las cuales son:

Presentación del informe técnico.

Presentación oral.

Competencia de vuelos.

4.1.1.1 Presentación del informe técnico

En esta primera etapa los equipos tras haber culminado su proceso de

inscripción tienen un margen de aproximadamente tres meses para el envío del

informe técnico la fecha última para el envió la estipula la competencia en el

69

reglamento respectivo, el informe está regido por una serie de parámetros definidos

en el reglamento como lo son:

Formato de página: Cada competencia estipula el formato en su reglamento

correspondiente por ejemplo: En Brasil 2008 el formato era DIN A4, doble espacio,

con letra Times New Roman, tamaño 12, con márgenes inferior, superior, derecha:

1.25 cm e izquierda 2.5 cm, espaciado normal.

Número de páginas: Cada competencia establece un número máximo de

páginas por ejemplo: En Brasil 2008 el número máximo de páginas permitido era de

35 hojas y solo se excluía la portada.

4.1.1.2 Presentación Oral

Esta etapa consiste en que los equipos deben realizar una presentación con

un tiempo establecido donde deben mostrar ante un jurado evaluador su proyecto (en

esta etapa se debe mostrar el avión completo en la exposición).

4.1.1.3 Competencia de vuelos

Es la etapa final y consiste en que los equipos deben volar sus aviones

en un aeródromo habilitado para tal fin y deben cumplir una misión establecida en el

reglamento como lo son levantar la carga según el grafico de predicción de carga util,

despegar y aterrizar en una longitud determinada.

70

4.1.2 Parámetros de evaluación del informe técnico

Los aspectos generales a evaluar por los jueces en el informe técnico

son los siguientes:

- Aerodinámica

- Estabilidad y control

- Desempeño

- Estructuras

- Proyecto

En cada uno de los aspectos se pueden encontrar ciertos puntos de

interés entre los cuales tenemos:

- Aerodinámica

Estudio aerodinámico del ala, estudio aerodinámico del empenaje,

estudio aerodinámico del fuselaje.

- Estabilidad y control

Estabilidad longitudinal con mando fijo y libre, estabilidad lateral

con mando fijo y libre, Control.

- Desempeño

Diagrama de ráfaga y maniobra, Actuaciones, Carrera de despegue y

aterrizaje.

- Estructuras

Se evalúa el análisis estructural en general.

71

- Proyecto

Se evalúa el desarrollo del proyecto, la metodología, presentación,

organización, análisis, procesos, es de forma general una evaluación de lo presentado

en el proyecto de forma general.

Cada aspecto antes mencionado tiene un valor en la puntuación general el

mismo puede variar a criterio de la competencia pero conservando el mismo esquema

a partir del 2007 la puntuación ha sido la siguiente:

Proyecto: 40 puntos (30 + 10 de planos).

Estructuras: 35 puntos (30 + 5 de planos).

Aerodinámica: 30 puntos.

Desempeño: 30 puntos.

Estabilidad y control: 30 puntos.

Para un total de 165 puntos máximos que tiene de ponderación el informe

técnico.

4.1.3 Tabla de resultados

Basado en los resultados presentados en las competencias del 2007 y 2008 e

informes suministrados por distintos equipos al investigador se seleccionaron 10

equipos diferentes y se desarrollo una tabla con los resultados obtenidos de cada uno

de ellos en cada uno de los puntos en los que se basa la evaluación de los informes

estudiados anteriormente, no se seleccionaron equipos que participaran en el 2006 ni

72

anteriores dado que la ponderación de cada punto del informe cambio a partir del

2007.

Equipo Puntuación

Aerodinámica Estabilidad Desempeño Estructuras Proyecto Total

Car-Kara

New 16,35 12,72 13,7 22,72 23,9 89,38

Tupan 14,34 4,42 15,5 13,39 26,94 74,57

Ceu-Azul 21,31 23 26,5 20,08 33,41 124,29

Oraccuz 16,03 4 17 11,06 13,65 61,74

Orinokia II 14,85 9,95 15,5 15,48 16,16 71,94

Car-Kara

New 2008 19,41 10,08 26,5 25,22 19,6 100,81

Aerotech 8,97 12,65 23 11,08 19,6 75,3

Reg52 15,74 8,77 20,5 6,85 13,96 65,81

Cari I 11,62 6,35 13,8 14,63 20,16 66,56

Cari II 14,76 9,59 23,5 11,09 13,48 72,42

Idea 17,79 10,3 14,5 19,67 22,32 84,58

Tabla IV.1 Puntuaciones

(Fuente: Resultados SAE Aerodesign Brasil 2007 y 2008).

A partir de la cual se obtuvieron los siguientes resultados:

Tabla IV.2 Cálculo del límite superior (Fuente: Ecuación 4.2).

Desviación Estándar (σ) 3,40 5,15 5,05 5,69 6,18 18,41

Promedio (x) 15,56 10,17 19,09 15,57 20,29 80,67

Límite superior (x+σ) 18,96 15,32 24,14 21,26 26,47 99,08

Donde el límite superior se determino como la sumatoria del promedio y

la desviación estándar.

4.2 Gráficos de puntuaciones

Se tomaron las puntuaciones en cada reglón de la tabla IV.1 y se

los siguientes gráficos para una mejor interpretación de los datos:

0

20

40

60

80

100

120

140


la desviación estándar.

Gráficos de puntuaciones

Se tomaron las puntuaciones en cada reglón de la tabla IV.1 y se

los siguientes gráficos para una mejor interpretación de los datos:

Grafico IV.1 Puntuación Total. (Fuente: El autor).

Puntuacion

Proyecto

Puntuacion

Estructuras

Puntuacion

Desempeño

Puntuacion

Estabilidad

Puntuacion

Aerodinamica

73


Se tomaron las puntuaciones en cada reglón de la tabla IV.1 y se generaron

Puntuacion

Proyecto

Puntuacion

Estructuras

Puntuacion

Desempeño

Puntuacion

Estabilidad

Puntuacion

Aerodinamica

0

5

10

15

20

25

0

5

10

15

20

25

30

Grafico IV.2. Aerodinámica. (Fuente: El autor).

Grafico IV.3. Desempeño. (Fuente: El autor).

Aerodinamica

Desempeño

74

Aerodinamica

Desempeño

0

5

10

15

20

25

0

5

10

15

20

25

30

35

Grafico IV.4 Estabilidad. (Fuente: El autor).

Grafico IV.5. Proyecto. (Fuente: El autor).

Estabilidad

Proyecto

75

Estabilidad

Puntuacion

Proyecto

Al analizar los resultados mostrados en la tabla IV.1 y la determinación del

límite superior tal como se

IV.2, IV.3, IV.4, IV.5, de donde se puede estudiar el comportamiento de los equipos

en lo referente a los informes técnicos presentados, se estudio cada punto de

evaluación de la competencia así como

ningún equipo perteneciente a la UNEFA supero el límite superior y solo dos de los

diez que se seleccionaron para su estudio lo superan siendo los dos equipos

pertenecientes a universidades brasileras.

Del estudio antes mencionado se logro determinar que los equipos de la

UNEFA presentan mayor deficiencia en los pu

0

5

10

15

20

25

30

Grafico IV.5. Estructuras. (Fuente: El autor).

los resultados mostrados en la tabla IV.1 y la determinación del

límite superior tal como se muestra en la tabla IV.2 se generaron los gráficos IV.1,



evaluación de la competencia así como el de la puntuación total y se encontró que



pertenecientes a universidades brasileras.

dio antes mencionado se logro determinar que los equipos de la

UNEFA presentan mayor deficiencia en los puntos referentes a estabilidad,

Estructuras

76

los resultados mostrados en la tabla IV.1 y la determinación del

muestra en la tabla IV.2 se generaron los gráficos IV.1,



el de la puntuación total y se encontró que



dio antes mencionado se logro determinar que los equipos de la

ntos referentes a estabilidad, control y

Estructuras

77

estructuras, mientras que en desempeño y en proyecto se muestran mejores

resultados, basado en esto el investigador hará más detalle al momento de redactar

estos dos puntos.

A partir del estudio realizado se seleccionaron para analizar en detalle con el

fin de conocer su estructura los informes técnicos de los equipos que superaron el

límite superior con el fin de obtener datos sobre los lineamientos, teorías,

metodología, organización. Estos equipos son:

Car-Kara New

Ceu Azul

Basado en los gráficos mostrados anteriormente referentes a las puntuaciones

obtenidas por los equipos en cada punto se pudo observar que los equipos con mayor

puntuación y que superan el límite superior son:

Proyecto:

Para este aspecto la mayor puntuación fue presentada por el equipo Ceu Azul

pero tras la revisión del informe técnico del equipo Tupan se determino que hace un

estudio de proyecto que el autor considera que se debe analizar y como el equipo

Equipo Puntuación

Aerodinámica Estabilidad Desempeño Estructuras Proyecto Total

Ceu-Azul 21,31 23 26,5 20,08 33,41 124,29

Car-Kara New 2008 19,41 10,08 26,5 25,22 19,6 100,81

78

tupan en este aspecto la puntuación obtenida fue mayor al límite superior se

selecciona junto al equipo Ceu Azul para su estudio.

