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    ESCUELA POLITCNICA DEL EJRCITO

    FACULTAD DE INGENIERA MECNICA

    DISEO DE PLATAFORMA DE DESPEGUE PARA EL

    VEHICULO AREO PILOTEADO POR CONTROL REMOTO(RPV) DESARROLLADO EN EL CIDFAE ALA # 12 YCONSTRUCCIN DE PLATAFORMA A ESCALA 1: 5

    PROYECTO PREVIO A LA OBTENCIN DEL TTULO DE INGENIEROMECNICO

    Tnte. Julio R. Samaniego S.Tnte. Vctor P. Pillajo G.

    DIRECTOR: Ing. Carlos Naranjo

    CODIRECTOR: Ing. Fernando Montenegro

    Sangolqu, Septiembre del 2006

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    CERTIFICACIN

    El proyecto DISEO DE PLATAFORMA DE DESPEGUE PARAEL AVIN DE RECONOCIMIENTO NO TRIPULADO (RPV)DESARROLLADO EN EL CIDFAE ALA # 12 Y CONSTRUCCINDE PLATAFORMA A ESCALA fue realizado en su totalidad por los seores Tntes. Julio R. Samaniego S. y Vctor P. Pillajo G,como requerimiento parcial para la obtencin del ttulo deIngeniero Mecnico.

    _________________ ______________________

    Ing. Carlos Naranjo Ing. Fernando Montenegro

    DIRECTOR CODIRECTOR

    Sangolqu, Septiembre del 2006

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    LEGALIZACIN DEL PROYECTO

    DISEO DE PLATAFORMA DE DESPEGUE PARA EL AVIN

    DE RECONOCIMIENTO NO TRIPULADO (RPV)

    DESARROLLADO EN EL CIDFAE ALA # 12 Y CONSTRUCCIN

    DE PLATAFORMA A ESCALA

    ELABORADO POR:

    _______________________ ____________________

    Tnte. Julio R. Samaniego S. Tnte. Vctor P. Pillajo G.

    FACULTAD DE INGENIERA MECNICA

    _______________________

    Mayor. D. A. Byron Sierra T.

    DIRECTOR

    Sangolqu, 2006-Septiembre

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    DEDICATORIA

    A MIS PADRES, HIJAS Y ESPOSA, QUIENES ME BRINDARON

    APOYO INCONDICIONAL Y LA FUERZA NECESARIA PARA

    SEGUIR ADELANTE; CRISTALIZANDO AS UNO DE MIS

    OBJETIVOS PROPUESTOS: LA CULMINACIN DE MI

    CARRERA PROFESIONAL.

    JULIO ROBERTO

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    AGRADECIMIENTO

    A DIOS POR HABERME GUIADO Y PRESTADO LA VIDA; A MI

    FAMILIA POR EL APOYO INCONDICIONAL QUE SIEMPRE ME

    BRIND; A LA ESCUELA POLITCNICA DEL EJRCITO Y A

    TODOS SUS CATEDRTICOS POR HABERME FORMADO

    COMO PROFESIONAL; A LA FUERZA AREA ECUATORIANA

    POR HABERME BRINDADO LA OPORTUNIDAD DE AMPLIARMIS CONOCIMIENTOS Y POR EL APOYO DESINTERESADO

    QUE ME BRIND PARA LA REALIZACIN DE LA PRESENTE

    TESIS

    JULIO ROBERTO

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    DEDICATORIA

    A MI QUERIDA FAMILIA, ESPOSA E HIJOS Y EN ESPECIAL A

    MI PADRE Y MADRE POR EL APOYO QUE ME HA BRINDADO

    DURANTE TODA LA VIDA, SUS SACRIFICIOS Y ENSEANZAS

    ME AYUDARON A ALCANZAR UNO DE MIS OBJETIVOS: SER

    PROFESIONAL

    VCTOR PATRICIO

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    AGRADECIMIENTO

    A DIOS Y A TODAS LAS PERSONAS E INSTITUCIONES QUE

    CONTRIBUYERON PARA LLEVAR A FELIZ TRMINO LA

    REALIZACIN DE LA PRESENTE TESIS.

    VCTOR PATRICIO

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    CAPTULO 1

    INTRODUCCIN Y JUSTIFICACIN

    1.1. INTRODUCCIN

    En los ltimos aos, han despuntado altas tecnologas (especialmente en elrea de electrnica y comunicaciones), denominadas "tecnologas duales", conaplicacin tanto en el campo militar como en el civil.

    Tras el fin de la guerra fra, las aplicaciones civiles derivadas de sistemas queanteriormente se conceban para uso exclusivamente militar, han ido tomandocada vez mayor importancia.

    Parte de estas tecnologas duales son los Sistemas RPV (Remote PilotVehicle) vehculos areos piloteados por control remoto, comandados ycontrolados desde tierra por Estaciones de Control denominados sheltter en lasiguiente secuencia: despegue, vuelo y recuperacin.

    El despegue normal se ejecuta desde una pista pero adems se han venidoconstruyendo sistemas que simplifiquen esta labor a travs de plataformas delanzamiento; que expulsan al vehculo por medio de las siguientes formas depropulsin: catapulta, neumtica, hidrulica, cohete.

    Estos vehculos poseen una gran autonoma de vuelo la cual hace mucho msefectivo su propsito.

    La recuperacin de este tipo de aeronaves, de igual forma son varias, lasmismas que son: aterrizaje sobre ruedas, red, cable o paracadas.

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    La estacin de Control se basa en sheltter (cuarto de operacin y control) quealojan en su interior los equipos para comunicaciones, procesamiento de datos,clculos, visualizacin, monitoreo, control, etc.

    El objetivo fundamental de estas aeronaves es el de transmitir imgenes deseguimiento y control de objetos o zonas geogrficas determinadas, en tiemporeal, utilizando para ello aeronaves de poco peso y dimensiones reducidas.Estos vehculos van provistos de un sistema de transmisin de imgenes,fcilmente instalable en su interior.

    Las funciones principales de los RPV son:

    - Misiones Militares

    - Misiones de Inteligencia

    - Vigilancia de fronteras

    - Control pesquero

    - Misiones civiles:

    -Deteccin y monitorizacin de incendios

    - Vigilancia policial

    - Control forestal

    1.2. DEFINICIN DEL PROBLEMA

    La Fuerza Area en su afn de cumplir sus objetivos estratgicos entre loscuales se encuentra el desarrollo tecnolgico, designo a travs de la DIAF(Direccin de la Industria Aeronutica) al CIDFAE (Centro de Investigacin yDesarrollo de la Fuerza Area), la construccin de un vehiculo areo tripuladopor control remoto (RPV).

    La aeronave necesita para su despegue de una distancia aproximada de 200 my sin obstculos en su recta de despegue, condicin que limita realizar sus

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    operaciones de vigilancia y observacin en lugares limitados por esta distanciay a su vez posean obstculos propios del terreno; por tal razn se plantedisear una plataforma porttil que permita operar esta aeronave en cualquierlugar, en todo tipo de terreno.

    Puesto que la aeronave fue diseada y construida en su totalidad en el pas,resulta procedente que los equipos de apoyo como la plataforma porttil dedespegue que sta requiere, se desarrollen igualmente en el mismo, en lamedida de lo posible, por tal razn en el presente proyecto se pretendesatisfacer la necesidad existente, del diseo de una plataforma para el RPV.

    1.3. OBJETIVOS

    1.3.1. General

    Disear una plataforma de despegue porttil para el RPV, construido en elCIDFAE del Ala 12 de la Fuerza Area, con la suficiente capacidad de impulso

    que le permita un decolaje normal, cumpliendo con los parmetros de diseo.

    1.3.2. Especficos

    Disear la plataforma de despegue.Satisfacer los parmetros de diseo correspondientes a las variables de

    entrada y salida exigidas por el avin de reconocimiento no tripulado(RVP).Construir un modelo de plataforma a escala que sirva de base para eldiseo de la plataforma real requerida para el despegue del avin dereconocimiento no tripulado (RVP).Realizar las pruebas de la plataforma prototipoAnalizar el proyecto en trminos Econmico- Financieros

    1.4. JUSTIFICACIN

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    Debido al nivel de importancia del presente proyecto y toda la repercusin queste tiene, no solo en el ambiente militar sino tambin en el civil, su desarrollorepercute a gran escala hasta llegar a la misma seguridad nacional.

    Destacando los siguientes aspectos:

    a) Rapidez y eficiencia en el despegue.b) Control del nivel de altura para lanzamientoc) Factibilidad para realizar el despegue en terrenos de poca accesibilidad.d) Disminucin de la dependencia tecnolgica exterior

    En consecuencia se justifica plenamente el diseo de una plataforma dedespegue para el avin de reconocimiento no tripulado (RPV) desarrollado porel CIDFAE Ala # 12 y la construccin de la plataforma a escala.

    CAPTULO 2

    PLATAFORMAS DE DESPEGUE PARA AERONAVES DERECONOCIMIENTO NO TRIPULADAS (RPV)

    2.1. DEFINICIN

    Se entiende por plataforma de lanzamiento al mecanismo que permite que unobjeto adquiera el impulso necesario, para al ser disparado describa una

    trayectoria parablica y pueda sustentarse por si mismo.

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    Tambin se puede decir que sirve como gua o soporte durante el tiemponecesario para que sus aletas acten aerodinmicamente y aseguren el rumbovertical del cohete. Se utilizara una chapa deflectora de los gases decombustin para evitar que estos daen el suelo y se debe limpiar devegetacin seca y de otros materiales combustibles un rea circular con unradio de cinco metros alrededor de la rampa para evitar incendios.

    Figura 2.1. Esquema bsico de una plataforma de despegue

    Fuente: http://www. electricFly l'Aereomodellismo Elettrico.htm

    2.2. PLATAFORMAS DE LANZAMIENTO EXISTENTES

    En el mundo se han desarrollado varios tipos de plataformas, ya que con lacreacin de los RPV, ha sido de alta prioridad su construccin. En trminosestructurales, todas cumplen la misma funcin, lo nico que las diferencia es eltipo de propulsin utilizado en su operacin (mecnica, hidrulica, neumtica o

    pirotcnica. Los Estados Unidos de Norteamrica, por ejemplo, ya posee estoselementos en las Fuerzas Armadas. Su proceso de investigacin dur muchotiempo e involucr Ingenieros en todas las especialidades.1

    1CENTRO DE PRESIONES Y SUSTENTACIN. 1 ed. Argentina 2004. pg 1 45. Disponibleen: http//[email protected]

    mailto:[email protected]:[email protected]:[email protected]:[email protected]

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    Figura 2.2. Plataforma semi-rgida

    Fuente: http://www.catapulta

    Por otra parte varios pases europeos han desarrollado un programa novedoso,para crear una serie de RPVs que posean una gran autonoma, 2 y que operentanto en el da como en la noche, cuya funcin principal implica transmitirinformacin acerca de diferentes tpicos: militares, seguimiento de incendios,proteccin de fronteras de pases y control del trfico martimo.Todos estos vehculos requieren ser lanzados desde una estacin de controlfcilmente transportable y mvil, denominada plataforma de despegue.3

    Figura 2.3. Plataforma de madera desmontable

    Fuente: http://www. ROMEO VOLPE - NEWS _.htm

    2 BRIAN M, TICE P.vehculos areos no tripulados. 3 ed. USA. 2003.Disponible en:http/www.vehculos aereos no tripulados.htm

    3 CHAPMAN R, LEE E. Vehculos Areos de copmbate no tripulados"Welch: Deeper CutsWould Increase Ousters,"Air Force Times . 1 ed. New Cork. 1990. pg. 42-89. Disponible en:

    http/www.vehculos areos no tripulados.htm

    http://www.catapulta/http://www.catapulta/http://www.catapulta/http://www.catapulta/

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    2.3. CLASIFICACIN

    2.3.1. DE ACUERDO A LA ESTRUCTURA

    Existen dos tipos de Estructuras: Compactas y Reticulares.

