“Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar...
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Facultad de Ingeniería Trabajo de Investigación “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio - avanzado” Autores: Napanga López, Sergio Stiwart – 1410089 Rodríguez Gallardo, Josué Saúl – 1421191 Para obtener el Grado de Bachiller en: Ingeniería Aeronáutica Lima, diciembre de 2018
Transcript of “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar...
Facultad de Ingeniería
Trabajo de Investigación
“Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio -
avanzado”
Autores: Napanga López, Sergio Stiwart – 1410089
Rodríguez Gallardo, Josué Saúl – 1421191
Para obtener el Grado de Bachiller en:
Ingeniería Aeronáutica
Lima, diciembre de 2018
Declaración de Autenticidad y No Plagio
(Grado Académico de Bachiller)
Por el presente documento, yo Napanga López, Sergio Stiwart, identificado con DNI
N°72381667, egresado de la carrera de Ingeniería Aeronáutica, informo que he elaborado el
Trabajo de Investigación denominado “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar
intermedio – avanzado”, para optar por el Grado Académico de Bachiller en la carrera de
Ingeniería Aeronáutica, declaro que este trabajo ha sido desarrollado íntegramente por los
autores que lo suscriben y afirmo que no existe plagio de ninguna naturaleza. Así mismo, dejo
constancia de que las citas de otros autores han sido debidamente identificadas en el trabajo,
por lo que no se ha asumido como propias las ideas vertidas por terceros, ya sea de fuentes
encontradas en medios escritos como en Internet.
Así mismo, afirmo que soy responsable y solidario de todo su contenido y asumo, como autor,
las consecuencias ante cualquier falta, error u omisión de referencias en el documento. Sé que
este compromiso de autenticidad y no plagio puede tener connotaciones éticas y legales. Por
ello, en caso de incumplimiento de esta declaración, me someto a lo dispuesto en las normas
académicas que dictamine la Universidad Tecnológica del Perú y a lo estipulado en el
Reglamento de SUNEDU.
Lima, 5 de diciembre de 2018.
…………………………………………………………
(Napanga López, Sergio Stiwart, DNI N° 72381667)
ii
Declaración de Autenticidad y No Plagio
(Grado Académico de Bachiller)
Por el presente documento, yo, Rodriguez Gallardo, Josué Saúl, identificado con DNI
N°74089617, egresado de la carrera de Ingeniería Aeronáutica, informo que he elaborado el
Trabajo de Investigación denominado “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar
intermedio – avanzado”, para optar por el Grado Académico de Bachiller en la carrera de
Ingeniería Aeronáutica, declaro que este trabajo ha sido desarrollado íntegramente por los
autores que lo suscriben y afirmo que no existe plagio de ninguna naturaleza. Así mismo, dejo
constancia de que las citas de otros autores han sido debidamente identificadas en el trabajo,
por lo que no se ha asumido como propias las ideas vertidas por terceros, ya sea de fuentes
encontradas en medios escritos como en Internet.
Así mismo, afirmo que soy responsable y solidario de todo su contenido y asumo, como autor,
las consecuencias ante cualquier falta, error u omisión de referencias en el documento. Sé que
este compromiso de autenticidad y no plagio puede tener connotaciones éticas y legales. Por
ello, en caso de incumplimiento de esta declaración, me someto a lo dispuesto en las normas
académicas que dictamine la Universidad Tecnológica del Perú y a lo estipulado en el
Reglamento de SUNEDU.
Lima, 5 de diciembre de 2018.
…………………………………………………………
(Rodriguez Gallardo, Josué Saúl, DNI N° 74089617)
iii
RESUMEN
En la presente investigación se presenta y lleva a cabo una metodología para el diseño de un
avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado, específicamente la primera fase; el
diseño conceptual. El objetivo de la investigación es presentar los cálculos de los principales
parámetros geométricos y aerodinámicos correspondientes a la fase mencionada. Esto abarca
desarrollar ciertos procedimientos como la selección de los componentes principales (motor,
empenaje, tren de aterrizaje y perfil alar) y una parte del análisis de la performance de la
aeronave. El método de investigación aplicado sugiere extraer información técnica de aviones
similares, lo cual servirá como punto de partida en el proceso de cálculo. Para realizar este
procedimiento es necesario el uso de fórmulas preestablecidas en las diferentes fuentes
bibliográficas, como lo son tesis y textos vinculados al diseño de aviones, tales fórmulas se
presentarán y desarrollarán de manera secuencial. Cabe mencionar que este método de
investigación requiere de análisis experimentales para ciertos parámetros, por lo que por
razones de continuidad es necesario asumir valores empíricos ya establecidos. Los
parámetros geométricos resultantes no varían significativamente respecto a los valores
estadísticos, por lo que a criterio, son aptos para continuar con la siguiente fase del diseño.