4.3 Análisis de los informes técnicos

A continuación se presenta el estudio en cada punto de los informes de los

equipos seleccionados:

4.3.1 Análisis Aerodinámico

El equipo Ceu Azul comienza este análisis con la escogencia del perfil donde

tras un estudio basado en los perfiles más usados en las competencias Aerodesign y

un estudio comparativo entre los perfiles disponibles en la librería de perfiles del

software Profili seleccionan el perfil basados en criterios como Cl máx., Cd min., tipo

de entrada en perdida, Cl/Cd, facilidad de construcción, espesor.

En el segundo paso se realiza la escogencia y verificación de la geometría del

ala donde determinan sus dimensiones y características aerodinámicas, se realiza el

cálculo del numero de Reynolds a lo largo del ala, a través de un software calculan

los coeficientes característicos del ala, usando la aproximación de Schrenk, para Cl =

1 se estima la distribución de sustentación, se determina el ángulo de downwash en el

empenaje usando NACA Report 648, determinan el rendimiento aerodinámico del

empenaje

En el tercer paso presenta las curvas polares del avión considerando las varias

condiciones de vuelo durante la misión, se determina la resistencia del ala y del perfil

79

considerando la resistencia inducida, cálculo de la resistencia parasita, estimación del

coeficiente de Oswald del ala y del avión para culminar con la determinación de la

curva polar de resistencia del avión

4.3.2 Desempeño

Equipo Ceu Azul lo realiza de la siguiente manera:

Proceso de selección de la hélice usando el software: “JavaProp” y

“Propeller Selector” a través de los cuales primero establecen los criterios para el

diseño de la hélice y de la pala por sección, simulan las características de la hélice y

se hace una estimación del empuje estático.

Determinación de las curvas de potencia para lo cual grafican las curvas

de potencia disponible vs potencia necesaria las cuales se calculan para el nivel del

mar para 500 m y 1000 m de altitud, determinan la velocidad de nunca exceder VH

para los tres casos, se hace una validación de la capacidad de carga del avión, cálculo

del valor optimo de Cl para mínima resistencia durante la aceleración.

Equipo Car-Kara New 2008 Comienza con un estudio comparativo entre los

dos motores permitidos por la competencia y el proceso de selección del motor así

como el criterio utilizado para tal caso donde se realiza un estudio experimental así

como se toman en cuenta criterios como confiabilidad y peso del motor, presenta de

80

igual manera el proceso de selección de la hélice el cual lo realiza por un estudio

experimental, presenta el proceso de selección del tanque de combustible basándose

en el volumen de espacio disponible para el tanque, sus dimensiones, y capacidad

necesaria para cumplir la misión con seguridad.

Tras el análisis comparativo entre los dos informes técnicos de los equipos

seleccionados se puede establecer que el equipo Ceu Azul hizo énfasis en el estudio

de las curvas de potencia y el proceso de selección de la hélice teóricamente mientras

que el equipo Car-Kara New 2008 hizo más énfasis en la selección del motor, hélice

y tanque de combustible de forma experimental e hizo un resumen explicando los

criterios adoptados para el cálculo de la potencia necesaria y disponible sin presentar

gráficos, el autor considera que dentro del marco evaluativo de la competencia ambos

equipos tuvieron alta ponderación en este punto pero la fusión de los dos aspectos

marcaria una mejora significativa dado que el resultado obtenido por Car-Kara New

2008 mostro que los estudios experimentales son altamente considerados en la

evaluación del proyecto.

4.3.3 Estabilidad y control

En el estudio de estabilidad y control el equipo Ceu Azul presenta el

siguiente esquema: realiza un cuadro resumen de las características aerodinámicas de

la aeronave, define las diferentes condiciones de operación del avión durante la

misión, usando distintos valores de carga de pago, para cada una de las operaciones

calcular el centro de gravedad, y el coeficiente de sustentación en el empenaje,

81

verifica el desempeño del perfil del empenaje y los valores de coeficiente de

sustentación calculados en el análisis aerodinámico, se determina el punto neutro y el

margen de estabilidad para cada una de las condiciones de vuelo, calcula el valor de

la pendiente de la curva de momento del avión (Cmα) y la pendiente de la curva de

sustentación (Clα) del avión, calcula para las varias condiciones de vuelo el

comportamiento del avión, usando “PITCH STABILITY ESTIMATOR” obteniendo

la información de equilibrio, posición de punto neutro y margen de estabilidad,

frecuencias de amortiguación para los dos modos dinámicos y otros datos juzgados

relevantes para el proyecto.

4.3.4 Estructuras

En el estudio estructural el equipo Car-Kara New basado en las normas

CS-VLA (Very light aeroplens) se determinan las velocidades necesarias para la

elaboración del diagrama V-n, se calculan los factores de carga limite, se realiza un

estudio estructural del ala usando las normas FAR PART 25.337 donde se generan

los diagramas de esfuerzo flector, cortante y torsor, para el estudio del larguero

principal del ala a los distintos esfuerzos basado en las teorías de resistencia de

materiales, determinación de los esfuerzos principales sobre el larguero principal del

ala, diseño del botalón de cola, diseño estructural del fuselaje, diseño estructural del

empenaje.

82

Basado en el análisis del estudio estructural el equipo presenta en resumen

un diseño detallado teórico de la estructura del avión en cada una de sus partes

haciendo énfasis en el ala lo cual el autor considera le proporciono una buena

ponderación en este punto pero considera que complementar el estudio con resultados

de análisis experimentales le proporcionaría un aumento en la ponderación.

4.3.5 Proyecto

5. K nkfk

En este punto se tomaron en cuenta los procedimientos presentados por

dos equipos Tupan y Ceu Azul.

El equipo Tupan presenta un trabajo amplio basado en teorías y programas

gerenciales donde plantea en el informe la metodología usada, la organización del

equipo, el proceso organizacional del proyecto desde su origen hasta su desarrollo y

culminación, trabaja bajo la metodología de Six-Sigma que define el proceso como

definir-medir-analizar-diseñar-validar, también se apoya en el uso de herramientas

como QFD, por sus siglas en ingles ( Quality function deployment), FMEA: por sus

siglas en ingles ( Failure Modes and Effects Analisys), elaboración de un diagrama

jerárquico en función de el proceso Six- Sigma, elaboración del calendario de

actividades, definición de las responsabilidades de los miembros del equipo, procesos

de construcción, análisis de costos, análisis de riesgos aplicaciones del proyecto,

factor humano.

83

El equipo Ceu Azul comienzo por establecer el concepto del proyecto y

sus requisitos, abrir los libros de proyecto y de gerencia donde el libro de proyecto es

donde se lleva el registro de todo el desarrollo del proyecto desde su fase de diseño

hasta el producto terminado y el libro de gerencia es donde se lleva registro de toda la

logística del proyecto así como información de y para los patrocinantes, imágenes del

proceso, cronogramas de actividades entre otros, definen el organigrama jerárquico,

prepara un cronograma de actividades, matriz de responsabilidades( recursos

humanos), matriz de recursos, organización, realiza el diseño conceptual de la

aeronave presentando en bosquejo el diseño y una tabla de especificaciones, presenta

una estimación de peso en vacio basado en el peso estimado de cada pieza del avión,

determinación del centro de gravedad y momentos de inercia de masa en los tres ejes

X,Y y Z.

Basado en el análisis de este punto el autor considera que el equipo Tupan

a pesar de adoptar políticas de gerencia de proyectos, herramientas de procesos y una

definición del desarrollo del proyecto bastante amplia en comparación con el equipo

Ceu Azul que presento los mismos aspectos pero desde un punto de vista diferente ya

que fue mas resumido con el fin de presentar mas información técnica sobre el

concepto del diseño de su aeronave.

La fusión de estos dos métodos de trabajo presentaría un proyecto claro e

interesante desde el punto de vista gerencial a la vez que desde el punto de vista

técnico ya que tendría un balance en ambos aspectos lo que representaría según el

criterio del autor una mejora en la puntuación.

CAPÍTULO V

LA PROPUESTA

5.1 Estructura general de un proyecto SAE Aerodesign

Los proyectos SAE Aerodesign se estructuran de tal manera que una persona

con conocimientos generales de aviación como por ejemplo un piloto o un

inversionista sea capaz de interpretar lo que se muestra en el informe técnico. Esto en

esencia significa que el equipo debe presentar en el informe una estructura lógica que

permita la fácil interpretación de la información contenida en el informe sin dejar de

mostrar los criterios, las teorías, metodologías, estudios experimentales aplicados

para el diseño de la aeronave.

Para mostrar al lector se prepara un esquema de la estructura que se debe

usar para la elaboración del informe:

Figura V

Diseño Preliminar

Analisis Aerodinamico

Desempeño

Estabilidad y control

Analisis Estructural

Diseño Conceptual

Figura V-1. Estructura del informe técnico.

Fuente: El Autor.