    2.3.1.1. Estructura compactas

    Compuesta por placas y lminas dispuestas de tal manera que conformen unsolo cuerpo y faciliten el despegue en condiciones ptimas; este tipo deestructura se utiliza tanto para operaciones civiles como militares.

    Figura 2.4. Plataforma compacta.

    Fuente: http://www. ROMEO VOLPE - NEWS _.htm

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    2.3.1.2. Reticulares

    Compuesta por elementos desmontables (vigas o columnas), unidos mediante

    pernos o pasadores. Consta de un conjunto de barras que toman la forma de lapista de despegue; en esta pista se guiar el fuselaje de la aeronave,sujetndola de igual forma en todos los puntos en los cuales presentedesequilibrio, dando de esta forma la mxima estabilidad de salida.

    Figura 2.5. Plataforma reticular

    Fuente: http://www. Aereomodellismo Elettrico.htm

    2.3.2. DE ACUERDO AL TIPO DE PROPULSOR4

    2.3.2.1. Mecnicas

    4 ELLIOTT E. "New Wings Gives IAI's Searcher UAV 24-Hour Endurance,"Flight International .

    3 ed. Nuevo Mxixo. 1990.pg 15.

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    Figura 2.7. Catapulta bsica

    Fuente: http://www.catapulta.com

    2.3.2.2. Neumticas

    Se utilizan altas presiones y caudales de aire como elemento propulsor.La lanzadera tendr una rampa neumtica para facilitar el lanzamiento, estetipo de plataformas se utiliza especialmente en las misiones de tipo militar(utilizado en portaviones); debido al criterio modular con el que concepta estesistema requiere pocas personas para poner en marcha la misin (seis comomximo).

    El grfico muestra una catapulta neumtica de 30 atmsferas montada sobreremolque siendo usada para lanzar un prototipo de exploracin sobre el roColumbia en EE.UU.

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    Figura 2.8. Plataforma neumtica

    Fuente: http://www.ElectricFlyl'AereomodellismoElettrico.htm

    2.3.2.3. Hidrulicas

    Basadas en pistones hidrulicos que suministran la potencia necesaria para

    lograr un efectivo disparo.

    La lanzadera tendr una rampa hidrulica para facilitar el lanzamiento y se

    utiliza en las misiones de tipo civil y militar.

    La ventaja principal es el grado de seguridad operativa y el bajo nivel de ruido.

    Como desventaja se establece el costo de los equipos y la dificultad para armar

    y desarmar mientras son desplazados de un lugar a otro, puesto que se corre

    el riesgo de prdidas de lquido hidrulico y ajustes durante la operacin.

    http://www.electricflyl%27aereomodellismoelettrico.htm/http://www.electricflyl%27aereomodellismoelettrico.htm/http://www.electricflyl%27aereomodellismoelettrico.htm/http://www.electricflyl%27aereomodellismoelettrico.htm/

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    Figura 2.9. Plataforma hidrulica

    Fuente: http://www. Catapultahidrulica.htm

    2.3.2.4. Pirotcnica (Cohete)

    El elemento propulsor ser un cohete mismo que puede operar mediante

    combustible slido, lquido o vapor (agua recalentada)5

    Principalmente el tipo de propulsin pirotcnica con combustible de vapor

    genera emisiones bajas en humos y seal infrarroja6 para que su deteccin por

    parte del enemigo sea lo ms difcil posible, se utiliza esencialmente en las

    misiones de tipo militar7.

    En general, un aspecto importante a considerar es el nivel de ruido que genera

    y la gran cantidad de combustible que consume para generar el impulso

    instantneo.10

    Esto lo ubica como un elemento altamente contaminante en elentorno de operacin.

    Como ventajas se puede mencionar su pequeo tamao y las altsimas

    velocidades alcanzadas, generalmente supersnicas, aspecto que le ha

    5 WANSTALL B, SWEETMAN B "Unmanned Aircraft Fit Tight Budgets" .1 ed. New York.1999. pg 357

    6 BRECK W, HENDERSON L. "Boeing Condor Raises UAV Performance Levels,"Aviation Week and Space Technology. 1 ed. California. 1990. pg. 23-38.

    7 GILMARTIN P."USAF Wild Weasel Plans Hinge on Force Structure Changes,"Aviation Week and Space Technology . 2 ed. San francisco. 1990. pg 21.

    10 THOMAS P. BURKE J.Israeli Mastiff Mk III Mini-RPV System Washington, D.C. Agencia de

    Inteligencia de Defensa. 1 ed. Washington. 1996. pg 34

    http://www/http://www/http://www/http://www/

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    permitido ampliar su abanico de accin en el campo de lanzamiento de

    vehculos de exploracin espacial y en la aviacin supersnica.11

    Figura 2.10. Propulsor rocket

    Fuente: http://www Steam Rockets.htm

    2.4 SISTEMA DE SUJECIN DE LA CARGA

    Debido a que la aeronave no tiene estabilidad en el momento de colocarsesobre la plataforma es necesario equiparle a sta con un sistema que permita

    acoplar el avin con alto grado de seguridad durante la operacin dedespegue.12

    Para cumplir todos los requerimientos de la nave se sugiere las siguientesposibilidades de sujecin de la carga:

    11 LOVECE J. "Joint UAV Program Office Pushes to meet Its Charter,"Armed Forces Journal International . 3 ed. Ohio. 1999. pg

    12 THOMAS P, BURKE L.Israeli Mastiff Mk III Mini-RPV System D.C. Agencia de Inteligencia

    de Defensa. 1 ed. Washington. 1996. pg 23-60.

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    2.4.1. EN FORMA DE CUNA

    Consta de tres elementos en forma de Y los cuales irn sujetos al fuselaje del

    avin, tratando de esta manera de sujetar en todos sus puntos claves y con

    mayor ndice de desequilibrio.13

    Figura: 2.11. Sistema de carga tipo cuna.

    Fuente: http://www.catapulten.com

    13 SWEETMAN B, WANSTALL W. "Unmanned Aircraft Fit Tight Budgets". 1 ed. . Pars.1990). pg. 317

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    Figura: 2.12. Cuna de soporte.

    Fuente: http://www.catapulten.com

    2.4.2. EN FORMA RETICULAR

    En este caso la retcula es una estructura desmontable que sirve de apoyo para

    ciertas partes de la nave de manera que le permitan estabilizarse durante el

    despegue.14

    Figura: 2.13. Soporte reticular.

    Fuente: http://www.catapulten.com

    14 SWEETMAN B, WANSTALL W. "Unmanned Aircraft Fit Tight Budgets". 1 ed. Pars.1990). pg. 317.

    http://www.catapulten.com/http://www.catapulten.com/http://www.catapulten.com/http://www.catapulten.com/

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    2.5. AVIN DE RECONOCIMIENTO NO TRIPULADO RPV: PARMETROS

    FUNCIONALES

    2.5.1. IDENTIDAD

    Debido al desarrollo tecnolgico en el cual se halla inmersa la Fuerza Area, ypor la creacin de las aeronaves de reconocimiento, se pudo determinar atravs del CIDFAE que se poda desarrollar una plataforma de lanzamiento que

    en general reduzca costos de operacin y ample el campo de accin, quecomo parte fundamental del plan econmico de sta traer beneficios para lainstitucin.A continuacin se detallan las caractersticas tcnicas ms importantes de lacarga del (RPV).

    2.5.2. Parmetros del RPV

    Las caractersticas tcnicas y operativas se detallan a continuacin:

    2.5.3. Parmetros Tcnicos RPV

    Caracterstica Indicador

    Peso vaci 190 lb.

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    Peso combustible 50 lb

    Peso carga 60 lb

    Mximo peso de despegue 300 lb.

    Factor de seguridad 1.5

    Peso de diseo 450 lb.

    Longitud de la nave 3.6 m

    Envergadura 4.4 m

    Altura 0.55 m

    Dimetro del fuselaje 0.30 m

    Disposicin de las ruedas 2 posteriores, 1 anterior

    Distancia entre ejes de ruedas 1.50 m

    Distancia exterior de ruedas posteriores 1.10 m

    Tipo de motor Alternativo, 2 ciclos, 342 cc

    Potencia 26 HP

    Combustible Gasolina-Aceite 4%

    Tren Fijo

    2.5.4. Parmetros Operativos

    Caracterstica Indicador

    Tiempo de vuelo mximo 5horas

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    Rango (lnea de vista) 60 millas

    Alcance transmisin de video 30 Km

    Techo de servicio 15000 pies

    Velocidad de crucero 90 nudos

    Velocidad de bsqueda 80 nudos

    Velocidad STALL 30 nudos

    Factor de confiabilidad 1.3

    Velocidad diseo 40 nudos

    2.6. RESTRICCIONES DEPENDIENTES DE LA CARGA

    Caracterstica Indicador

    ngulo de disparo > 15 y < 20

    Velocidad mnima de STALL 30 nudos

    Longitud de la plataforma No mayor a 12 m

    Distancia exterior de ruedas posteriores 1.10 m

    Distancia entre ejes de ruedas 1.50 m

    Longitud de la nave 3.6 m

    2.6.1. Variables de entrada

    Avin de reconocimiento piloteado por

    control remoto

    RPV

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    Peso del avin incluido el combustible 1999 N

    Longitud del avin 3.6 m

    Envergadura 4.4 m

    2.6.2. Variables de salida

    Velocidad de diseo 23.16 m/s

    Angulo de diseo 15

    Montaje de plataforma Simple

    Concepcin Modular

    Materiales Resistentes y ligeros

    2.6.3. Variables solucin

    A continuacin enumeraremos los sistemas con los cuales se podr cumplircon las variables de salida:

    - Tipo de estructura de la plataforma

    - Tipo de propulsin

    - Materiales de construccin

    - Tamao de la plataforma- Sujecin de la carga

    2.7. CRITERIOS DE DISEO

    La plataforma ser diseada bajo los siguientes criterios de diseo, a fin de

    cumplir con los requerimientos operacionales con el ms mnimo margen deerror.

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    - Facilidad de manejo

    - Costo de fabricacin

    - Seguridad de operacin15

    - Confiabilidad16

    - Exactitud y precisin

    - Facilidad de mantenimiento y reparacin

    - Bajo peso

    - Bajo ruido- Facilidad de transportacin

    2.8. ALTERNATIVAS PARA LAS VARIABLES SOLUCIN

    A continuacin se analizar cada una de las alternativas vistas anteriormentecomparndolas con los criterios de diseo impuesto a fin de obtener la mejoropcin para el diseo y cumplir de mejor manera con los parmetrosoperacionales de despegue del RPV.

    2.8.1. Tipos de estructuras de la plataforma

    Como vimos anteriormente tenemos las siguientes:

    15 ROSIQUE J, COCA R. Ciencia de Materiales. 5 ed. Madrid. 1999. pg 102-130.16 BAUMMEISTER T, AVALLONE A. Manual del ingeniero mecnico. 8 ed. Bogot.

    1989.Sec. 6-1 a 6-142

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    Estructura compacta

    Estructuras reticulares

    2.8.2. Tipo de propulsin

    De la informacin recavada se definen los siguientes tipos:

    Mecnica

    NeumticaHidrulica

    Pirotcnica

    2.8.3. Sistema de sujecin de la carga

    Detalladas en el presente documento y son:

    En forma de Cuna

    En forma reticular

    2.9. SELECCIN DE ALTERNATIVA

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    Para la seleccin de la mejor alternativa habr que considerar los criterios dediseo y los tipos tanto de estructura como de propulsin que hemos analizadoy calificarlos en una escala de 1 a 10 de menos a ms conveniente.