Sin embargo, en cuanto a resultados de performance, la eficiencia aerodinámica resultó 12.2%
menor en comparación con la eficiencia aerodinámica de los aviones de referencia. Es por ello
iv
que los resultados tuvieron que ser analizados minuciosamente, conluyendo que es factible
continuar la etapa siguiente, pero ha de requerir un proceso iterativo. Es decir, regresar a la
etapa inicial y hacer variaciones en algunos parámetros que lo requieran,como la eficiencia
aerodinámica, lo cual permitirá optimizar el diseño.
v
DEDICATORIA
A nuestros familiares, por el constante apoyo
incondicional, y consejos brindados.
A nuestros compañeros, por estos años
compartiendo aulas, experiencias y amistad.
A nuestros docentes, por su continua entrega
y deseos de enseñanza para con nosotros.
vi
AGRADECIMIENTO
Nos agradecemos mutuamente por este
tiempo compartido, especialmente los últimos
meses realizando este trabajo. Agradecemos
a nuestra alma mater “Universidad
Tecnológica del Perú”, por acogernos en
nuestros años de formación universitaria, a
nuestros profesores por su dedicación y
motivación, especialmente a quienes nos
inculcaron el valor de la ingeniería
aeronáutica. Finalmente a nuestros padres
quienes nos apoyaron a pesar de las
dificultades hasta el día de hoy.
vii
ÍNDICE
INTRODUCCIÓN .................................................................................................................. xii
CAPÍTULO 1: ANTECEDENTES DE LA INVESTIGACIÓN ................................................... 1
CAPÍTULO 2: MARCO TEÓRICO .......................................................................................... 6
2.1. Conceptos de diseño .................................................................................................... 6
2.1.1. Diseño de aeronaves ............................................................................................. 6
2.1.2. Diseño conceptual ................................................................................................. 6
2.1.3. Diseño preliminar ................................................................................................... 7
2.1.4. Diseño detallado .................................................................................................... 7
2.2. Configuración del ala .................................................................................................... 8
2.2.1. Carga alar ............................................................................................................ 10
2.2.2. Perfil alar.............................................................................................................. 10
2.2.3. Tipos de perfiles aerodinámicos ........................................................................... 10
2.2.4. Geometría del ala ................................................................................................ 11
2.2.5. Posición del ala .................................................................................................... 13
2.2.6 Dispositivos de control y sustentación en el avión ................................................. 14
2.3. Configuración del fuselaje .......................................................................................... 15
2.4. Configuración del empenaje ....................................................................................... 17
2.4.1. Estabilizador horizontal ........................................................................................ 17
2.4.2. Estabilizador vertical ............................................................................................ 18
2.4.3. Tipos de cola ....................................................................................................... 19
2.5. Configuración del tren de aterrizaje ............................................................................ 20
2.5.1. Principales parámetros del tren de aterrizaje ....................................................... 21
2.6. Resistencia al avance ................................................................................................. 22
2.6.1. Tipos de resistencia ............................................................................................. 22
2.7. Curva polar ................................................................................................................. 22
2.7.1. Eficiencia aerodinámica ....................................................................................... 23
2.8. Numero de Reynolds .................................................................................................. 23
2.9. Número Mach ............................................................................................................. 24
2.10. Centro de masa y gravedad ..................................................................................... 25
2.11. Centro de presiones ................................................................................................. 26
2.12. Peso de despegue ................................................................................................... 27
viii
2.12.1. Tripulación ......................................................................................................... 28
2.12.2. Peso de la carga útil........................................................................................... 28
2.12.3. Estimación de la fracción de combustible ........................................................... 29
2.12.4. Peso vacío ......................................................................................................... 34
2.12.5. Peso de despegue ............................................................................................. 34
2.12.6. Carga alar .......................................................................................................... 34
2.12.7. Carga de potencia .............................................................................................. 35
2.13. Performance ............................................................................................................. 35