Resumen

Diseño Detallado

Ensayos Practicos

Estudios Experimentales

Pruebas de vuelo

Anexos

Grafico de prediccion de carga util

Planos

Diseño Conceptual

85

1. Estructura del informe técnico.

Grafico de prediccion

Proyecto

Analisis de costos

Analisis de riesgo

Factibilidad

Construccion

Aplicaciones

86

5.2 Organización del equipo

Un proyecto de ingeniería de cualquier índole comienza a partir del momento

en el que se establece una necesidad, en el caso del diseño de una aeronave existen

diversas necesidades, las cuales entre otras podrían ser: transporte de pasajeros,

transporte de carga, acrobáticos, fumigación, vigilancia, combate, así como una gran

infinidad de aplicaciones mas, para el caso particular de las competencias SAE

Aerodesign la principal necesidad es la del transporte de carga.

En los proyectos SAE Aerodesign se ponen a prueba una infinidad de

capacidades del equipo participante, la primera de ellas es la de conformar un equipo

de trabajo pro-activo, con criterio, comunicación, velocidad de respuesta, con las

responsabilidades, obligaciones, deberes y derechos de cada participante bien

definidos, este el paso numero 1 de un buen proyecto.

Para lograr un equipo de trabajo eficiente este se debe conformar bajo una

serie de criterios o políticas de trabajo como lo son:

- Trabajar bajo el concepto de trabajo en equipo y de calidad total.

- Desarrollar las reglas internas dentro del equipo.

- Desarrollar un diagrama organizacional del equipo.

- Definir las funciones de cada miembro del equipo.

- Definir las etapas del proyecto.

- Construir un cronograma de actividades.

CAPITAN

DEPARTAMENTO DE ADMINISTRACION Y

LOGISTICA

DEPARTMENTO DE SOPORTE TECNICO

DEPARTMENTO DE DISEÑO

DEPARTAMENTO DE CONSTRUCCION

PROFESOR ASESOR

87

El requerimiento mínimo para el diagrama organizacional es el siguiente:

Figura V-2: Diagrama Organizacional Fuente: El Autor.

Es importante que la organización del equipo así como el diseño la

planificación y la ejecución del proyecto se hagan usando metodologías como la de

Six Sigma que enfoca el desarrollo del proyecto bajo el esquema DMADV (Definir,

Medir, Analizar, Diseñar, Validar), Six Sigma es una metodología mundialmente

conocida por su eficacia en traducir los requisitos del cliente en datos medibles,

optimizando procesos, servicios y productos, y por conseguir ganancias millonarias

en diversas empresas que la aplican entre ellas Motorola, Samsung y General

Electric, además Six Sigma aplica ampliamente el tipo de proceso que se maneja en

un proyecto SAE Aerodesign. También es recomendable el uso de conceptos de

“Proyect Management Body of Knowledge” (PMBOK), que reúne las mejores

prácticas y técnicas de los mejores profesionales del mundo en materia de gerencia de

proyectos publicado por la “Proyect Management Institute” (PMI) dentro de las

88

practicas que incluye el método están las de control de la organización, gestión de

personal, gestión de tiempo, estimación de recursos. Es conveniente el uso de las dos

metodologías dado que Six Sigma es una metodología de ejecución y PMBoK es una

metodología de soporte lo que las hace compatibles.

También se propone el uso de herramientas como “Quality Function

Deployment” (QFD) y “Failure Mode and Effects Analisys” (FMEA). La aplicación

de lo antes mencionado es lo más apropiado para el desarrollo de proyectos donde el

producto no ha sido estudiado siendo necesaria la creación del producto desde su

forma conceptual.

5.3 Diseño conceptual

Para realizar esta etapa todos los miembros en conjunto deben participar de

forma simultánea para poder definir claramente cuál será el nombre del proyecto,

nombre del equipo y cuáles serán las características básicas de cómo va a ser la

aeronave, existen en la actualidad una gran variedad de configuraciones o tipos de

aviones, tomando en cuenta la influencia de la forma y posición de los elementos de

la aeronave en la estabilidad, actuaciones, aerodinámica, eficiencia estructural y

ergonomía entre otros, a la par de la exigencias del reglamento de la competencia en

cuanto a las restricciones geométricas.

89

En el Capítulo II (ver 2.2.11) de esta investigación se presentan algunos

aspectos a tomar en cuenta para la realización del diseño conceptual en cuanto a la

definición de forma del ala y empenaje. El diseño conceptual consta de tres etapas,

que son: Especificaciones de la misión, realización de boceto general, estimación del

peso en vacio y carga de pago y las especificaciones generales de la aeronave.

5.3.1 Especificación de la misión del proyecto

Para establecer la especificación de la misión se debe tener como punto de

inicio el reglamento de la competencia SAE Aerodesign, ya que en él se encuentran

todas las limitaciones y requerimientos que tienen los equipos participantes en la

competencia. Entre estas las más destacadas son: El uso de un solo motor en la clase

regular para todos los equipos el cual puede ser escogido entre el OS 61 FX (Marca

OS el cual tiene una cilindrada de 0.61 pulg3, proporciona 1.9 hp @ 17000 RPM) y el

motor K&B .61 ( marca K&B el cual tiene una cilindrada de 0.61 pulg3, proporciona

1.3 hp @ 12000 RPM ), cualquiera que sea el motor seleccionado no puede ser

modificado en su configuración original.

El segundo punto en donde se va a basar la especificación de la misión es que

la competencia establece que el avión debe transportar una bahía de carga, la cual

debe ser un paralelepípedo imaginario cuyas dimensiones son descritas según criterio

de la competencia en el reglamento y pueden cambiar en cada competencia, este

90

espacio es la segunda consideración más relevante a tomar en cuenta al hacer el

estudio conceptual.

El tercer punto y no menos importante es la restricción geométrica que cada

competencia establece en su reglamento, por ejemplo: En SAE Aerodesign East 2007

la suma de las tres dimensiones básicas del avión, longitud más envergadura mas

altura no debía exceder los 4.40 m.

El cuarto punto es la restricción en cuanto a la carrera de despegue y aterrizaje

en el caso del despegue la competencia establece un límite máximo de 61 m para tal

fin. En el caso del aterrizaje el avión tiene un límite permitido de 122 m de pista para

detenerse completamente.

5.3.2 Boceto General

Una vez que se conocen estos tres puntos fundamentales entonces se puede

comenzar a definir las características de la aeronave como lo son: envergadura, forma

en planta del ala o las alas, definición del empenaje, tipo de tren de aterrizaje,

posición del motor, carrera de despegue, estrechamiento, alargamiento, carga alar, y

posteriormente un dibujo esquematizando la forma general de la aeronave.

91

5.3.3 Estimación de peso en vacio y carga de pago

El proceso de hacer una estimación del peso en vacio de una aeronave en

etapa de diseño es algo realmente difícil porque requiere una gran experiencia en el

ámbito de materiales, equipos, y demás implementos que contiene un aeromodelo.

Para realizar la estimación de peso en vacio se debe tener en cuenta los

componentes básicos indispensables para la operación de cualquier aeronave de este

tipo entre los cuales tenemos:

Motor: elemento que proporciona la energía mecánica para el movimiento

de la aeronave. A continuación se muestran los motores disponibles para la

competencia y sus pesos respectivos:

- Motor OS 61 Fx 750 gr

- Motor K&B .61 404 gr

Servo: es un servo-motor que transforma la energía eléctrica en energía

mecánica, usado generalmente para mover las superficies de control.

Receptor: elemento encargado de recibir las señales del transmisor.

Batería: es el elemento encargado de proporcionar la energía para la

operación de los servos.

92

Tanque de combustible: es el elemento encargado de almacenar el

combustible necesario para la operación del motor.

Así como también el tren de aterrizaje, ruedas, hélice, cobertor de la hélice

(Spinner).

Entonces el peso en vacio se puede estimar a través de la siguiente

expresión:

We= Wm (motor) + Wcomp (components) + West (Estructural). (5.1)

Siguiendo este procedimiento la única incógnita difícil de obtener es el peso

estructural ya que este dependerá de la densidad de los materiales utilizados lo cual

podría determinarse a través de estudios experimentales.

5.3.4 Estimación de la masa estructural de la aeronave (West)

Se realizo una base de datos basada en la fracción de carga de pago (carga de

pago entre el peso total de la aeronave) de aeronaves que han participado en

competencias Aerodesign. Se graficaron los puntos y luego a través de un proceso de

linealizacion se obtuvo el siguiente grafico:

93

Grafico V-1. Fracción de carga de pago Vs peso en vacio.

Fuente: El autor.

La ecuación linealizada de la fracción de carga de pago en función del peso en

vacio es:

��

�� = −0.095�� + 1.037 (5.2)

A partir de esta ecuación la cual se considera como uno de los aportes más

importantes para futuros equipos se puede estimar una fracción de carga de pago

como dato de entrada para determinar el peso en vacio apropiado para el diseño y que

por supuesto debe estar adaptado a la realidad ya que fue tomado de aviones

semejantes. Con este peso en vacio al sustituirlo en la ecuación. Se estima el peso

estructural de la aeronave.