    2.9.1. Seleccin de la estructura de la plataforma

    El tipo de estructura seleccionado para la plataforma a disearse es el

    reticular

    F A C T O R E S D I S E O

    Alternativas

    Para laestructura de laplataforma

    Facilidad de manejo

    Costo de fabricacin

    Seguridad de

    O

    eracin

    Confiabilidad

    Exactitud y

    Precisin

    Facilidad de

    Mantenimiento y

    Peso

    Ruido

    Facilidad de

    Transportacin

    TOTAL

    Compactas 9 4 10 10 10 9 3 9 4 68

    Reticulares 8 8 9 8 7 10 8 5 10 73Mixtas 7 5 8 7 9 8 7 6 6 63

    F A C T O R E S D I S E O

    Alternativas

    de propulsin

    Facilidad

    de

    m

    anejo

    C

    osto de

    fabricacin

    Seguridad de

    O

    eracin

    C

    onfiabilidad

    Exactitud y

    Precisin

    Facilidad de

    M

    antenimiento y

    R

    earacin

    Peso

    R

    uido

    Facilidad de

    Transportacin

    TOTAL

  • 8/7/2019 T-ESPE-014376

    30/149

    xxx

    2.9.2. Seleccin del tipo de propulsin

    El tipo de propulsor seleccionado es el mecnico

    2.9.3. Seleccin del sistema de sujecin de la carga

    El tipo de sujecin seleccionado es el sistema directo es decir aquel que

    nos permita enganchar el avin directamente al sistema propulsor

    2.10. DESCRIPCIN DE LA ALTERNATIVA SELECCIONADA

    Luego de haber seleccionado el tipo de estructura, propulsin y sujecin decarga que conformarn la plataforma de lanzamiento de acuerdo a las matricesde seleccin; la plataforma estar conformada y estructurada de la siguientemanera:

    MEC NICA 7 9 8 7 7 8 7 9 7 69

    NEUM TICA 8 7 8 9 7 6 6 8 6 65

    HIDRULICA 9 8 8 8 8 7 5 8 6 67

    PIROTCNICA 9 6 9 8 6 5 9 5 7 64

    F A C T O R E S D I S E O

    Alternativas

    Para la sujecin

    de la carga Facilidad

    de

    man

    ejo

    Costo de

    fabricacin

    Seguridad de

    Oeracin

    Confiabilidad

    Exactitud y

    Precisin

    Facilidad de

    Man

    tenimiento y

    Peso

    Ruido

    Facilidad de

    Transportacin

    TOT

    AL

    Cuna 9 4 9 8 9 9 6 8 7 69

    Reticulares 6 8 8 6 7 8 9 7 8 67

    Directa 9 8 8 7 8 9 9 8 8 74

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    31/149

    xxxi

    - Una estructura reticular diseada para soportar la carga

    - Un sistema propulsor mecnico con capacidad para impulsar la carga

    segn las exigencias de despegue

    - Un sistema de sujecin de carga tipo directo adaptable a las

    caractersticas exteriores de la carga

    As pues el mecanismo ms conveniente a los intereses del proyecto deDiseo de la plataforma porttil para el RPV resulta ser una estructura reticular

    con propulsin mecnica y un sistema de sujecin de carga directo,17 que

    cumpla los requerimientos operativos del RPV

    Lo que corresponde a materiales y tamao de la plataforma se definir en elcaptulo correspondiente a diseo.

    CAPTULO 3

    DISEO DE LA PLATAFORMA DE DESPEGUE PARA ELVEHCULO AREO PILOTEADO POR CONTROL REMOTO

    (RPV)

    3.1. MODELO MATEMTICO

    El fenmeno fsico de lanzamiento a travs de una plataforma, se identificaplenamente con un tiro de can, mismo que representa el evento de una

    17 THOMAS P, BURKE L.Israeli Mastiff Mk III Mini-RPV System D.C. Agencia de Inteligencia deDefensa. 1 ed. Washington. 1996. pg 23-60

  • 8/7/2019 T-ESPE-014376

    32/149

    xxxii

    partcula que se desplaza a travs de una trayectoria parablica ideal, convelocidades instantneas compuestas.

    El ngulo mnimo de despegue del RPV de acuerdo a las pruebas realizadaspor el personal de Oficiales Pilotos encargados de operar el proyecto es de 15,y en virtud de que mientras mayor sea el ngulo se pierde sustentacin yrequerira de mayor potencia este no puede ser mayor a 20, como dice laAsociacin de Cohetera Experimental y Modelista Argentina L a plataforma delanzamiento no se apartar ms de 20 grados de la vertical; en vuelosinaugurales, se inclinar la rampa contra el viento y el personal presente secolocar de cara a ste, en lnea con la rampa y a sotavento de sta.

    Figura 3.1. Grfico de tiro parablicoSin embargo, a fin de disear con la medida ms adecuada, realizaremos unanlisis a diferentes ngulos de disparo, a fin de definir de mejor manera el

    ngulo ms ptimo.

  • 8/7/2019 T-ESPE-014376

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    xxxiii

    CUADRO COMPARATIVO A DIFERENTES NGULOS DE TIRO

    Desde el punto de vista estructural resulta ms sencillo y menos costoso

    rigidizar la estructura de menores dimensiones.

    Desde el punto de vista logstico no se requiera apoyo de maquinaria paraarmar y desarmar una estructura de 1.42.m de altura.Es importante mencionar que el avin RPV dispone de un motor de 26 HP elcual brindar la potencia adicional para el despegue de la aeronave. Por estrazn en el cuadro comparativo se menciona a la fuerza necesaria como unafuerza media la cual ser proporcionada por el sistema de propulsin y elcomplemento de la fuerza necesaria ser aportado por el motor de la aeronave.Se realiza esta consideracin debido a que el avin no dispone de un controlde encendido automtico lo cual obliga a que sea disparado con su motor

    encendido a full potencia, adems que constituye un factor de riesgo el no

    DATO FORMULAngulo de tiro Parmetro

    establecido15 20

    Velocidad desustentacin

    Parmetroestablecido

    20 m/s 20 m/s

    Velocidad de disparox

    V V nsustentaciO cos

    20.7 m/s 21.3 m/s

    Tiempo de disparogsenxV

    t o 0.55 segundos 0.74 segundos

    Masa de la nave M 204 kg. 204 kg.Peso de la nave P = M* g 1999 N 1999 NCantidad de movimiento Cm = M*v 4080 kg*m/s 4080 kg*m/sImpulso requeridomedio

    I = F*t = Cm 4080 kg*m/s 4080 kg*m/s

    Fuerza media necesariat

    C m 4080/0.55 = 7418 (kg*m/s2)N

    4080/0.74 = 5513 (kg*m/s2)N

    Distancia recorridahasta la cima

    F

    T d 40800/7418 = 5.5 m 40800/5513 = 7.4 m

    Componente de Fuerzamedia

    F = P*senX 7418 Sen 15 = 1987(kg*m /s2)N

    5513Sen 20 = 2008(kg*m /s2)N

    Trabajo medio realizado T = F*d 1987 * 5.5 =10929 N*m 2008*7.4 =14859 N*mPotencia mediaRequerida t

    T 10929/0.55 = 19871Watts /746 = 26.6Hp

    14859/0.74 = 20080Watts/746 = 26.9 Hp

    Altura mxima de lapista

    h = d*sen X 5.5 sen15 = 1.42 m 7.4 sen20 = 2.53 m

  • 8/7/2019 T-ESPE-014376

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    xxxiv

    realizar las pruebas funcionales en tierra del motor y verificar sus parmetrosde funcionamiento.Por todo lo demostrado estructural, logstico y tcnicamente podemos ver queel mejor ngulo de disparo es el de 15.Datos de entrada:

    Vo =sm

    7.20 (3-1)

    Vox =sm

    20 (3-2)

    Voy =s

    m36.5 (3-3)

    ngulo = 15

    La plataforma tendr un ngulo de inclinacin de 15, el ancho mximo serde 120 cm. para satisfacer la distancia entre ruedas posteriores (110 cm), dadoen la seccin 2.6 como restriccin. La condicin real de sustentacin del RPV,exige que su velocidad en el vrtice de la parbola (correspondiente a la altura

    mxima) del tiro parablico, tenga un valor de sm

    20 , en este punto esta

    velocidad corresponde a 15cosVoVo x y como esta velocidad es

    independiente de la componente Voy y constante para todo el trayecto

    parablico; tendr el mismo valor en la posicin inicial, en donde Vo =sm

    7.20 y

    la componente Voy =s

    m36.5 , el tiempo que tarda hasta llegar a la altura

    mxima es igual a sg

    Vosent 55.0

    15 , cmg

    senV H o 146

    2

    15 2

    max ; En

    consecuencia el tiro parablico se ajusta matemticamente al decolaje de unRPV a travs de una plataforma de despegue, y la solucin matemtica y fsicadel tiro parablico10 representar las diferentes instancias del despegue en unapista rectilnea real, como se muestra en la siguiente figura.

    10MAIZTEGUI A, SABATO J. Introduccin a la Fsica. 6 ed. Buenos Aires. Editorial Kapelusz.1957. Pg. 160-162.

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    xxxv

    Figura 3.2. Bosquejo bsico de la pista

    En el punto BVo = Vox =

    s

    m20

    Voy =sm

    00.0

    El avin parte del reposo y debe adquirir la velocidad de stall al final de la pista,esta velocidad debe coincidir con la velocidad del punto ms alto de la parbola

    correspondiente al modelo matemtico.

    ngulo BAD = 15

    3.2. CINEMTICA DEL DESPEGUE

    El avin tiene un peso de 136 Kg. incluyendo su combustible y carga, pero

    para condiciones de diseo utilizaremos un factor de seguridad de 1.5 por talrazn el peso de diseo ser de 204 Kg., despegar desde una plataforma con

    inclinacin de 15 y alcanzar una velocidad mnima des

    m20 para adquirir

    autonoma de vuelo.

    En consecuencia el peso del avin generar una fuerza resistiva a ser vencida,para romper la inercia y alcanzar la velocidad de sustentacin.

    A

    B

    Vox

    Voy

    CD

    Vo

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    xxxvi

    Se requerir realizar un trabajo medio que deber ser cumplido por elmecanismo propulsor encargado de desplazar la nave hasta el final de larampa, el restante trabajo ser cumplido por el motor del avin (26-30 HP) paraen conjunto generar las condiciones de despegue al final de la plataforma.Por esta razn de aqu en adelante trataremos al fenmeno sin considerar lapotencia adicional que ser dada por el motor, y los clculos se realizarn paralograr alcanzar la fuerza media necesaria para el despegue.

    Entonces:Si al trabajo se lo divide por el tiempo requerido para llegar hasta el final de laplataforma, condicin en la cual la nave adquiere autonoma de vuelo, setendr la potencia necesaria para satisfacer las variables condiciones desustentacin.

    Peso total del avin en condiciones de despegue = N sm

    Kg 19998.9*204 2

    Este es el peso que tiene el avin en condiciones gravitacionales estndar.Este peso ha de ser deslizado a travs de la trayectoria inclinada de laplataforma de despegue, venciendo las fuerzas inerciales de reposo y

    gravedad hasta alcanzar la velocidad de diseo (sm20 ), al final de la plataforma

    de despegue, como se muestra en la siguiente figura.

    Figura 3.3. Partcula en posicin de despegue

    El desplazamiento del avin a travs de la pista es un caso de movimientouniformemente variado en donde el avin parte del reposo y comienza a

    F

    TB

    DA

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    xxxvii

    incrementar la velocidad hasta llegar a la velocidad de diseo en el instanteque abandona la pista, la siguiente figura ilustra este evento.