2.13.1. Estimación del coeficiente de resistendia parásita 𝑪𝑫𝒐 ..................................... 36
2.13.2. Coeficiente de resistencia parásita ala – fuselaje 𝑪𝑫𝒐𝑾𝑩 ................................. 37
2.13.3. Estimación del coeficiente de resistencia parásita de los estabilizadores 𝑪𝑫𝒐𝒉𝒗
...................................................................................................................................... 38
2.13.4. Coeficiente de resistencia parásita del avión 𝑪𝑫𝒐 .............................................. 38
2.13.5. Coeficiente de 𝑲 para la resistencia inducida del avión ..................................... 39
2.13.6. Curva polar del avión ......................................................................................... 39
2.13.7. Velocidades de pérdida para diferentes configuraciones del flap ....................... 39
2.13.8. Alcance .............................................................................................................. 40
2.13.9. Distancia de despegue ....................................................................................... 40
2.13.10. Distancia de aterrizaje ...................................................................................... 41
CAPÍTULO 3: MÉTODO DE INVESTIGACIÓN .................................................................... 43
3.1. Análisis de diseño del avión de referencia .................................................................. 43
3.1.1. Ala ....................................................................................................................... 44
3.1.2. Superficies de control........................................................................................... 44
3.1.3. Estabilizadores..................................................................................................... 45
3.1.3.1. Estabilizador horizontal ................................................................................. 45
3.1.3.2. Estabilizador vertical ...................................................................................... 45
3.1.4. Fuselaje ............................................................................................................... 46
3.1.5. Propulsión ............................................................................................................ 46
3.1.6. Análisis estadístico .............................................................................................. 47
3.2. Estimación del peso de despegue 𝑾𝟎 ....................................................................... 49
3.2.1. Selección de parámetros iniciales ........................................................................ 49
3.2.2. Selección del perfil de vuelo................................................................................. 49
3.2.3. Peso de la tripulación ........................................................................................... 50
ix
3.2.4. Peso de la carga útil ............................................................................................ 50
3.2.5. Estimación de la fracción de combustible............................................................. 50
3.2.6. Fracción de peso vacío ........................................................................................ 53
3.2.7. Peso de despegue ............................................................................................... 53
3.3. Carga alar .................................................................................................................. 54
3.3.1. Selección de la carga alar de diseño .................................................................... 54
3.4. Carga de potencia ...................................................................................................... 54
3.4.1. Selección de la carga de potencia de diseño ....................................................... 54
3.5. Diseño del ala............................................................................................................. 54
3.5.1. Superficie del ala de diseño ................................................................................. 55
3.5.2. Selección del perfil ............................................................................................... 55
3.5.3. Ángulo flecha del ala ........................................................................................... 55
3.5.4. Alargamiento del ala ............................................................................................ 55
3.5.5. Estrechamiento del ala ......................................................................................... 55
3.5.6. Envergadura de diseño ........................................................................................ 55
3.5.7. Cuerda aerodinámica media de diseño ................................................................ 55
3.5.8. Ángulo diedro del ala ........................................................................................... 56
3.5.9. Posición del ala .................................................................................................... 56
3.5.10. Superficie de los flaps y alerones de diseño ...................................................... 56
3.6. Diseño del fuselaje ..................................................................................................... 57
3.6.1. Longitud del fuselaje de diseño ............................................................................ 57
3.6.2. Longitud de la nariz del fuselaje diseño ............................................................... 58
3.6.3. Diámetro del fuselaje ........................................................................................... 58
3.6.4. Longitud de la cola del fuselaje de diseño ............................................................ 58
3.7. Dimensionamiento de los estabilizadores de diseño .................................................. 59
3.7.1. Estabilizador horizontal de diseño ........................................................................ 59