00,10,20,30,40,50,60,70,80,9

1

0 2 4 6 8

Fra

cio

n d

e ca

rga

de

pag

o

Peso en vacio (Kg)

carga de pago Vs peso en vacio

94

5.3.5 Especificaciones

Se determinan los parámetros referentes a la configuración de la aeronave

entre los cuales tenemos:

La misión, configuración del tren de aterrizaje, tipo de empenaje, forma en

planta del ala, estrechamiento, distancia del empenaje (Lht), envergadura y velocidad

mínima de despegue, estos basados en datos recolectados de aeronaves que han

participado en competencias previas.

Otros parámetros son alargamiento, longitud del fuselaje, altura del fuselaje,

carrera de despegue y aterrizaje, estos tomando en cuenta las limitaciones según el

reglamento.

La densidad del aire se estima tomando en cuenta la altitud de la ciudad donde

se va a desarrollar la competencia. Aunque este parámetro cambiara ya que uno de los

objetivos del informe técnico es elaborar una grafica de predicción de carga útil que

relaciona la carga útil con la densidad de altitud

Para este proceso se diseño una tabla que contempla tales características:

95

CARACTERISTICAS CONCEPTUALES DE LA AERONAVE

Misión Diseño de una aeronave de bajo peso capaz de levantar la carga predicha

Configuración de la aeronave Basado en:

Tren de aterrizaje Tricíclo

DATOS DE LA AERONAVE RECOLECTADOS PREVIOS A SAE AERODESING

Empenaje Convencional

Forma en planta Rectangular-Trapezoidal

Taper ratio 1 1

Taper ratio 2 0.7

Lht (Tail-Wing) 2.25 x Co

Envergadura rectangular 40 % Total envergadura

Velocidad min. de despegue 10.5 m/s

Alargamiento 6.5 REFERENCE [1]

Envergadura 2.50 m

SAE AERODESIGN USA LIMITACIONES SEGUN LAS REGLAS

Longitud de fuselaje 1.42 m

Altura 0.52 m

Dist. De despegue (max) 61 m

Dist. Aterrizaje (max) 122 m

Densidad del aire 1.2 Kg/m3 VAN NUYS CALIFORNIA ALTITUD (ISA)

Tabla V-1. Especificaciones. Fuente: El Autor.

5.4 Diseño preliminar

Tal como se describe, un diseño preliminar es similar a un bosquejo

dimensional que se realiza previo a lo que se vaya a diseñar, en el caso de los

informes de las competencias SAE Aerodesign es importante que se refleje un diseño

preliminar, con el fin de sentar las bases necesarias para el futuro diseño detallado y

construcción de la aeronave.

Esta etapa comienza con el proceso de selección del perfil de ala, la

determinación geométrica en planta del o las alas, la estimación de peso en vacio, la

96

estimación de carga útil, la definición del fuselaje y la bahía de carga y la primera

estimación del empenaje.

5.4.1 Selección del perfil:

Para los proyectos Aerodesign los más funcionales son los de alto coeficiente

de sustentación máximo, pendiente de curva de sustentación máxima y la máxima

relación Cl/Cd dado que la misión del proyecto es obtener alas con el más alto

rendimiento aerodinámico para aprovechar al máximo la limitada geometría que

poseen dada las restricciones de la competencia, así como también al aprovechar al

máximo esta situación se pueden fabricar alas más pequeñas y con gran capacidad de

sustentar, otro factor relevante en la selección del perfil es su desempeño a baja

velocidad ya que estos aviones tienen limitada su carrera de despegue.

Todas esas situaciones son fundamentales en la selección del perfil, en

resumen son aviones livianos, de baja velocidad, con corta carrera de despegue y con

una alta capacidad de carga útil.

En los proyectos Aerodesign los perfiles más comunes son los asimétricos y

muy curvados, como lo son el S1223 quien es el más usado de entre estos perfiles ya

que alcanza un coeficiente de sustentación máximo de 2,25 con un Angulo de entrada

en pérdida de 13º, también están algunos como el EPPLER 423, WORTHMANN, y

en pruebas anteriores se han realizado interpolaciones entre dos o más perfiles

obteniendo híbridos que han dado buenos resultados como es el caso del Proyecto

97

Orinokia I presentado en Estados Unidos en la competencia SAE Aerodesign East en

abril del 2008 en el que se uso un hibrido que fue llamado ASCANIO y fue el

resultado de una investigación realizada por un alumno de la especialidad de

Aeronáutica de la UNEFA.

A pesar de que existen una gran diversidad de perfiles el estudio de nuevos

perfiles para este tipo de aeronaves es algo que se recomienda ampliamente ya que

estos aviones tienen características muy particulares que los diferencian de aviones

comerciales de cualquier índole y es materia de investigación para la organización

SAE Internacional. Para la determinación de las curvas características de los perfiles

se pueden utilizar herramientas computacionales tales como: “XFOIL” y “PROFILI”

entre otras.

5.4.2 Diseño Preliminar del Ala

En el diseño preliminar del ala se establece la forma en planta de la misma,

para llegar a este punto debemos conocer la superficie alar la cual se obtiene a partir

de la ecuación general de la sustentación:

� = �� ρυ

�� (5.3) Donde: L : Sustentación. ρ : Densidad. υ : Velocidad. ��: Superficie Alar.

�� : Coeficiente de sustentación.

98

Para conocer Sw se parte del peso máximo de la aeronave, el cual se obtiene a

partir del peso máximo establecido por la competencia previamente indicado en el

reglamento según sea el caso.

Por ejemplo: en Brasil para la competencia del 2007 el peso máximo total de

la aeronave incluyendo la carga de pago no podía exceder los 20 kg. a diferencia que

en Estados Unidos el peso máximo era de 25 kg. Valor que puede cambiar con cada

reglamento cada año.

El peso máximo va a representar la sustentación, luego utilizando la densidad

estándar de 1.225 kg/m3 y la velocidad la cual según estudios realizados en aeronaves

anteriores se determino que para la distancia de 61 m. el valor de 10 m/s es muy

apropiado, pero es recomendable que el equipo realice un estudio experimental si

desea un valor más preciso.

De esta manera haciendo las operaciones necesarias nos queda:

�� = ��ρυ� (5.4)

Ya establecida la superficie alar se puede proceder a determinar los demás

datos como:

- Envergadura.

- Coeficiente de Sustentación a partir del coeficiente del perfil.

- Alargamiento.

99

- Estrechamiento(s) si lo(s) tiene.

- Enflechamiento(s) si lo(s) tiene.

- Cuerda en el tip.

- Cuerda en el encastre.

- Forma en planta.

Básicamente en esta etapa se debe concluir con la forma en planta del

ala la cual puede ser de innumerables formas, pero se debe tomar en cuenta los

factores como la entrada en perdida, la facilidad de construcción, la resistencia y por

supuesto que la superficie alar sea correspondiente con el valor calculado de la misma

en el diseño preliminar. Se puede utilizar una herramienta computacional diseñada

por el autor (formplan.xls) en donde se introducen las especificaciones iníciales para

obtener la forma en planta del ala como se presenta en la tabla V-2 y la figura V-2.

100

Ejemplo de una tabla de datos resultado del diseño preliminar del ala:

ESPECIFICACIONES INICIALES DATOS OBTENIDOS DE:

Cl 1,8 80% Clmax de la curva de Cl vs α del perfil (S1223)

Densidad del aire (Kg/m3) 1,2 Especificaciones iníciales

Velocidad del aire (m/s) 10,5 Especificaciones iníciales

Wto (N) 118,5 Wp+We

Alargamiento 6,5 Especificaciones iníciales

Estrechamiento 1(TR1) 1 Especificaciones iníciales

Estrechamiento 2(TR2) 0,7 Especificaciones iníciales

Envergadura de la sección

del ala TR1(m) 0,4 Especificaciones iníciales

DATOS CALCULADOS

Sw (m2) Envergadura (m) Cuerda encastre (m) Cuerda TR1(m) Cuerda Tip(m)

1,00 2,54 0,43 0,43 0,30

Tabla V-2. Caracteristicas del ala. Fuente: El Autor.

Grafico V-2. Forma en planta. Fuente: El Autor.

-0,4

-0,2

0

0,2

-1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 1,5

101

5.4.3 Definición preliminar del fuselaje

El fuselaje es el elemento del avión encargado de llevar en su interior la bahía

de carga la cual como se establece en el reglamento de la competencia tiene unas

dimensiones especificas, el mismo debe ser capaz de soportar las cargas producidas

por el peso de la bahía de carga, así como, las fuerzas producidas el motor, el ala

durante el vuelo y el empenaje, así como también los impactos contra el suelo al

momento del aterrizaje.

El fuselaje debe albergar en su interior un volumen mínimo correspondiente a

un paralelepípedo imaginario cuyas dimensiones establece cada competencia según

sea el caso, el mismo debe estar cerrado completamente y para el caso particular de la

competencia de Brasil su fácil extracción genera una puntuación adicional.