    Figura 3.4. Partcula abandonando la pista

    Al llegar al final de la pista, el avin habr desarrollado una cantidad demovimiento dada por la siguiente frmula:

    Cantidad de movimiento = masa * velocidad (3-4)

    Remplazando valores:

    Cantidad de movimiento =s

    mKg20*

    204

    Cantidad de movimiento = 4080 kg m/s

    Esta cantidad de movimiento ser generada mediante el impulso del propulsor,dado por la siguiente frmula:

    Impulso = Fuerza * tiempo (3-5)

    El impulso y la cantidad de movimiento son iguales, luego:

    Impulso = Cantidad de movimiento (3-6)

    F * t = m * v

    F

    V

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    xxxviii

    En donde:

    F = Fuerza de impulsint = Tiempo de accin de la fuerza hasta H mxima 0.55 sm = Masa del mvilv = Velocidad de sustentacin

    Reemplazando valores:

    smKg

    t F 20*204

    * F * 0.55s = 4080 Kg m/sF = 7418 N

    Con esta fuerza de impulso, el trabajo necesario para que el avin adquiera lascondiciones de sustentacin en su movimiento uniformemente variado, estdado por la siguiente frmula:

    F * d = * m * v2 (3-7)Donde:

    F = Fuerza de impulsind = Distancia a recorrer hasta alcanzar la velocidad de

    sustentacinm = Masa del avin

    v = Velocidad de sustentacin

    Remplazando valores en la ecuacin anterior se tiene:

    2

    22)20(*204

    2

    1*7418

    sm

    Kgd N

    2

    2

    *40800*7418smKgd N

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    xxxix

    d = 5.5 mEsta es la distancia mnima que debe recorrer el mvil para alcanzar lavelocidad de sustentacin al final de la pista con la fuerza de propulsincalculada.

    3.3. TRABAJO DESARROLLADO

    La solucin de la ecuacin (3-7), determina el trabajo realizado por la fuerza deimpulsin (F).

    Trabajo = 4164 kg * m= U (energa acumulada)

    mKgN

    KgTrabajo*

    8.9*4164

    Trabajo = 40807 N*m (Julios)

    3.4. POTENCIA DEL PROPULSOR

    Este trabajo dividido por el tiempo requerido para ejecutarlo dar la potencia

    del mecanismo propulsor.

    As:

    tiempotrabajo

    Potencia (3-8)

    VatiossJ

    sJ

    Potencia 741957419555.0

    40807

    HPvatiosPotencia 00.99746

    74195

    Como el trabajo requerido por el avin para despegar, ha de ser realizado porel mecanismo propulsor (Elastmero), seleccionado de acuerdo a las mejorescaractersticas de elongacin y mdulo de elasticidad (Tabla de clasificacinpor propiedades), convenientes a los intereses del proyecto; las caractersticasde las mejores opciones se especifican en la tabla (3.1)

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    xl

    Tabla 3-1. Clasificacin por propiedades de los elastmeros

    Caracterstica Material 1 Material 2Nombre Usual Caucho natural UretanoNombre qumico Polibutadieno PoliuretanoDesignacinASTM 0-1418 NR AU-EUClasificacin SAE 1200ASTM 02000 AA BGResistencia a laTraccin

    30 N -mm2 45 N -mm2

    Alargamiento de rotura 650% 750%Mdulo de Elasticidad 452270 N-m2 588000 N-m2

    El elastmero, al sufrir deformacin, genera tensin y acumula energapotencial que puede ser liberada en el momento deseado.

    3.4.1. Clculo y seleccin del elastmero

    La energa potencial del elastmero est dada por la siguiente frmula:

    E ALF

    U muladaEnergiaAcu*

    *)(

    2

    (3-9)

    Donde:U = Energa Acumulada (40807 N)F = Fuerza de propulsin = 7418 NL = Longitud del elastmeroA = rea transversal del elastmeroE = Mdulo de elasticidad del elastmero

    Despejando A de la ecuacin (3-11)

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    xli

    E U LF

    A*

    *2 (3-10)

    Se observa que el rea de la seccin del elastmero es inversamenteproporcional al mdulo de elasticidad (E).

    Despejando L de la ecuacin (3-11)

    2

    **

    F E AU

    L (3-11)

    Se observa que la longitud del elastmero es directamente proporcional almdulo de elasticidad (E)

    Del anlisis anterior se deduce que para una longitud de elastmero (L), el msconveniente resulta el que tenga el menor mdulo de elasticidad, puesto queello garantiza un rea y una longitud mnimas.

    Por consiguiente el tipo seleccionado ser el Polibutadieno NR-AA

    En virtud de que la energa requerida ya se calcul y que los fabricantesproducen diferentes dimetros y longitudes, se puede asumir indistintamente:una longitud arbitraria o una seccin, dependiendo de las circunstancias, paradeterminar la otra magnitud mediante el clculo correspondiente, entonces, en

    este caso se prefijar la longitud debido a las circunstancias geomtricas de lapista, y se calcular el rea correspondiente:

    Reemplazando valores en la ecuacin (3-10)

    E U LF

    A*

    *2

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    42/149

    xlii

    2

    22

    452270**40807

    2*)7418(

    m

    N mN

    mN A

    A = 0.0059 m2 A = 59 cm2

    Para un elastmero de seccin circular:

    A = 3.1416*r2 (3-12)59 = 3.1416 r2

    r2 = 18.78 cm

    r = 4.33 cm.D = 8.66 cm

    El elastmero ha de tener un dimetro de 8.66 cm

    3.4.2 Deformacin del elastmero

    La deformacin total del elastmero se calcula mediante la siguiente frmula:

    E AlF

    totalDef *

    *. (3-13)

    Donde:F = Fuerza aplicadal = Longitud inicialA = rea transversalE = Mdulo de elasticidad del elastmero(452270 N-m2)

    Remplazando valores:

    22 227.45*59

    200*7418.

    cmN

    cm

    cmN totalDef

    Def. total = 556 cm.Def. total = 5.56 m

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    xliii

    La distancia requerida para que el elastmero se deforme y acumule la energapotencial calculada ser:

    Distancia = longitud inicial + deformacin totalDistancia = 2 m + 5.56 m =7.6 m

    3.5. DIMENSIONES DE LA PLATAFORMA

    La distancia requerida por el elastmero y la disposicin del tensado el cualbordea la pista y presenta una restriccin para las dimensiones, nos da lalongitud mnima la cual debe ser la mitad de la distancia requerida por elelastmero tensado (3.8 m).

    La distancia mnima de la pista calculada previamente (5.5 m), para alcanzar lavelocidad de sustentacin se ajusta a este requerimiento.

    Se requiere que la pista inicie en el piso debido a la necesidad de espacio yfacilidad para colocar el avin en posicin de despegue.

    El mecanismo de tensado del elastmero se ha de colocar en una posicincmoda para el operador de manera que no implique riesgo en el manejo. Estemecanismo consiste en una cuerda enrollada alrededor de un tambor, cuyo ejeestar unido al trinquete generador del torque tensor.

    Tambin habr que considerar la distancia entre ejes del avin (1.50 m) y un

    espacio para colocar cuas de retencin en las llantas posteriores (20 cm.).

    El ancho de la pista ha de ser 120 cm., puesto que la distancia exterior de lasruedas es 110 cm.

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    xliv

    Esta condicin previa y el ngulo de despegue generan las siguientesdimensiones:

    Longitud de la pista = estacionamiento (150 cm) + longitud de pista(550 cm) + espacio para cuas (20 cm) = 720 cm

    Longitud de la base = 696 cmAltura en la parte ms alta = 186 cmAngulo = 15

    Estas dimensiones satisfacen los requerimientos dimensionales para elestirado del elastmero al ser tensado; por lo tanto ya se puede bosquejar lageometra de la plataforma.

    Figura 3.5.- Bosquejo elemental de la plataforma de despegue

    3.6. GEOMETRA DE LA PLATAFORMA

    La estructura de la pista estar conformada mediante dos prticos lateralesdesarmables y unidos a travs de montantes; de manera que formen unaestructura triangular estable y resistente a las deformaciones de traccin,flexin y compresin en el proceso operativo de despegue. Los prticos estarnconformados por dos vigas unidas mediante pivote en la parte superior ymediante una cuerda en sus extremos la cual de acuerdo a su medida nos dael ngulo requerido en este caso 15.

    X

    B

    C

    nave

    A

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    45/149

    xlv

    Los extremos del prtico descansarn sobre rodillos de giro libre con elpropsito de girar la estructura luego de ser armada.

    3.7. DESPEGUE

    El proceso de despegue comprende dos eventos:

    En primer lugar se da la acumulacin de energa potencial mediante el tensadodel elastmero que se desliza sobre el rodillo de giro libre, que est montadoen chumaceras auto-alineadas y colocado en el vrtice superior de laestructura, con el propsito de minimizar el rozamiento del elastmero en sutrayectoria de tensado.

    El otro evento consiste en el deslizamiento de la aeronave a travs de la pistade despegue hasta obtener las caractersticas de velocidad especificadas en eldiseo, para adquirir las condiciones de autonoma de vuelo.

    Figura 3.6. Nave abandonando la pista.

    x

    Aeronave

    AC

    B

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    46/149

    xlvi

    Figura 3.7. Prticos laterales

    En principio los prticos laterales sern dos vigas pivotadas en el vrtice

    superior, apoyadas en ruedas con freno manual y tensadas en sus extremosmediante un cable, condicin que facilitar el montaje y garantizar estabilidaden el momento que la nave abandona la pista.

    Los elementos del prtico tendrn las siguientes dimensiones:

    Figura 3.8. Dimensiones bsicas

    ngulo BAC = 15DB = 186.00 cmAB = 720.00 cmDC = 186.00 cmAD = 696.00 cmBC = 263.00 cmAC = 882.00 cm

    x A

    B

    C D

    x

    B

    A C

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    47/149

    xlvii

    Segn las Frmulas:

    DB = 1.46 m calculado en el anlisis matemtico (altura mxima de laparbola), esto es si el mvil fuera un punto y partiera del reposo con velocidadinicial, no obstante el avin requiere (150 cm +20 cm) de distancia a ms de lalongitud de pista necesaria para alcanzar la velocidad de sustentacin.

    Esto exige incrementar la altura hasta 186 cm segn las siguientes frmulas:

    ngulo BAD = 15 (rango de despegue del RPV)AB = DB / sen15DC = DB por simetraBC = (DB2 + DC2)1/2

    AC = AD + DC

    3. 8. CLCULO DE REACCIONES

    Para facilitar el montaje y desmontaje de la plataforma, sta debe tener pesos

    manejables por dos operadores, por lo tanto se asignar pesos para las vigasde la siguiente forma: AB (40 kg) y BC (10 kg) y el peso del avin se lo dividepara dos y se lo coloca en el centroide del tringulo que forman sus tres llantas;este punto corresponde a un tercio de la distancia entre los ejes de las ruedas,medido desde el eje posterior (50); sin embargo, para que el alern posteriordel RPV no toque el piso, se desplazar el punto de aplicacin de la carga 50cm en el sentido de la pista. Esto se muestra en siguiente diagrama.

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    48/149

    xlviii

    Figura 3.9. Diagrama de cuerpo libre del prtico lateral

    Donde:

    Fa = peso del avin sobre cada prtico (999.5 N)

    Fab = peso de la viga AB (392 N)Fbc = peso de la viga BC (98 N)

    3.8.1. Reacciones cuando el avin entra en la plataforma

    En esta condicin solamente actan las cargas de manera esttica y generanlas siguientes reacciones:

    xA

    B

    C

    Fa

    Fab Fbc

    882

    789

    186

    6348

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    49/149

    xlix

    Figura 3.10. Prtico lateral con el avin solamente colocado en la pista

    Fa = 999.5 N (peso del avin / 2)Fab = 392 N (peso de la viga AB)Fbc = 98 N (peso de la viga BC)

    0AM

    882 Rc 789 * 98 348 * 392 96 * 999.5 = 0882 Rc = 309690Rc = 351.12 N

    0yF

    Ra + Rc 999.5 392 98 = 0Ra + 351.12 999.5 392 98 = 0Ra 1138.3 = 0 Ra = 1138.3 N

    xA

    B

    C

    Fa

    Fab Fbc

    882

    789

    186

    6348

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    50/149

    l

    Figura 3.11. Diagrama de cuerpo libre del elemento AB cuando el avin estasolamente colocado en la pista

    0)( ABFy

    Ra + Rby 999.5 392 = 01138.3+ Rby 999.5 392 = 0Rby 253.12 = 0Rby = 253.12 N hacia arriba

    0)( ABA

    M

    - 999.5 * 96 392 * 348 + 253.12 * 696 + Rbx + 186 = 0Rbx = 302.13Rbx = 302.13 N

    0)( ABxF

    T - Rbx = 0T - 302.13 = 0T = 302.13 N

    A

    B

    C

    Fa

    Fab186

    600

    348Ra

    Rby

    Rbx

    T

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    li

    Las reacciones del elemento AB se muestran en la siguiente figura

    Figura 3.12. Reacciones del elemento AB

    Figura 3.13. Reacciones en el elemento BC

    0yF

    Rc Rby 98 = 0Rc 253.12 -98 = 0

    Rc = 351.12 N

    B

    C

    351.12

    302.13

    253.12302.13

    A

    B999.5

    392

    1138.3

    253.12

    302.13

    302.13

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    lii

    0xF

    Rbx T = 0302.13 302.13 = 00 = 0

    3.8.2. Reacciones cuando el avin est listo para despegar

    Figura 3.14. Posicin de despegue

    F = Fuerza de impulsin (7418/2 N) en cada prtico

    Figura 3.15. Diagrama de cuerpo libre en condicin de despegue

    A

    B

    C

    Fa

    Fab Fbc

    882

    789

    186

    348

    6 6

    RcRa

    F

    Fx

    x

    nave

    C

    B

    A

    Fy

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    liii

    0AM

    (-999.5*96) -392 *348 (959.9*696) + (3582.62* 186) 98 * 789 + Rc *882 = 0

    882*Rc = 311454.93

    Rc = 353.12 N

    0yF

    R a - 999.5 - 392 - 959.9 98 + 353.12 = 0Ra 2096.33 = 0

    Ra = 2096.33 N

    Figura 3.16. Diagrama de cuerpo libre del elemento AB

    0)( AByF

    2096.33 - 999.5 -392 + Rby 959.95 = 0

    Rby 255.12 = 0

    Rby = 255.12 N

    A

    B999.5

    392

    2096.33

    T

    Rby

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    liv

    0)( ABA

    M

    - 999.5 * 96 392 * 348 + 255.12 * 696 +186 * Rbx + 959.95 * 696 3582.62 * 186 = 0

    186 Rbx = 53031.54

    Rbx = 285.15 N

    0)( ABxF

    T - Rbx Fx = 0T 285.15 3582.62 = 0

    T = 3867.77 N

    Figura 3.17. Diagrama de cuerpo libre del elemento BC

    3.8.3. Reacciones cuando el avin est en la mitad de la plataforma

    Esta condicin se muestra en la siguiente figura:

    B

    C98

    186

    353.12

    186

    93

    285.15

    255.12

    285.15

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    lv

    Figura 3.18. Diagrama de cuerpo libre del prtico

    0AM

    - 1391.5 * 348 98 * 789 + Rc * 882 = 0882 * Rc 561564 = 0882 * Rc = 561564Rc = 636.7 N

    0yF

    Ra + Rc 1391.5 98 = 0Ra + 636.7 1391.5 98 = 0Ra = 852.81Ra = 852.8 N

    xA

    B

    C1391.5 Fbc

    882

    789

    186

    348

    6 6

    RcRa

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    lvi

    Figura 3.19. Diagrama de cuerpo libre de la viga AB

    0)( ABFy

    Ra +Rby 1391.5 = 0852.8 + Rby 1391.5 = 0Rby 538.7 = 0Rby = 538.7 N

    0)( ABA

    M

    - 1391.5 * 348 + 538.7 * 696 + Rbx *186 = 0

    186 * Rbx 109313.76= 0

    Rbx = 587.7 N

    0xF

    T - Rbx = 0

    T- 587.7 = 0

    T = 587.7 N

    B

    1391.5

    852.8

    538.7

    587.7

    587.7

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    lvii

    Figura 3.20. Diagrama de cuerpo libre de la viga BC

    3.8.4. Reacciones cuando el avin sale de la plataforma

    Fa = 999.5 N

    Figura 3.21. Diagrama de cuerpo libre

    x

    B

    CFab Fbc

    882

    789

    186

    348Rc

    Ra

    Fa

    B

    C98

    636.7

    587.7

    538.7

    587.7

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    lviii

    0AM

    - 392 * 348 999.5 * 696 98 * 789 + 882 * Rc = 0882 * Rc 909390 = 0882 * Rc = 909390Rc = 1031

    Rc = 1031 N

    0yF

    Ra + Rc - 98 - 999.5 - 392 = 0Ra + 1031 98 999.5 392 =0Ra 458.5 = 0Ra = 458.5 N

    Figura 3.22. Diagrama de cuerpo libre de la viga AB

    B

    CFab

    186

    3486 6

    RbxRby

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    lix

    0)( AByF

    Ra + Rby 999.5 392 = 0

    458.5 + Rby 999.5 392 = 0Rby 933 = 0Rby = 933 N

    0)( ABA

    M

    - 392 * 348 999.5 * 696 + 933 * 696 Rbx * 186 = 0

    186 * Rbx 182700 = 0186 * Rbx = 182700Rbx = 982.26 N

    0)( ABxF

    T - Rbx = 0T - 982.26 = 0

    T = 982.26 N

    Los elementos AB y BC reaccionan como se muestra en las siguientes figuras:

    Figura 3.23. Diagrama de cuerpo libre de la viga AB

    A

    B

    392

    458.5

    .5

    982.26

    982.26

    933

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    lx

    Figura 3.24. Diagrama de cuerpo libre de la viga BC

    Tabla 3.2. Resumen de fuerzas, tensiones y reacciones de la estructura enlos eventos operativos

    EVENTOFN

    TN

    RaN

    RbN

    RcN

    Cuando el RPV estaciona 302.13 1138.30 394.15 351.12Cuando el RPV esttensado ylisto para el despegue

    3709.00 3867.77 2096.33 382.62 353.12

    Cuando el RPV est en lamitadde la pista

    587.70 852.81 797.27 636.70

    Cuando el RPV abandona lapista 982.26 458.50 1354.74 1031.00

    Las cargas crticas operativas se dan para la viga AB, puesto que este es elelemento sometido al mayor esfuerzo cuando el elastmero est tensado,antes del despegue y esta ser la condicin crtica de diseo, como se muestraen el resumen de la tabla 3.2.

    B

    C

    98

    1031

    982.26

    933

    82.26

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    lxi

    3.9. DISEO MECNICO

    Para el caso presente, el peso total que debe soportar la estructura de la

    plataforma esta definida por:

    Peso del RPV = 1999 N.

    Este peso se ubicar en el centro de la plataforma para efecto de clculo arotura por flexin, traccin o compresin, dependiendo de las condiciones decarga de los elementos.

    En el siguiente grfico se muestra la plataforma en tres dimensiones de maneraque permita visualizar el conjunto armado.

    Estructura a 15Pista apoyada en montantes.Cobertor de pista en madera impermeabilizada

    Figura 3.25. Visualizacin de la estructura

    Se procede luego a enlistar las partes constitutivas para someterlas al diseoanaltico y determinar de esa forma el grado de seguridad operativa cuando lascargas (peso total del RPC acten en los puntos crticos de posible falla).

    A C

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    lxii

    3.9.1. Partes constitutivas de la plataforma

    Estructura (dos prticos triangulares (15),formados por dos vigaspivotadas)Superficie de la pista (madera impermeabilizada)2 Ejes de rotacin libre, el uno sirve de gua y el otro tensa el elastmero7 Montantes cuyo objeto es unir los prticos y armar la estructura2 CuerdasTrinquete de ajusteElemento propulsor

    Eje porta trinquetePivote

    3.9.2. Diseo del prtico principal (AB)

    Las cargas crticas operativas para la viga AB se dan cuando el elastmeroest tensado, antes del despegue y esta ser la condicin crtica de diseo.Segn el anlisis esttico se calcul los siguientes valores mximos:

    Ra = 2096.33 NT = 3867.77 NF = 3709.00 N

    Estas fuerzas sern descompuestas en sus componentes rectangulares segnla nueva direccin X e Y para que acten en forma radial y transversal a laviga de manera que se pueda calcular los esfuerzos normales y cortantesmximos, tiles para el diseo de la viga ya sea a resistencia o a rigidez; comose muestra en la siguiente figura:

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    64/149

    lxiv

    0Fx

    P = 569.55 999.5 sen 15 3709P = - 3398.14 N cm

    0M M = 999.5 cos 15 x 100M = 96544.2 N cm

    x = 360 - 720

    0Fy

    V = 58.40 392 cos 15V = - 320.24 N cm

    0Fx

    P = -3398.14 392 sen 15 3709P = - 7208.60 N cm

    M = 96544.2 + 392 cos 15 x 360M = 232855.5 N cm

    0M

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    lxv

    Grfico de cortante (V), Fuerza axial (P) y Momento flector mximos

    1023.84V 58.400

    P569.55

    - 320.24

    03398.14 - 7208.6

    96544.2

    M

    232855.5

    0

    0 100 620 720

    Para el clculo de diseo por esfuerzo permisible se debe cumplir la siguientecondicin:

    FsSu

    AF

    permisible max para disear a resistencia

    y

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    lxvi

    FsSu

    W M

    permisible max para disear por rigidez

    Donde:

    F = Fuerza normal mxima a tensin o compresinA = rea de la seccin tensionada o comprimidaSu = Resistencia de fluenciaFs = Factor de seguridadM = Momento flector mximoW = Mdulo resistente de la seccin (cm3)

    Para el diseo de la viga AB se utilizar acero estructural, laminado en calientetipo ASTM A 36 cuya resistencia a la fluencia es de 24800 N/cm2 y un factor deseguridad de 5 recomendado para estructuras aeronuticas.

    El diseo se realizar por rigidez puesto que la viga tender a flejar en su faseoperativa.

    Entonces:

    FsSy

    W M

    permisible max

    5

    24800)(5.232855 2max

    cmN

    W Ncm

    permisible

    2max 4960)(5.232855

    cmN

    FsSu

    W Ncm

    24960

    )(5.232855

    cmN

    W Ncm

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    lxvii

    24960

    5.232855

    cmN Ncm

    W

    395.46 cmW

    Si buscamos este mdulo resistente en la lista de tubos estructuraleslaminados en caliente de la IPAC, verificamos que el mdulo resistente mscercano al calculado, corresponde al tubo cuadrado de 100 x 100 mm yespesor de 4 mm, cuyo W = 45.22 cm3

    Con este mdulo resistente de la seccin del tubo, se calcular el factor deseguridad, como se ve a continuacin:

    Fs

    24800

    95.46

    5.232855

    5.232855

    95.46*24800Fs

    5Fs

    Esto indica que la viga AB operar con un mrgen de seguridad altamentesignificativo respecto a su lmite de fluencia.