El diseño de este sistema también debe garantizar la seguridad de la bahía de

carga durante el vuelo, el diseño debe evitar que la misma se salga en cualquier

maniobra que realice la aeronave.

Es parte del ingenio y la creatividad de los miembros del equipo el diseño del

sistema para ello se plantea que en una reunión se discuta la situación entre todos los

miembros de tal manera que puedan unirse las ideas individuales hasta alcanzar una

idea global que pueda llevar a una solución eficiente.

102

5.4.3.1 Posición del motor

En el marco de lo que se llama diseño preliminar del fuselaje se encuentra un

punto de gran relevancia tal como lo es la ubicación del motor, el motor es

prácticamente el objeto más pesado del avión, claro, sin contar la bahía de carga, su

peso es de alrededor de 750 gr si se usa un motor OS .61 fx y aproximadamente unos

80 gr menos si se usa el otro motor permitido K&B .61 RC/ABC, si tomamos en cuenta

que el peso en vacio de un avión para esta competencia está en el orden de los 3 kg el motor

representa aproximadamente un 25 % de dicho peso, su posición es fundamental para

definir claramente la ubicación del centro de gravedad del avión, el cual por

conveniencia debe estar exactamente en el centro de gravedad de la bahía de carga

puesto que la misma en el caso del peso máximo de despegue que de acuerdo a un

promedio de los primeros 10 lugares de las competencias de los últimos 3 años está

en el orden de los 15 kg y con un peso en vacio de aproximadamente 3 kg nos lleva a

un valor de carga útil de 12 kg cuatro veces su peso en vacio, por tal situación el

centro de gravedad del avión y de la bahía de carga deben coincidir en todo momento.

Otro factor importante que involucra la posición del motor es que se tienen

que considerar las fuerzas que genera, creando así un momento sobre el centro de

gravedad que bien puede o no contribuir con la estabilidad del avión, si el motor está

por encima del centro de gravedad genera un momento que tiende a bajar la nariz del

103

avión en el caso contrario tiende a subirla, para explicar más claramente esta

situación se muestran los siguientes ejemplos:

Figura V-3. Efectos del empuje sobre la estabilidad longitudinal. Fuente: FAA Aeronautical Knowledge (2003).

El efecto de las fuerzas del motor también generan momentos sobre la

estructura que lo sostiene, al seleccionar la posición del motor se debe tener en

consideración tal efecto, debido a esto aparece un momento torsor que es contrario al

sentido de giro de la hélice que busca de hacer girar el avión, un momento generado

Debajo del CG

En línea con el CG

Sobre el CG

104

por la hélice que busca hacer que el avión tienda a irse hacia un lado según sea el

sentido de rotación de la hélice.

Todos los efectos antes mencionados se deben considerar al momento de

decidir la posición del motor y una vez establecida la posición se debe explicar

claramente en el informe porque se llego a tal decisión.

Otro factor que entra en lo que comprende el diseño preliminar del fuselaje

es la selección del tren de aterrizaje, este parte del proceso es definir qué tipo de tren

utilizara el avión el cual en la mayoría de los casos es del tipo triciclo, o, aunque no

tan utilizado pero no menos importante el convencional, para la selección del tren se

presenta en el capítulo II una referencia. (Véase 2.2.18).

De la misma manera al realizar el proceso del diseño preliminar del fuselaje

se debe tener en cuenta la ubicación de los sistemas necesarios para la operación del

avión tal como lo son: Receptor, Batería (s), Servos, Tanque de combustible, y otros

sistemas que puedan surgir a criterio del equipo que esté realizando el diseño de la

aeronave.

5.4.4 Ubicación del centro de gravedad

Para determinar la ubicación exacta del centro de gravedad de la aeronave se

debe tener en cuenta de forma primordial la ubicación de la carga y la posición del

centro aerodinámico.

105

5.4.4.1 Ubicación de la carga

Si bien es sabido la competencia en su esencia se basa en diseñar una

aeronave capaz de transportar la mayor cantidad de peso posible dentro de un

volumen estipulado en el reglamento con dimensiones mínimas claramente definidas

en el reglamento también se estipula que la carga debe conservar simetría con

respecto a la posición de su propio centro de gravedad como se muestra en la figura:

Distribución de la carga permitida:

Distribución de carga no permitida:

Figura V-4. Distribución de la carga.

Fuente: El autor.

106

Tomando en consideración estas normas el punto de partida para la

ubicación del centro de gravedad de la aeronave debe ser el de la bahía de carga de la

misma manera que el centro aerodinámico del o las alas.

5.4.4.2 Ubicación del o las alas:

Tras realizar el diseño preliminar ya se debe tener definido las características

geométricas del o las alas por lo tanto se debe conocer la ubicación de la línea de

centro aerodinámico dicha línea debe coincidir con el centro de gravedad de la carga

y por lo antes mencionado con el centro de gravedad del avión para ello se muestra el

siguiente ejemplo:

Ala recta rectangular:

Vista superior:

Línea de C.A.

Vista lateral:

b a

a: línea de centro aerodinámico al 33 % de la cuerda media aerodinámica.

b: línea de centro aerodinámico al 25 % de la cuerda media aerodinámica

Figura V-5. Línea de centro aerodinámico. Fuente: El autor.

107

En la vista lateral se muestra la línea de centro aerodinámico al 25% y al

33% de la cuerda media aerodinámica, al definir la ubicación del ala se debe

considerar que el centro de gravedad de la aeronave y de la carga debe estar ubicado

entre esas líneas ya que eso mantendrá a la aeronave estable durante el vuelo. Si se

ubicara mas antes del 25 % la aeronave sería muy estable y los controles deberían

forzarse demasiado para que pueda maniobrar el avión y si se ubica después del 33 %

sería demasiado inestable y ambas condiciones no son deseables ni seguras.

Ejemplo de la ubicación apropiada del ala, bahía de carga y avión en función

de sus centros de gravedad y aerodinámico:

25% 33%

Figura V-6. Alineación del centro de gravedad. Fuente: El autor.

Centro de gravedad del avión

Centro de gravedad de la carga

108

Ya ubicada el o las alas con respecto a la ubicación de la bahía de carga se

recomienda el uso de la ecuación de momento para ubicar los demás componentes

esenciales del avión como lo son el motor, servos, tanque, tren de nariz, empenaje,

botalón de cola, con la finalidad de definir su posición esencial para estudios

posteriores.

Según la ecuación de momento se dice que el sistema está en equilibrio si:

∑ �( ) = 0 (5.5)

M=F.d (5.6)

Donde:

F= fuerza que en este caso sería el peso de cada componente.

d= distancia a la que se encuentra el componente del punto de equilibrio.

Utilizando la ecuación (5.5) y haciendo momento en el punto de ubicación

de la carga se puede determinar la posición más conveniente de cada componente

utilizando un método de tanteo e inclusive se puede estudiar la variación de acuerdo a

la cantidad de combustible con el fin de determinar si el centro de gravedad se sale

del margen por tal efecto.

Para realizar este estudio es conveniente que el equipo realice una tabla con

los pesos de cada elemento que desee colocar en el avión, así como los materiales a

utilizar y se tome en consideración el proceso de construcción por lo cual debe estar

bien establecido el diseño conceptual de la aeronave.

109

5.4.5 Diseño preliminar del empenaje

Este punto es bastante diverso dado que existen una gran cantidad de

configuraciones para el empenaje, pero lo importante es no olvidar su función.

El empenaje es el conjunto encargado de albergar dos de las tres superficies

de control principales del avión así como de los estabilizadores horizontal y vertical,

indistintamente de la configuración que se diseñe obligatoriamente se necesitan al

menos las superficies estabilizadoras ya que las mismas se encargaran de permitir que

la aeronave se conserve en un margen estable tanto longitudinal como

direccionalmente en el diseño preliminar se debe establecer la configuración que el

equipo considere apropiada y que cumpla con su función de forma más efectiva.

Para el cálculo general de las superficies del estabilizador horizontal (�"#)

así como del vertical (�$#) se pueden utilizar las siguientes ecuaciones, que

involucran la distancia longitudinal que hay entre el centro de presión del ala y el

centro de presión de los estabilizadores vertical (�$#) y horizontal (�"#), basándose

en los coeficientes de volumen respectivamente (�$#) y (�"#), asi como la cuerda

media aerodinámica del ala (%&) y la superficie alar (Sw) y que permite obtener una

estimación del área necesaria para los estabilizadores que más adelante se estudiaran

a profundidad en el estudio de estabilidad y control:

110

�"# = �'(.)'(*&.)+ (5.7)

�$# = �,(.),(*&.)+ (5.8)

Tras haber culminado con el proceso del diseño conceptual de la aeronave

así como en todos los demás procesos, se debe realizar un resumen que explique con

claridad las decisiones adoptadas por el equipo, así como el proceso en cómo se

tomaron esas decisiones, los métodos utilizados y los resultados obtenidos y ese

resumen que puede ser considerado un análisis de resultados es lo que será colocado

en el informe para la competencia el diseño preliminar no debe abarcar más de 10 por

ciento en el total del informe.