    Esta viga resulta demasiado larga para transportarla por lo tanto se cortar endos partes iguales y se unir mediante un alma rectangular interior y dospasadores como se muestra en la siguiente figura:

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    68/149

    lxviii

    Figura 3.27 Detalle de la seccin de la viga y elemento de unin

    En este caso, la seccin del alma ser el elemento crtico y debe resistir el

    peso del avin cuando pasa por esa zona. Las reas de corte del alma soncuatro; se utilizar acero A 36; con un lmite de fluencia 24800 N /cm2 y unfactor de seguridad de 5; los pasadores sirven como guas de fijacin del almaa la viga y se utilizar las mismas dimensiones de pasadores del pivote B; en eldiseo a resistencia ha de cumplirse la siguiente condicin:

    FsSsy

    AF

    permisible max

    51240044.965

    A

    12400

    5*44.965A

    23892.0 cmA 29.38 mmA

    Alma interior

    Viga seccionada

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    70/149

    lxx

    Figura 3.29. Seccin del tubo diseado para las vigas AB y BC

    3.9.4. Diseo de las garruchas de soporte

    Este elemento fallar por corte en la seccin del pasador como se muestra enla siguiente figura:

    Figura 3. 30 Diagrama de cuerpo libre de las garruchas de apoyo y giro

    Para el diseo de este elemento se aplicar el criterio de resistencia al corte.

    F

    VV

    Eje macizo

    e

    A

    B

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    71/149

    lxxi

    Se utilizar los valores de cortante mximo para este propsito y aceroestructural ASTM A 36 para el pasador, con un Fs 5.

    Entonces:

    mximoV = 1023.84 N (diagrama de cortante)

    Luego

    FsSsy

    AF

    permisible max

    5

    1240084.1023max permisibleA

    2480*2

    84.1023max

    A

    241.02480

    84.1023*2 cmA

    264.20 mmA 2* r A

    64.20r

    mmr 8

    Garruchas de giro libre y con freno manual de posicionamiento, existen en elmercado nacional de 14, 19 y 24 mm de dimetro del eje, por lo tanto seasignar el tipo G 14, esta garrucha tiene una llanta maciza de 40 de anchopor 100 mm de dimetro y 14 mm de dimetro del pasador.

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    72/149

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    73/149

    lxxiii

    No existen chumaceras en el mercado con estas caractersticas. Por lo tanto seutilizar un eje de 20 mm, puesto que esta es la chumacera ms pequea queexiste en el mercado.

    Rodillo

    Figura 3.31. Diagrama de cuerpo libre de los rodillos de giro libre

    FsSy

    W M

    permisible max

    el momento mximo esta dado por:

    Mf = 3709 N* 60 cm = 222540 N cm

    Luego:

    5

    24800222540

    W

    24800

    5*222540W

    386.44 mmW

    120 cm

    F

    Rb Rb

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    74/149

    lxxiv

    En las tablas del tubo estructural redondo de la IPAC, el mdulo resistente dela seccin W, ms cercano al calculado corresponde a un tubo de 127 mm dedimetro y 4 mm de espesor cuyo mdulo resistente de la seccin es W(46.08), mismo que incrementar el factor de seguridad como se observar enel siguiente clculo:

    Fs

    Sy

    W

    M f

    M W Sy

    Fs*

    22254008.46*24800

    Fs

    13.5Fs

    3.9.6. Diseo del pasador en el eje (B)

    Las vigas AB y BC estn pivotadas mediante un pasador, que trabaja en un

    orificio taladrado en unas placas soldadas en los extremos laterales de lasvigas como se muestra en la siguiente figura:

    Figura 3.32. Diagrama de cuerpo libre del pasador B

    Pasador

    Placas laterales

    F

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    75/149

    lxxv

    La mayor fuerza que acta sobre este elemento es la tensin del elastmero enel momento de carga previo al despegue y su valor es de 3709 N. quepresionan normalmente sobre el pasador para cizallarlo.

    Esta fuerza tiende a romper el pasador por corte. Luego el diseo tendr esteenfoque:

    Se utilizar acero estructural A 36, cuya resistencia a la fluencia es 24800 N/cm2

    Y un factor de seguridad de 5

    Entonces:

    F mxima = 3709 N

    Luego

    FsSsy

    AF

    permisible max para disear a resistencia

    5

    124003709max permisibleA

    2480*2

    3709max

    A

    249.12480

    3709*2 cmA

    275 mmA 22 75* mmr

    75

    r

    mmr 88.4

    mmd 77.9

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    76/149

    lxxvi

    3.9.7. Diseo de placas laterales a las vigas

    Estas placas laterales deben soportar la rotura al corte de la misma fuerzamxima ejercida por el elastmero un momento antes del despegue; en cuatroreas que tienen las siguientes dimensiones:

    Figura 3.33. Placas laterales del pasador B

    La seccin de corte tiene las siguientes dimensiones:

    Figura 3.34. Seccin de las placas laterales de las vigas

    e

    L

    F

    f f

    L

    e

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    77/149

    lxxvii

    La mayor fuerza que acta sobre este elemento es la tensin del elastmero enel momento de carga previo al despegue y su valor es de 3709 N. quepresionan normalmente sobre las placas para cizallarlas.

    Esta fuerza tiende a desgarrar un pedazo de placa que corresponde aldimetro del pasador y las placas deben ofrecer resistencia a ese intento enfuncin de su resistencia a cortante y sus medidas de longitud y espesor.

    Luego el diseo tendr este enfoque a rotura por corte:

    Se utilizar acero estructural A 36, cuya resistencia ltima es: 24800 N /cm2

    Y un factor de seguridad de 5

    Entonces:

    N F ima 3709max

    Luego

    FsSsy

    AF

    permisible max

    5

    12400

    4

    3709max permisibleA

    2480*4

    3709max

    A

    25.12480

    3709*4 cmA

    237.0 cmA mmLe 37*

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    lxxviii

    Para un espesor de 3mm

    mmL 3.12

    3.9.8. Diseo de la soldadura

    La soldadura se realizar a filete sobre placas de tres milmetros de espesorpor 12.3 mm de longitud, con electrodos E 60 11, cuya resistencia a la fluenciaes de 60 000 psi = 3100 kg / cm2 = 30380 N /cm2

    La soldadura puede fallar a corte por la accin de la fuerza de 3709 N en lospuntos crticos.20 Se utilizar electrodos tipo E6011 cuyas caractersticas son:

    Sy = 30380 N /cm2 (Shigley pagina 455)

    El diseo de la soldadura se lo realizar por resistencia, para ello el esfuerzomximo y el permisible se relacionan con la siguiente frmula:

    FsSu

    AF

    permisible max

    5.1

    303807418

    A

    30380

    5.1*7418

    A

    22 6.36366.0 mmcmA

    t LA *

    20DEUTSCHMAN L, MICHELS N, WILSON G. Diseo de mquinas. 8 reimpresin. Mxico.Editorial CECSA. 1987. PG. 345 -406.

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    lxxix

    Figura 3.35. Diagrama de cuerpo libre de las placas a soldar

    Donde:

    L = Longitud de la soldadura

    t = altura de la soldadura (espesor de la placa dado 2mm)

    Despejando L:

    mmt A

    L 3.182

    6.36

    Esto dice que para soportar la carga de 7418 N en las juntas soldadas serequiera un cordn de 2 mm de alto por 18.3 mm de longitud realizado con unelectrodo E6011

    El alto de la soldadura resulta muy pequea debido a la carga que debensoportar las uniones por soldadura; por cuestiones prcticas se har un cordnde dimensiones mayores, con margen de seguridad muy superior alestablecido.

    3.9.9. Diseo de la cuerda

    La cuerda soporta una tensin mxima de 7616.9 N y su diseo se realizar aresistencia, se utilizar un cable de acero para aviacin, resistente a la

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    lxxx

    corrosin cuya resistencia de fluencia es 9511 kg / cm2 = 93208 N /cm2 (Shigleypgina 825) y un factor de seguridad de 1.5.

    La condicin resistente se da por la siguiente frmula:

    FsSu

    AF

    permisible max para disear a resistencia

    Luego:5.1

    932089.7616

    A

    93208

    5.1*9.7616A

    212.0 cmA

    mmr 12* 2

    2

    1

    12

    r

    mmr 95.1

    mmd 9.3

    3.9.10. Diseo de la superficie de la pista

    Cuando el avin se desplaza sobre la pista, sus ruedas delanteras yposteriores, forman un tren de cargas mviles, habr que determinar los

    momentos en cada carga cuando stas se encuentran en una posicin tal queel mximo momento tenga lugar bajo ellas. La disposicin de cargas en estetren est dado de la siguiente manera: ruedas posteriores 662 N, 662 N y ruedadelantera 675 N.

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    lxxxi

    + MC= 0)150(*6751324* xx

    xx 6751012501324 cmx 65.50

    cmx

    32.252

    Cuando se mueve este tren a lo largo de la pista, en un punto dado generarmomentos flectores mximos y fuerzas cortantes mximas para:

    22

    eLx (4-17)

    Donde:

    L = longitud de la carrerax = distancia del apoyo izquierdo a la fuerzae = distancia entre esa fuerza y la resultante

    El momento flector bajo una carga determinada es mximo cuanto el puntomedio entre la carga y la resultante de las cargas existentes en el vano,coincide con el punto medio de la luz. Esto se muestra en el siguiente grfico:

    1324675

    R = 1999

    L = 150 cm

    X 150 - X

    A B

    C

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    lxxxiii

    Cuando el punto medio de la viga est exactamente entre (450.8) y (1333)tiene lugar el momento mximo en (450.8)

    02M

    409.63* 1999= 720 *R1R1 = 1137.3 N

    63.409*3.1137)675(M

    NcmM 2.465872)675(

    1 2

    720

    19991324 675

    259.63

    310.37

    409.6349.63

    49.63

    50.74

    R1R2

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    lxxxiv

    La fuerza cortante mxima tiene lugar siempre en un apoyo, y es igual a lamxima reaccin, cuando las cargas del tren coinciden con la reaccin a laizquierda o a la derecha

    01M

    01999*74.50720 2R

    N R 9.1402

    N R 1.18581

    La superficie de la pista ser de madera de pino del sur de hoja largaimpermeabilizada cuyas caractersticas mecnicas son: Esfuerzo permisible(1543.5 N /cm2) en el sentido de la fibra. (mecnica de slidos Egor P Popovpg 635)

    1324

    50.74

    99.26

    720

    6751

    R1R2

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    lxxxv

    Este elemento ser diseado a rigidez, por lo tanto debe satisfacer la siguienterelacin:

    FsSu

    W M

    permisible max para disear por rigidez

    Remplazando valores:

    25.15432.465872

    cmN

    W cm

    38.301 cmW

    cI

    W

    Donde:

    I = momento de inercia de la seccin con respecto a un centroide

    2

    h

    c

    Para una seccin rectangular:

    12

    * 3hbI

    Figura 3.36. Seccin de la pista

    b

    h

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    lxxxvi

    Reemplazando valores:

    2

    12

    * 3

    h

    hb

    c

    I W

    6

    * 2hbW

    Las planchas en existencia estn normalizadas en cuanto a longitudes (144 cmx 120 cm) y como ya se calcul W.

    Remplazamos valores:

    6

    )*120(8.301

    23 hcmcm

    Despejando2

    1

    120

    6*8.301

    h

    cmh 88.3 de espesor

    3.9.11. Seleccin del trinquete

    El trinquete estar conformado por una palanca de fuerza acoplada al eje derotacin libre inferior, esta palanca se la encuentra en el mercado paradiferentes rangos de fuerza, en este caso se requiere que la palancaseleccionada supere los 7418 N necesarios para el tensado del elastmero.

    Este tipo de palancas, vienen con trinquete incluido y pueden operar en sentidodel reloj y contra el reloj. El cambio de posicin solo depende del movimiento

    de un pequeo selector. En la operacin, esta palanca tendr un tope deretorno para mantener la tensin deseada hasta el momento de disparo.

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    lxxxvii

    Figura 3.37. Palanca de fuerza con trinquete

    3.9.12. Gancho de sujecin

    Para el despegue, el avin ser tensado en el eje robusto de su llanta delanteramediante un gancho de salida rpida unido al elastmero propulsor. Estaopcin es prctica comn en el apoyo de propulsin al despegue.

    Los aviones asistidos para despegar se enganchan a una catapulta que enpocos segundos, junto con el motor a mxima potencia, les hacen alcanzar lavelocidad de despegue.

    Este tipo de ganchos tienen la siguiente forma y su diseo debe satisfacer losrequerimientos del tensado del elastmero dentro de un alto margen deseguridad.

    Seccin Transversal

    Vista lateral

    Vista frontal

    40 cm

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    lxxxviii

    Figura 3.38. Gancho de sujecin para el tensado

    El material para el gancho ser de acero estructural A 36 cuya resistencia

    ltima es de 39200 N/cm2 (Tablas IPAC) y un factor de seguridad de 1.5

    El diseo se realizar a resistencia y por lo tanto debe satisfacer la siguientecondicin:

    FsSu

    AF

    permisible max para disear a resistencia

    5.1392007418

    A

    228.033.26133

    7418cmA

    Generalmente se utiliza secciones circulares luego:

    22 28*mmr A

    mmr 99.228 2

    1

    mmd 97.5

    El avin debe estar sujeto a la estructura de la pista en el momento que setensa el elastmero.

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    lxxxix

    Esta sujecin se realiza mediante un gancho exactamente igual al de tensado,invertido el sentido de sujecin, con el propsito de realizar el disparo con unsimple tirn de una cuerda asida al ojo del gancho. Este proceso se muestra enla siguiente figura.

    Figura 3.39. Gancho liberador del tensado

    3.9.13. Diseo de los pernos que sujetan las chumaceras

    Estos pernos tienden a fallar por corte, por lo tanto se disearn a resistencia acorte y sern dos los pernos que soporten la fuerza de 7418 N generada por elpropulsor.

    Se utilizar pernos con designacin ASTM A 307 cuyas caractersticas son:

    Resistencia de fluencia Sy = 36 kpsi = 2536.2 kg / cm2 =24855 N/cm2

    Se ha de trabajar con el mismo factor de seguridad 1.5.

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    xc

    Luego:

    Figura 3.40. Diagrama de cuerpo libre de los pernos que sujetan laschumaceras

    Utilizaremos pernos grado Mtrico (4.6), cuyas caractersticas son:

    Sy = 24855 N / cm2Sy = resistencia a la fluencia

    Por la teora de la energa de distorsin se cumple que:

    Ssy = 0.577 SySsy = resistencia al corte

    Luego:

    Ssy = 0.577 * 2 4855 N / cm2 Ssy = 14341.3 N. / cm.2

    FR

    Cabeza del perno

    Tuerca

    F

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    xci

    Los pernos tienen la tendencia a fallar por rotura al corte simple y en vista deque su ajuste no tiene precarga, el deslizamiento de las secciones del pernogenera una tensin:

    A

    F

    Donde:

    N F 7418

    4

    * 2d

    A

    Remplazando valores:

    2*

    *4

    d F

    Sustituyendo por el cociente entre la resistencia al corte y el factor deseguridad (n), tenemos:

    2*

    *4

    d F

    n

    SSy

    Despejando (d) y reemplazando valores:

    2

    1

    *

    **4

    SySnF

    d

    2

    1

    3.14341*

    5.1*7418*4

    d

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    xcii

    6.45054

    44508d

    cmd 99.0

    mmd 9.9

    El dimetro calculado est normalizado.

    CAPTULO 4

    ANLISIS DE COSTOS DE LA PLATAFORMA PROTOTIPO

    4.1. MATERIALES REQUERIDOS PARA LA PLATAFORMA

    A continuacin se enlista los materiales requeridos de acuerdo a lasdimensiones calculadas en el diseo mecnico:

    Tabla 4.1. Materiales requeridos

    N MATERIAL REQUERIDO DIMENSIN1 Tubo cuadrado ASTM A 36 75 X 75 x 2 mm2 Cuerda, (cable de acero)Inoxidable 6 mm dimetro 13 metros3 Elastmero (Polibutadieno) ASTM 0-1418 NR 2 metros

    4 Eje ASTM A 36 (19 mm) 2.5 metros

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    xciii

    5 Chumaceras auto Alineadas 4 unidades6 Garuchas de giro libre con freno

    Manual Tipo G- 144 unidades

    7 Palanca de fuerza 1 unidad8 Ganchos de sujecin 2 unidades9 Planchas de pino de hoja larga-tratadas e

    impermeabilizadas(120 x 100 x2.26cm ) 5 unidades

    10 Prisioneros de ajuste manual para fijar montantes 3/8 x 14unidades

    11 Pletina ASTM A 36 70 x 4 x 450

    4.2. MQUINAS HERRAMIENTAS REQUERIDAS

    Para la construccin de la plataforma prototipo se requiere las siguientesmquinas:

    Tabla 4.2. Mquinas herramientas y equipos

    DENOMINACI N MAQUINAS Y EQUIPOSM 1 SIERRA MECNICAM 2 TORNOM 3 TALADRO RADIAL

    M 4 RECTIFICADORA HORIZONTALM 5 EQUIPO DE SOLDADURAM 6 ESMERILM 7 EQUIPO DE PINTARM 8 HERRAMIENTAS MANUALES

    4.3. OPERACIONES TECNOLGICAS

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    xciv

    Para el maquinado de partes y piezas de la plataforma prototipo se utiliza elrecurso logstico denominado: Diagrama de flujo operativo, que seala la

    secuencia de operaciones efectuadas en forma lgica para optimizar la gestinde construccin.

  • 8/7/2019 T-ESPE-014376

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    xcv

    Figura 4.1. Diagrama de flujo operativo

    1

    2

    3

    5

    6

    7

    8VERIFICACIN

    ENSAMBLE

    PINTURA

    LIMPIEZA

    SUELDA

    MAQUINADO

    CORTE DE PARTES

    ADQUISICIN

    9PRUEBAS

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    xcvi

    4.4. TIEMPO REQUERIDO PARA LA CONSTRUCCIN

    El tiempo estimado en la construccin de la plataforma prototipo se especificaen la siguiente tabla:

    Tabla 4.3. Horas - proceso

    OPERACIN M 1 M 2 M 3 M 4 M 5 M 6 M 7 M 8 TOTAL

    Calculo del propulsor 0.5 0.5

    Corte del propulsor 1.0 0.5 1.5

    Trazado de rodillos 5.0 5.0Torneado de rodillos 6.0 6.0

    Trazado de plataforma 2.0 2.0

    Corte de materiales 10.0 0.5 10.5

    Suelda de estructura 12.0 12.0

    Ensamblado de garruchas 2.0 2.0

    Acoplado de propulsor 2.0 2.0Trazado de pista 1.0 1.0

    Corte planchas 2.0 1.0 3.0

    Taladrado de orificios 2.5 2.5

    Montaje de palanca 3.0 3.0

    Corte de eje 1.0 1.0

    Revisin de soldadura 1.5 1.5

    Esmerilado 0.5 6.0 6.5

    Lijado de estructura 2.0 2.0

    Fondo 2.0 4.0 6.0

    Pintura 6.0 6.0

    TOTAL 74.0

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    xcvii

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    4.5. COSTO TOTAL DE LA PLATAFORMA PROTOTIPO

    El costo total de fabricacin de la plataforma prototipo es el resultado de tresrubros principales:

    - Costo de Materiales. Tabla 4.4- Costo de horas hombre. Tabla 4.5.- Costo de horas mquina. Tabla 4.6.- Costo de horas hombre. Tabla 4.7.- En las tablas siguientes se especifica los valores de cada rubro

    considerado en el proceso.22

    4.5.1. Costo de materiales

    El costo estimado de los materiales se especifica en la tabla siguiente:

    22 Datos obtenidos del registro oficial 2004, N 409-330

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    ii

    Tabla 4.4. Costo de materiales

    4.5.2. Costo horas hombre

    El costo horas hombre se especifica en la siguiente tabla:

    Nmero Denominacin Costo USD1 Tubo estructural (75 x 75x2mm.) 24 metros. 480.002 Pletina de acero (75 x 4 mm.) 4.5 metros 90.00

    3 Eje de acero (dimetro 19 mm ) 2.5 metros 25.00

    4 Plancha de pino 100x 120 x 2.28 cm 300.005 Juego de garruchas de giro libre. 200.006 Pernos normalizados 10 mm 14 unidades 70.007 Palanca de fuerza para 5000 N 560.00

    8 Elastmero de neopreno 5.5 cm de dimetro, 2,5 m. 720.009 Soldadura 6 kg 30.00

    10 Fondo acrlico 1 galn 30.00

    11 Ganchos de sujecin 2 unidades 300.00

    11 Pintura acrlica 1 galn 20.0012 Cable de acero inoxidable

    6 mm de dimetro 6 m260.00

    * COSTO DE MATERIALES USD 3085.00

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    iii

    Tabla 4.5. Costo horas- hombre

    4.5.3. Costo horas mquina

    El costo horas mquina se resume en la siguiente tabla:

    DENOMINACIN COSTO HORA N DE HORAS COSTO USDJEFE DE COMPRAS 5.00 12.00 60.00MECNICOINDUSTRIAL

    10.00 46.50 465.00

    TORNERO 15.00 25.50 337.50SOLDADOR 12.00 10.50 126.00

    OPERADOR DEEQUIPOS DERECTIFICAR

    16.00 5.00 80.00

    PINTOR 8.00 4.00 32.00

    AYUDANTE 2.00 36.00 72.00TOTAL 1 172.50

    NOTA.En este rubro se han tomado en cuenta las horas empleadas en laadquisicin de materiales.

    Se ha asignado al mecnico industrial las horasmquina ( M 1, M 3, M 6,M9)Puesto que el costo horas hombre de estos detalles es idntico.

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    iv

    Tabla 4.6. Costo horas -maquina

    DENOMINACIN COSTO-HORA N DE HORAS COSTO USDM 1 3.00 14.50 43.50M 2 7.00 6.50 45.50M 3 3.00 2.50 7.50M 4 8.00 2.00 16.00M 5 5.00 15.00 75.00M 6 3.00 8.50 25.50M 7 6.00 10.00 60.00M 8 1.00 15.00 15.00

    TOTAL 288.00

    4.5.4. Costo totalEl costo total es la sumatoria de los costos totales y se resume en la siguientetabla:

    Tabla 4.7. Costo total de la plataforma prototipo

    RUBRO COSTO USDMATERIALES 3085.00HORAS - HOMBRE 1172.50HORAS - MQUINA 288.00TOTAL 4545.50

    El costo total de la plataforma prototipo asciende a CUATRO MILQUINIENTOS CUARENTA Y CINCO 50/100 DLARES AMERICANOS.

    CAPTULO 5

    CLCULO, CONSTRUCCIN, MONTAJE Y COSTOS DELMODELO A ESCALA

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    102/149

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    vi

    Como la altura mxima promedio esta tomada a partir del suelo debemos restarla distancia de parqueo del la aeronave para a partir de esta obtener laverdadera altura mxima:

    Altura desde el suelo a las ruedas:

    cmsenx 5.815331

    cmH mx 295.85.37

    gvosen

    H 2

    )15( 2max

    6.19)15(29.0

    2

    vosen

    sm

    senvo 25.9

    )15(

    6.19*29.02

    sm

    vovox 9.815cos

    A fin de comprobar que con esta velocidad, tendremos las mismas dimensionesa escala con que se construyo el modelo, procederemos a realizar los clculosque se realizaron en el prototipo.