5.4.6 Análisis Aerodinámico

El análisis aerodinámico es el proceso esencial del diseño de la aeronave ya

que de él depende en gran medida la determinación de las características esenciales

del avión, como lo son el coeficiente de sustentación del ala, coeficiente de arrastre,

curvas polares, efecto del fuselaje, y básicamente es la etapa donde se determinara si

la configuración adoptada para el avión es la apropiada de acuerdo al peso total que

se estima levantar.

111

Al realizar este proceso se recomienda la aplicación de métodos, teórico,

computacional y experimental, con el fin de llegar al punto donde convergen los

resultados y tener una apreciación más precisa de los mismos reduciendo en gran

medida los errores producidos por cada método.

5.4.6.1 Análisis teórico

El método que se considera más adecuado es el de la línea sustentadora de

Prandtl, ya que este es eficiente para el cálculo de alas rectas con alargamiento mayor

que seis condiciones necesarias para alas de gran sustentación. El autor desarrollo una

herramienta computacional para el cálculo aerodinámico del ala llamado Prandtl.xls.

Que permite hacer un análisis confiable, en menor tiempo.

5.4.6.2 Análisis computacional

Este proceso indica el uso de un software comercial para tal proceso, están

en el mercado dos software libres que se pueden utilizar y que arrojan resultados muy

aceptables que permiten poder hacer un buen análisis de ellos, el primero es el

software PROFILI el cual posee una gran librería de perfiles con todas sus

propiedades tanto geométricas como aerodinámicas, el otro software disponible es el

XFOIL, permite analizar tanto perfiles como alas así como los estabilizadores en una

gran medida de configuraciones pudiendo establecer gran cantidad de

configuraciones que permiten al usuario hacer comparaciones a la vez de que da una

112

imagen visual y simula el efecto downwash así como muestra los vórtices,

distribución de sustentación y resistencia, posición del centro aerodinámico,

coeficiente de momento para distintos ángulos de ataque, además permite establecer

el peso de la aeronave y velocidad como dato de entrada y realiza el análisis bajo ese

parámetro, este software utiliza el método de vortex lattice y línea sustentadora de

Prandtl, es criterio del usuario hacer el análisis considerando ciertas condiciones

como el efecto suelo, otras herramientas computacionales que se pueden utilizar son

el “TORNADO”, “AVL ATHENAS”, que además poseen la capacidad de realizar el

cálculo de estabilidad.

5.4.6.3 Análisis experimental

Un estudio experimental es un proceso donde se determinaran los valores

característicos del ala como sustentación, resistencia, curva de Cl, curvas CL/Cd con

el fin de corroborar los resultados teóricos ya que en la teoría siempre existe un

margen de error dado que es difícil simular condiciones reales como variaciones de la

densidad, velocidad del aire, perturbaciones. El estudio experimental se puede

realizar en un túnel de viento construyendo un modelo a escala según sea el caso del

túnel a usar es difícil describir un procedimiento en este trabajo dado que el mismo

varía según el túnel de viento que se utilice.

113

5.4.7 Estudio aerodinámico del empenaje

De forma similar que en el caso del ala se realiza el estudio aerodinámico de

los estabilizadores, es conveniente realizar los tres estudios teórico, experimental y

computacional.

Estabilizador horizontal

El estabilizador horizontal es la superficie encargada de contrarrestar el

momento producido por el ala, el estudio de esta superficie se puede realizar de la

misma manera que se realiza el del ala y usando las mismas teorías y software, es en

el caso de un estudio experimental que varia el procedimiento ya que se necesitaría

crear un modelo a escala tanto del estabilizador como del ala para estudiar su

comportamiento real. Pero existe otro factor que se debe analizar en el estudio:

Calculo de la estela del ala (downwash, Upwash)

El ala o las alas al atravesar la corriente de aire genera turbulencias que

pueden afectar la eficiencia del estabilizador horizontal por tal motivo se debe

considerar su efecto sobre el mismo tal como se muestra en el capítulo IV el equipo

Car-Kara New realizo un estudio que el autor propone como viable para el análisis

donde se calcula la estela del ala según la ecuación:

114

- = �,/0

��12 (5.9)

Donde:

-: Estela del ala en grados.

��: Coeficiente de sustentación.

34: Alargamiento.

Conociendo el ángulo de la estela del ala se puede determinar su efecto sobre

el estabilizador.

Estabilizador vertical

Para el estudio aerodinámico de este elemento del avión se debe comenzar

con la selección del perfil que generalmente es un perfil simétrico, por ejemplo:

NACA 0006, para el diseño de este elemento el factor más relevante a considerar es

el efecto sobre su eficiencia a causa de las perturbaciones generadas por el

estabilizador horizontal.

Se debe calcular los coeficientes de resistencia para que más adelante en la

conclusión del estudio aerodinámico se presente la resistencia total del avión.

115

5.4.8 Estudio aerodinámico del fuselaje

El fuselaje suele ser el elemento que genera la mayor resistencia en la

aeronave dado su tamaño, debido a que en su interior debe llevar la bahía de carga así

como los equipos necesarios para la operación de la aeronave como lo son: Los

servos, baterías y receptor, entre otros.

En este estudio se debe determinar el incremento sobre la resistencia total

del avión, así como sus coeficientes, calcular el efecto del tren de aterrizaje sobre la

resistencia y presentar las consideraciones aerodinámicas que se tomaron para la

definición del fuselaje.

5.4.9 Selección de la hélice

La hélice es el elemento encargado de generar el empuje del avión lo cual le

brinda un carácter de importancia en el diseño y más aun si se toma en consideración

que existe la limitante del uso de un único motor a seleccionar entre el OS 61 Fx,

fabricado por OS engines y el K&B .61 fabricado por K&B engines, el motor

seleccionado no se puede alterar de ninguna manera dejando así que la variable a

trabajar en materia del empuje sea la hélice. Para la selección de la hélice se debe

considerar la relación existente entre el paso y el diámetro, la potencia y el torque,

todo en función de las RPM del motor, la selección de la hélice se puede realizar a

través del software PROPELLER SELECTOR y JAVA PROP, se puede hacer un

116

estudio computacional, también es conveniente realizar un estudio experimental

haciendo pruebas a el motor con distintas hélices y el apoyo de un túnel de viento.

5.4.10 Conclusiones estudio aerodinámico

Tras finalizar el estudio aerodinámico en el informe técnico se debe plantear

de forma clara y resumida lo siguiente:

Teorías y criterios utilizados para el estudio aerodinámico.

Análisis de los resultados obtenidos en el estudio.

Comparaciones entre los resultados teóricos y experimentales si los hay.

Tablas con los coeficientes característicos del avión y de sus elementos.

Curvas polares del avión.

5.5 Estabilidad y control

Este estudio se realiza con la finalidad de determinar el comportamiento del

avión ante una perturbación de cualquier índole así como de establecer su capacidad

de volver al punto en el que se encontraba antes de la perturbación, primero se estudia

la estabilidad considerando que sus superficies de control estén fijas (mando fijo),

luego se realiza el estudio considerando que las superficies estén libres (mando libre),

de una forma resumida el análisis de equilibrio busca establecer la configuración de

las superficies de sustentación y de control para vuelo horizontal usando las

ecuaciones de equilibrio de fuerzas y momentos. Se busca definir para una velocidad

117

dada, con momento resultante cero en torno al centro de gravedad del avión a través

de este análisis se determina las cargas que el estabilizador horizontal debe

desarrollar en diferentes condiciones de vuelo.

5.5.1 Estabilidad longitudinal estática

Es donde la variación del momento con respecto al ángulo de ataque es

menor a cero, se utiliza herramienta computacional diseñada por el autor

(longest.xls)

5.5.2 Estabilidad latero-direccional

En la estabilidad direccional se mide el comportamiento de la aeronave

durante el movimiento de la misma alrededor del eje vertical. Se calcula el

coeficiente de momento de guiñada con respecto al ángulo de perturbación de la

corriente de aire, si este es mayor que cero la aeronave es estable.

En la estabilidad Lateral se mide el comportamiento de la aeronave durante

el movimiento de la misma alrededor del eje lateral. Se calcula el coeficiente de

momento de alabeo (Efecto Diedro) con respecto al ángulo de perturbación de la

corriente de aire, si este es menor que cero la aeronave es estable.

5.5.3 Control

Lateral: Esta sección consiste en el dimensionamiento de los

alerones a partir de la variación del coeficiente de estabilidad estática lateral

118

Longitudinal: Esta sección consiste en el dimensionamiento

del elevador a partir del análisis de la variación del coeficiente de momento

longitudinal.

Direccional: Esta sección consiste en el dimensionamiento de

la superficie de control “rudder” a partir del estudio de la variación del

coeficiente de momento de guiñada.

5.5.4 Estabilidad dinámica

Un estudio de la respuesta dinámica del avión los momentos de inercia son

esenciales, un problema frecuente es que en las etapas del diseño conceptual del

diseño no se tienen la suficiente información para el cálculo de la inercia Ix, Iy, e Iz,

de tal forma que una manera de estimar estos valores es muy útil, en resumen de los

datos presentados en la referencia se muestran en la siguiente tabla, las dimensiones

del avión son su envergadura “b”, largo total “l” y altura “h”desde el suelo hasta el

punto más alto, el cálculo de los momentos de inercia usa las dos dimensiones que

están en el plano normal al eje considerado, como referencia según lo propone Mc.

KINNEY M. O. Jr (1946). NACA Technical Notes 1094, es que para el avión

presentar buenas características de vuelo los radios de giro sobre X y Z deben ser

menores al 20 % y el 30 % de la envergadura. Esto debe ser complementado con las

características aerodinámicas de estabilidad, �56 y ��6, el cálculo de los momentos

de inercia del avión se pueden realizar a través siguiente tabla:

119

Tabla V-4. Calculo de los momentos de Inercia.

Fuente: Edison, De la Rosa (2006).

Una herramienta para el cálculo de la estabilidad longitudinal, tanto estática

como dinámica es el software “PITCH STABILITY ESTIMATOR” permite el

cálculo de las condiciones de equilibrio, la posición del punto neutro, margen de

estabilidad, las frecuencias de amortiguación para los distintos modos de oscilación

(Oscilación de largo ó corto periodo).

5.6 Desempeño

5.6.1 Curvas de potencia

El punto de partida para el análisis son las curvas de potencia considerando

el avión en vuelo horizontal, a velocidad constante.

-potencia disponible para vuelo, se genera a partir de las curvas del motor y

de las curvas de la hélice.

-potencia necesaria en vuelo, se genera a partir de las características de

resistencia aerodinámica del avión y de las curvas polares.

Ambas dependientes de la altitud de vuelo de la aeronave como lo sugiere el

equipo Car-Kara New

Calculo de los momentos de inercia

Ecuaciones para el cálculo de

los momentos de inercia Mínimo Medio Máximo Ix Cx.m.(h + b) 0,0131 0,0193 0,0283 Iy Cy.m.(h + l) 0,0325 0,0362 0,0394 Iz Cz.m.(l + b) 0,018 0,0219 0,0264

120

Ejemplo del grafico potencia disponible Vs potencia necesaria:

Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria. Fuente: El autor.

5.6.2 Carrera de despegue y aterrizaje

Para el cálculo de la carrera de despegue es importante considerar que el

despegue está limitado a 61 m disponible para tal fin y que el hacerlo antes de los

31,5 m implica una bonificación en la puntuación. Para el cálculo de la carrera de

despegue se presenta la siguiente tabla:

121

Tiempo

(s)

Velocidad

(m/s)

Sustentación

(N)

Resistencia

(N)

L-W

(N)

Recorrido en

tierra (m)

1 1,55 1,72743053 0,08829188 -116,483069 0,775

2 3,1 6,90972214 0,3531675 -111,300778 3,1

3 4,65 15,5468748 0,79462688 -102,663625 6,975

4 6,2 27,6388886 1,41267 -90,5716115 12,4

5 7,75 43,1857634 2,20729688 -75,0247366 19,375

6 9,3 62,1874992 3,1785075 -56,0230008 27,9

7 10,85 84,6440962 4,32630188 -33,5664038 37,975

8 12,4 110,555554 5,65068 -7,6549458 49,6

9 13,95 139,921873 7,15164188 21,7113733 62,775

Tabla V-5. Carrera de despegue. Fuente: El Autor.

Que es generada a partir hoja de cálculo (carrera-des.xls) diseñada por el

autor en donde se varia el tiempo para obtener la velocidad, sustentación y resistencia

estos últimos son función de los coeficientes aerodinámicos determinados en el

proyecto. En el momento en que la relación L-W sea igual a cero, se determina el

recorrido en tierra a partir de las siguientes ecuaciones tomadas de la FAR-PART 25:

89 = : ��;<=)+�>?@A

(5.10)

B = C D E�;< − F

�;< − G H1 − ��;<IJ (5.11)

Donde:

Wto: Peso máximo de despegue.

K: Densidad del aire.

�L: Superficie Alar.

��MNO: Coeficiente de sustentación máximo del ala.

89: Velocidad de entrada perdida.

T: Tracción.

D: Resistencia.

G: Coeficiente de fricción del suelo.

L: Sustentación.

122

5.7 Análisis estructural

En el estudio estructural se debe considerar todas las decisiones adoptadas

por el equipo en lo referente al proyecto, tal como lo son:

Selección de materiales.

Geometría de la estructura.

Factibilidad de construcción.

Resistencia.

Peso.

Estos son los parámetros claves en la realización del proyecto estructural.

5.7.1 Factores de carga limites

Se debe realizar el cálculo de las distintas velocidades de maniobra para ello

se recomienda el uso de las normas CS-VLA (Very Light Aeroplens).

Tras determinar las distintas velocidades de maniobra del avión se debe

generar el diagrama de ráfaga y maniobra o Diagrama V-n. Un ejemplo de un

diagrama V-n de una aeronave con las características de las que participan en SAE

Aerodesign se muestra a continuación:

123

Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria. Fuente: El Autor.

Para el estudio estructural se recomienda el uso de un factor de carga de 2.5

tal como lo establece la FAR-PART 25.337 con el fin de no sobrediseñar la

estructura.

5.7.2 Diagramas de esfuerzo cortante, momento flector y torsor

A partir del software X-FOIL se puede obtener la distribución de carga

aerodinámica tanto de resistencia como de sustentación así como para el ala y el

empenaje, con los cuales se generan los diagramas de esfuerzo cortante, momento

flector y torsor los cuales se generan a partir de la velocidad de nunca exceder y con

el peso máximo de despegue.

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

0 20 40 60 80

n (

Fac

tor

de

Car

ga)

V (ft/s)

124

5.7.3 Aspectos del diseño estructural

En el diseño estructural deben presentar conceptos, las decisiones, se debe

representar las consideraciones de la misión del avión así como de las necesidades y

los criterios de seguridad evitando exagerar lo cual contribuiría a un peso en vacio

más alto de lo necesario.

5.7.3.1 Ala

Presentar un resumen detallado del diseño del ala, los materiales usados, la

estructura, consideraciones sobre los puntos críticos, criterios establecidos en el

diseño.

5.7.3.2 Empenaje

Presentar un resumen detallado del diseño del empenaje los criterios usados,

estudio de las zonas criticas, ensayos prácticos.

5.7.3.3 Fuselaje

Presentar un resumen detallado del diseño del fuselaje, los criterios

establecidos para su diseño, estudio de las zonas criticas, estudio sobre las zonas de

soporte del ala, soporte del tren de aterrizaje, soporte del motor, soporte del

empenaje.

125

5.7.3.4 Tren de aterrizaje

Presentar un resumen del estudio sobre las cargas del tren en caso de un

aterrizaje en una sola rueda, diseño de la rueda, diseño del tren de nariz, diseño del

tren principal, criterios usados, decisiones adoptadas.

5.7.4 Instalación del motor

Presentar un resumen que explique claramente y de forma técnica cuales

fueron los criterios para la instalación del motor así como para la selección de la

bancada, tornillos de sujeción, corrección de los efectos del torque del motor.

5.8 Diseño detallado

En este punto se debe presentar los estudios experimentales realizados por el

equipo de haberlos hecho, detalles estructurales más importantes, ensayos prácticos

realizados sobre el modelo de prueba del avión (en caso de existir un modelo de

prueba), estudio detallado sobre criterios innovadores que el equipo haya adoptado en

la realización del proyecto como pueden ser desarrollo de nuevos materiales, diseño

de una nueva hélice, diseño del tren de nariz, optimización del ala, entre otros.

126

5.9 Proyecto

Los informes técnicos para SAE Aerodesign deben estar presentados con

claridad y coherencia tal como se presenta un proyecto de ingeniería de cualquier

índole debe existir correspondencia con lo que se escribe, también es importante la

presentación, el formato que debe cumplir con los parámetros establecidos en el

reglamento.

La presentación del informe técnico también debe manejar un equilibrio

entre la información técnica presentada y la redacción de tal manera que el lector sin

ser una persona experta en la materia sea capaz de interpretar lo expuesto en el

informe.

5.9.1 Resultados

Los resultados presentados en el informe se deben exponer en tablas

especificando a que corresponden, se debe evitar la extensa presentación de formulas

y cálculos, se debe presentar es un resumen explicando las teorías utilizadas, las

decisiones tomadas y el análisis de los resultados.

5.9.2 Factor humano

Se debe presentar un estudio del recurso humano necesario para la

realización del proyecto y todos los factores relacionados, donde se indique el perfil

de cada integrante que cubra con una necesidad del equipo con la intención de formar

127

un equipo multidisciplinario que se desenvuelva de manera eficiente en las tres áreas

importantes del proyecto que son: logística, construcción y diseño.