    5.2. CINEMTICA DEL DESPEGUE DEL MODELO

    Para el modelo utilizaremos la masa de diseo de 40.8 kg incluyendo sucombustible y carga, despegar desde una plataforma con inclinacin de 15 yalcanzar una velocidad mnima de 8.9 m/s para adquirir autonoma de vuelo.En consecuencia la masa del modelo generar una fuerza resistiva a servencida, para romper la inercia se requerir la ejecucin de un trabajo quedeber realizarlo el mecanismo propulsor encargado de desplazar al modelohasta alcanzar la velocidad de sustentacin. Si este trabajo se lo divide por eltiempo, condicin en la cual el modelo adquiere autonoma de vuelo, se tendrla potencia necesaria para satisfacer las variables de entrada y salida exigidas

    por la carga.

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    104/149

    vii

    En el sistema Internacional (SI),

    F= m*a(5-1)

    Donde:

    F = fuerza en Newtonsm = masa del elementoa = aceleracin gravitacional local (9.8 m/s)

    Luego:

    F = 40.8 kg* 9.8 m/s = 399.8 Newtons

    Este es el peso que tiene el modelo en condiciones gravitatorias estndar.

    Este peso ha de ser desplazado a travs de la trayectoria inclinada de la

    plataforma modelo de despegue, venciendo las fuerzas inerciales de reposohasta alcanzar la velocidad de sustentacin (8.9 m/s), al final de la pista dedespegue, como se muestra en la siguiente figura.

    Figura 5.1. Partcula en posicin de despegue

    El desplazamiento del modelo a travs de la pista es un caso de movimientouniformemente variado en donde el modelo parte del reposo y comienza a

    F

    T

    Fr

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    viii

    incrementar la velocidad hasta llegar a la velocidad de sustentacin en elinstante que abandona la pista, la siguiente figura ilustra este evento.

    Figura 5.2. Partcula abandonando la pista

    Al llegar al final de la pista, el modelo habr desarrollado una cantidad demovimiento dada por la siguiente frmula:

    Cantidad de movimiento = masa * velocidad (5-2)

    Remplazando valores:

    sm

    KgmovimientoCantidadde 9.8*8.40

    sm

    KgmovimientoCantidadde 356

    Esta cantidad de movimiento ser generada mediante el impulso del propulsor,dado por la siguiente frmula:

    Impulso = Fuerza * tiempo (5-3)

    El impulso y la cantidad de movimiento son iguales, luego:

    F

    Vo

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    ix

    Impulso = Cantidad de movimiento (5-4)

    vmt F ** En donde:

    F = fuerza de impulsint = tiempo de accin de la fuerza hasta H mxima 0.245 sm = masa del mvilv = velocidad de sustentacin

    Reemplazando valores:

    9.8*8.40* t F

    sm

    KqsF *356245.0*

    N sm

    KgF 14531453 2

    Con esta fuerza de impulsin, el trabajo necesario para que el modelo adquieraautonoma en su movimiento uniformemente variado, est dado por la siguientefrmula:

    2**21* vmd F

    Donde:

    F = fuerza de impulsind = distancia a recorrer hasta alcanzar la velocidad de

    sustentacinm = masa del avinv = velocidad de sustentacin

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    107/149

    x

    Remplazando valores en la ecuacin anterior se tiene:

    22

    29.8*8.40*2

    1*1453 smKgd N

    2

    2

    7.3231*1453sm

    Kgd N

    md 11.1

    Esta es la distancia mnima que debe recorrer el modelo para alcanzar lavelocidad de sustentacin al final de la pista con la fuerza de propulsin

    calculada.

    5.3. TRABAJO DESARROLLADO

    La solucin de la ecuacin (5-5), determina el trabajo realizado por la fuerza deimpulsin (F).

    mN Trabajo 1.1*1453 mN Trabajo *3.1598

    JuliosTrabajo 3.1598

    5.4. POTENCIA DEL PROPULSOR

    Este trabajo dividido por el tiempo requerido para ejecutarlo dar la potenciadel mecanismo propulsor.

    As:

    tiempotrabajo

    Potencia

    VatiossJ

    sJ

    Potencia 7.65237.6523245.0

    3.1598

    Hpv

    Potencia 7.8746

    7.6523

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    xi

    Como el trabajo requerido por el modelo para despegar, ha de ser realizadopor el mecanismo propulsor (Elastmero) y que ha de ser seleccionado deacuerdo a las mejores caractersticas de elongacin y mdulo de elasticidad(Tabla de clasificacin por propiedades), convenientes a los intereses delproyecto; las caractersticas de las mejores opciones se especifican en la tabla(5.1):

    Tabla 5-1. Clasificacin por propiedades de los elastmeros

    Nombre usual Caucho natural UretanoNombre qumico Polibutadieno PoliuretanoDesignacinASTM 0-1418 NR AU-EUClasificacin SAE 1200ASTM 02000 AA BGResistencia a la Traccin 2940 N /cm2 4410 N/cm2

    Alargamiento de rotura 650% 750%

    Mdulo de Elasticidad 45.2 N/cm2 58.8 N/cm2Mdulo de Elasticidad 452270 N/m2 588000 N / m2

    El elastmero, al sufrir deformacin, genera tensin y acumula energapotencial que puede ser liberada en el momento deseado.

    5.4.1. Clculo y seleccin del elastmero para el modelo

    La energa potencial del elastmero est dada por la siguiente frmula:

    E ALF

    muladaEnergaAcu**2

    *2 (5-7)

    Donde:

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    xii

    F = fuerza de propulsin = 1453 NL = Longitud del elastmeroA = rea transversal del elastmeroE = Mdulo de elasticidad del elastmero

    Despejando A de la ecuacin (5-7)

    E U LF

    A**2

    *2 (5-8)

    Se observa que el rea de la seccin del elastmero es inversamenteproporcional al mdulo de elasticidad (E).

    Despejando L de la ecuacin (4-14)

    2

    ***2

    F E AU

    L ( 5-9)

    Se observa que la longitud del elastmero es directamente proporcional almdulo de elasticidad (E)

    Del anlisis anterior se deduce que para una longitud de elastmero (L), el msconveniente resulta el que tenga el menor mdulo de elasticidad, puesto queello garantiza un rea y una longitud mnimas.

    Por consiguiente el tipo seleccionado ser el Polibutadieno NR-AA

    En virtud de que la energa requerida ya se calcul y que los fabricantesproducen diferentes dimetros y longitudes, se puede asumir indistintamente:una longitud arbitraria o una seccin, dependiendo de las circunstancias, paradeterminar la otra magnitud mediante el clculo correspondiente, entonces, eneste caso se prefijar la longitud debido a las circunstancias geomtricas de lapista, y se calcular el rea correspondiente:

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    xiii

    2

    22

    452270*

    4.0*1453*3.1598

    mN

    A

    mN mN

    2

    2

    452270**3.1598

    4.0*2111209

    mN

    mN

    mN A

    20012.0 mA

    212cmA

    Para un elastmero de seccin circular:

    A = 3.1416*r2 (5-10)12 = 3.1416 r2

    r2 = 3.81r = 1.95 cm.d = 3.9 cm

    5.4.2 Deformacin del elastmero

    La deformacin total del elastmero se calcula mediante la siguiente frmula:

    E AI F totalDef **. ( 5-11)

    Donde:

    F = Fuerza aplicadal = longitud inicialA = rea transversalE = mdulo de elasticidad del elastmero (452270 kg/m2)

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    xiv

    Remplazando valores:

    22 2.45*12

    40*1453.

    cmKg

    cm

    cmN totalDef

    cmtotalDef 107.

    La distancia requerida para que el elastmero se deforme y acumule la energapotencial calculada ser:

    Distancia = longitud inicial + deformacin totalDistancia = 40 cm + 107 cm = 147 cm

    5.5. DIMENSIONES DE LA SUPERFICIE PARA EL MODELO

    La distancia y disposicin del tensado del elastmero dar la pauta dimensionalde la plataforma modelo, teniendo en cuenta la distancia mnima de la pista

    calculada previamente (111 cm), para alcanzar la velocidad de sustentacin yel ngulo de disparo (15)

    Se requiere que la pista inicie en el piso debido a la necesidad de espacio yfacilidad para colocar el avin en posicin de despegue.

    El mecanismo de tensado del elastmero se ha de colocar en una posicin

    cmoda para el operador de manera que no implique riesgo en el manejo. Estemecanismo consiste en una cuerda enrollada alrededor de un tambor, cuyo ejeestar unido al trinquete generador del torque tensor. Tambin habr queconsiderar la distancia entre ejes del modelo; para simular este modelo seutilizar un recipiente montado sobre ruedas con una distancia entre ejes de22 cm y un ancho entre ruedas de 120 /5 = 24 cm de manera que semantenga la escala 5:1

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    112/149

    xv

    Esta condicin previa y el ngulo de despegue generan las siguientesdimensiones:

    Longitud de la pista = 33 cm (estacionamiento) + longitud de la pista 111cm) = 144 cm que coincide con la escala 1:5 de la plataforma prototipo(longitud de pista 720 cm)

    Longitud de la base = 139 cm

    Altura en la parte ms alta = 37.2 cm

    Angulo = 15

    Estas dimensiones satisfacen los requerimientos para el estirado delelastmero al ser tensado; por lo tanto ya se puede bosquejar la geometra dela plataforma modelo.

    Figura 5.3.- Bosquejo elemental de la plataforma modelo de despegue

    5.6. GEOMETRA DE LA PLATAFORMA MODELO

    La estructura de la pista estar conformada mediante dos prticos laterales

    desarmables y unidos a travs de montantes; de manera que formen unaestructura triangular estable y resistente a las deformaciones de traccin flexin

    x

    Nave

    CA

    B

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    113/149

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    114/149

    xvii

    Figura 5.4. Nave modelo abandonando la pista.

    Figura 5.5. Prticos laterales

    En principio los prticos laterales sern dos vigas pivotadas en el vrticesuperior, apoyadas en ruedas con freno manual y tensadas en sus extremosmediante un cable, condicin que facilitar el montaje y garantizar estabilidaden el momento que la nave abandona la pista.

    Los elementos del prtico tendrn las siguientes dimensiones:

    Figura 5.6. Dimensiones bsicas

    ngulo BAC = 15DB = 37 cmAB = 144 cmDC = 37 cmAD = 139 cm

    xA

    B

    CD

    xA

    B

    C

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    115/149

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    116/149

    xix

    5.9.1. Reacciones cuando el modelo est listo para despegar

    Figura 5.8. Visualizacin del tensado del elastmero

    x

    nave

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    117/149

    xx

    F = Fuerza de impulsin (296.7/2 N) en cada prtico

    Figura 5.9. Diagrama de cuerpo libre en condicin de despegue

    0AM

    176*Rc +37 *143.3 152 *19.6 139 *38.4 69.5 *78.4 34 *199.9 = 0

    Rc = 86.7 N0yF

    Ra + Rc Fa F sen 15 Fab Fbc =0

    R a + 86.7 199.9 38.4 78.4 19.6 = 0

    Ra = 249.6 N

    A C

    Fa

    FabFbc

    176

    152

    37

    3469.5

    139

    RcRa

    148.4

    Fx

    Fy

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    118/149

    xxi

    Figura 5.10. Diagrama de cuerpo libre del elemento AB

    0)( AByF

    249.6 - 199.9 -78.4 + Rby 38.4 = 0

    Rby 67.1 = 0

    Rby = 67.1 N

    0)( ABA

    M

    - 199.9 * 34 78.4 * 69.5 38.4 * 139 +37 * Rbx + 143.3 * 37 + 67.1 *139 = 037 Rbx = 2954

    Rbx = 79.8 N

    0)( ABxF

    T - Rbx Fx = 0T 79.8 143.3 = 0T = 223.1 N

    A

    199.9


T ESPE 027424 1 Pilote

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