5.9.3 Cronograma de actividades.

Presentar el cronograma de actividades desarrollado por el equipo contribuye

con la puntuación del informe dado que demuestra que el equipo posee una

organización respecto al tiempo disponible y al tiempo necesario para la culminación

del proyecto así como cada etapa del mismo. Un ejemplo del cronograma de

actividades se puede encontrar en el anexo…… en el mismo se puede observar que se

debe planificar el trabajo considerando todas los eventos que involucran el proceso y

se debe desarrollar un plan con el fin de que en caso de no cumplir un paso en el

tiempo establecido el suceso no afecte el desarrollo de las actividades que le siguen.

5.9.4 Aplicaciones.

Se debe presentar un análisis de las posibles aplicaciones del proyecto así

como de la factibilidad de su comercialización.

5.9.5 Análisis de riesgos

Un estudio de los riesgos del proyecto demuestra la preocupación del equipo

por la seguridad el considerar los riesgos es considerar cuales son las medidas

128

preventivas que se deben adoptar para evitar que un evento inesperado pueda afectar

el resultado del proyecto.

5.10 Anexos

En este punto se debe presentar el grafico de predicción de carga útil el cual

se debe hacer de acuerdo a un formato establecido en el reglamento de la

competencia, también se deben colocar los planos del avión según el formato que

establece el reglamento.

Es conveniente colocar plano(s) en detalle del avión donde se muestren la

sujeción del ala, el soporte del tren, soporte del motor así como el mecanismo de

extracción de la bahía de carga.

129

CONCLUSIONES

El presente trabajo constituye un aporte a los estudiantes del departamento

de Ingeniería Aeronáutica de la Universidad Nacional Experimental de la Fuerza

Armada, en el marco de su desarrollo dentro de la ciencia y tecnología en materia de

ingeniería aeronáutica en Venezuela.

Con respecto a la metodología empleada en esta investigación se concluye lo

siguiente:

• Los lineamientos que se proponen en este trabajo son el producto de

un análisis comparativo entre los informes técnicos estudiados y su

puntuación obtenida, así como también de un análisis de la

bibliografía disponible en lo referente al proceso de ejecución de un

proyecto aeronáutico desde su fase inicial hasta la etapa final la cual

la constituye la entrega del producto.

• Los lineamientos se establecieron bajo el criterio de que los mismos

sean una herramienta básica para que futuros equipos se sirvan de

esta propuesta durante la elaboración de sus informes evitando en

todo momento la creación de un paradigma respecto a una forma de

llevar el proceso del diseño de una aeronave y dejando espacio para

la creatividad, el ingenio y la inventiva que puedan desarrollar los

130

equipos en un futuro ya que la propuesta se planteo de forma tal que

el lector pueda determinar cuáles son las respuestas que debe dar en

su diseño y en forma general donde puede encontrar las respuestas a

las incógnitas que se le presente durante el desarrollo del proyecto

esto con el fin de incentivar la investigación teórica y experimental

en el área.

• Tras el análisis exhaustivo de las fallas en los informes técnicos

presentados por equipos venezolanos en las competencias SAE

Aerodesign desde el 2005 hasta la fecha, así como el análisis de

informes técnicos de equipos extranjeros y haber investigado sobre

las bibliografías disponibles se presento un informe técnico en la

competencia SAE Aerodesign West 2009 siguiendo los lineamientos

expresados en este trabajo, concluyéndose lo siguiente:

• La elaboración de una base de datos para graficar la relación de carga

de pago y peso total de aeronaves semejantes a las desarrolladas en

esta competencia constituye uno de los aportes más importantes ya

que durante la investigación se observo que ninguno de los equipos

analizados ha presentado un estudio similar

131

RECOMENDACIONES

Las futuras competencias SAE Aerodesign con seguridad estarán cambiando

continuamente con el fin de crear nuevos retos para los participantes e incentivar el

desarrollo y la optimización de los procesos, entonces se recomienda que los equipos

se nutran bibliográficamente de nuevos métodos de cálculo, nuevas filosofías en el

desarrollo y gerencia de proyectos de aeronaves, para así adaptar estos lineamientos

a los futuros cambios y permitir su durabilidad en el tiempo.

132

REFERENCIAS BIBLIOGRAFICAS

1. DA ROSA, E (2006), Introducao ao projecto aeronáutico. Brasil; Editorial Tribo da llha.

2. Universidad Nacional Experimental de la Fuerza Armada (2000). Manual de

Normas y Procedimientos para la Realización del Trabajo Especial de Grado.

Caracas: Autor

3. Universidad Pedagógica Experimental Libertador UPEL (2006). Manual de

Trabajos de Grado, de Especialización y Maestría y Tesis Doctorales.

Caracas: Autor

4. Raymer, D. (1981). Aircraft design: A conceptual approach. Ohio: AIAA

Education Series.

5. Zeidal, F. (1995). Aerodinámica Practica Avanzada. Mérida: Universidad de

Los Andes, Consejo de Publicaciones CDCHT.

6. Roskam, J. (1997). Airplane Aerodynamics & Performance. Kansas:

DARcorporacion.

7. Mc cormick, B (1979). Aeronautics and Flight mechanics. Pennsylvania,

Wiley and Sons Incorporations.

133

8. BALESTRINI M. (2002). Cómo se elabora un Proyecto de Investigación.

México: Trillas

9. RAMÍREZ T. (1999). Cómo hacer un Proyecto de Investigación. Caracas:

UCV

10. Escuela Aeronáutica (2003), tecnología, perfiles aerodinámicos, tren de

aterrizaje [Documento en línea]. Disponible: www.oni.escuelas.edu.ar

[consulta:2007, febrero 20]

11. Reglamento IX competición SAE Aerodesign Brasil, Enero 15, 2007

12. Reglamento X competición SAE Aerodesign Brasil, Enero 14, 2008

13. Reglamento IX competición SAE Aerodesign Brasil, Enero 12, 2009

14. 2009 SAE Aerodesign rules, Marzo 18, 2008

15. 2008 SAE Aerodesign rules, Marzo 14, 2007

134

16. Mc KINNEY M. O. Jr (1946). NACA Technical notes 1094. Experimental

Determination of the Effects of Dihedral Vertical Tail Area, Lift Coefficient

on Lateral Stability and Control Characteristics. Langley memorial

Aeronautical laboratory, Langley Field.

17. MILLER M.P.; SOULÉ H.A. (1931). NACA Technical Notes 0375-

Moments of Inertia of Several Airplanes. Langley Memorial Aeronautical

Laboratory, Langley Field.

18. JENKINSON R.LL..; MARCHMAN III F. J. (2003). Aircraft Design Projects

for engineering students. Oxford. Butterworth-Heinemann.

19. FAA Pilot´s Handbook of Aeronautical Knowledge,(2003). FAH-8083-25, U.S. DEPARTMENT OF TRANSPORTATION FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION Flight Standards Service.

135

GLOSARIO

Alargamiento (aspect ratio): A.- Es la relación entre la envergadura y la cuerda

media. A = b / c o lo que es igual A = b2 / S.

Centro de presión: Punto de la cuerda donde actúa la fuerza aerodinámica.

Cuerda media: Normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser distintos a

lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen van

disminuyendo desde el encastre hasta las puntas. Se define cuerda media, como

aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar: c. b = S.

Cuerda media aerodinámica (mean aerodinamic chord) - MAC .- Es la que

tendría un ala rectangular (estrechamiento uno) y sin flecha que produjera el mismo

momento y sustentación.

Coeficiente de sustentación: Puede definirse como la relación entre la presión de

sustentación y la presión dinámica, es una medida de la efectividad del perfil para

producir sustentación

Diedro: Es el ángulo formado por la intersección de dos planos (planos del ala) y

tiene influencia en la estabilidad lateral del avión.

Envergadura: Es la distancia de punta a punta del ala.

Estrechamiento (taper ratio):λ.- Se define por el cociente: Ctip / Croot en donde

Croot es la cuerda del perfil en el encastre y Ctip es la cuerda del perfil en la punta.

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Flujo laminar: Corriente o flujo uniforme de aire con muy poca transferencia de

momento entre las capas paralelas.

Flecha (sweep) φ.- Es el ángulo que forma la línea del 25% y una perpendicular al

eje longitudinal del avión.

Línea del 25% de la cuerda.- Es aquella que se obtendría si uniéramos todos los

puntos a lo largo de la envergadura que están situados a unos 25 % de su cuerda

contados a partir del borde de ataque.

La torsión geométrica: Consiste en que los ángulos de ataque de cada uno de los

perfiles que componen el ala sean diferentes, dando a la sección de punta un ángulo

de ataque menor que en el encastre. Esta torsión, giro relativo de las cuerdas, se suele

hacer gradualmente desde el encastre a la punta del ala.

La torsión aerodinámica: Se logra con perfiles diferentes a lo largo del ala, de

forma que el ángulo de sustentación nula varíe para los diferentes perfiles que

componen el ala. En definitiva, el efecto es el mismo que se consigue con la torsión

geométrica. Una forma de lograr la torsión aerodinámica es aumentando las

curvaturas de los perfiles, progresivamente desde el encastre a la punta, de forma que

aumente el valor del Cl máx (coeficiente de sustentación) en las puntas.

Superficie alar: Es la superficie de las alas, incluyendo la parte del ala que pueda

estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no existieran estos

elementos.

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