3.7.2. Estabilizador vertical de diseño ............................................................................ 60
3.7.3. Posición de los estabilizadores ............................................................................ 60
3.7.4. Altura relativa de los estabilizadores .................................................................... 61
3.8. Dimensionamiento del tren de aterrizaje..................................................................... 62
3.9. Estimación de la performance .................................................................................... 62
3.9.1. Estimación de la polar .......................................................................................... 63
x
3.9.2. Estimación del coeficiente de resistencia parásita del ala-fuselaje 𝑪𝑫𝒐𝑾𝑩 ......... 63
3.9.3. Estimación del coeficiente de resistencia parásita de los estabilizadores 𝑪𝑫𝒐𝒉𝒗 64
3.9.4. Estimación del coeficiente de resistencia parásita del avión 𝑪𝑫𝒐 ........................ 64
3.9.5. Coeficiente de resistencia inducida del avión 𝑪𝑫𝒊 ................................................ 64
3.9.6. Curva polar del avión ........................................................................................... 65
3.9.7. Velocidades de pérdida para diferentes configuraciones de flap .......................... 66
3.9.8. Alcance ................................................................................................................ 67
3.9.9. Distancia de despegue......................................................................................... 67
3.9.10. Distancia de aterrizaje ........................................................................................ 67
CAPÍTULO 4: RESULTADOS Y DISCUSIÓN ...................................................................... 69
4.1. Resultados de la performance .................................................................................... 69
4.1.1. Curva polar .......................................................................................................... 69
4.1.2. Cambio en el coeficiente de resistencia inducida 𝑪𝑫𝒊 con el 𝑪𝑳 .......................... 71
4.1.3. Velocidad mínima con 𝑪𝑳 = 𝟏. 𝟔 (flaps retraídos) ................................................. 72
4.1.4. Velocidad mínima con 𝑪𝑳 = 𝟐. 𝟓 (flaps extendidos) .............................................. 74
CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES ........................................................................ 76
REFERENCIAS .................................................................................................................... 78
ANEXOS .............................................................................................................................. 80
Anexo 1: Ficha de tarea de investigación .......................................................................... 80
Anexo 2: Glosario .............................................................................................................. 83
Anexo 3: Procedimiento de cálculo ................................................................................... 86
Anexo A: Datos de referencia ........................................................................................ 86
Anexo B: Pesos ............................................................................................................. 86
Anexo C: Datos de diseño ............................................................................................. 88
Anexo D: Performance ................................................................................................... 89
xi
INTRODUCCIÓN
Un avión de entrenamiento es un tipo de aeronave diseñada con características específicas
para permitir el adiestramiento de pilotos. Para el caso de esta investigación la razón del diseño
será posibilitar el entrenamiento intermedio – avanzado de pilotos militares. A diferencia del
entrenamiento de pilotos civiles que son entrenados en un avión ligero; el entrenamiento militar
requiere de un avión con mayores capacidades de maniobra, velocidad, potencia, etc., para
que permita a los pilotos avanzar en su formación de habilidades como: pilotaje, navegación y
maniobras de guerra.
Actualmente la industria aeronáutica está en su máximo apogeo, por lo que día a día
profesionales y técnicos presentan mejoras e innovaciones en los modelos existentes y crean
nuevos diseños. Todo ello con la finalidad de adecuarse a los requerimientos actuales. Este
proceso se facilita gracias a que hoy existen herramientas de software de diseño asistido por
computadora (CAD) y de cálculo, los cuales apoyan la extracción de información y el
modelamiento de data.
La afirmación de lo mencionado en el párrafo anterior se basa en la existencia de
investigaciones similares a este trabajo en los que se realizó el diseño conceptual para aviones
de transporte de carga y pasajeros, helicópteros e incluso se llegó a desarrollar el diseño
preliminar de estos. Aunque no hay muchos registros de tesis o trabajos de investigación para
xii
un avión de entrenamiento, es posible aplicar el mismo proceso de diseño usado en estas
investigaciones.
Un avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado es necesario dentro de esta industria,
puesto que permite a los pilotos desligarse de la fase de principiante, además de prepararlos
para una fase avanzada (combate aéreo) donde se usarán aviones de mayor capacidad y
rendimiento. Es indispensable que se respeten los límites de operación de las aeronaves en
cada fase, esto con la finalidad de reducir los daños materiales y pérdidas humanas.
Los objetivos de este trabajo de investigación son calcular y analizar los principales parámetros
del avión mencionado; esto abarca parámetros geométricos, aerodinámicos y consideraciones
en la selección de componentes (empenaje, tren de aterrizaje y sistema de propulsión).
Además, la última parte de la investigación se centrará en realizar una evaluación de la
performance del avión, esto para entender y tener una noción inicial del comportamiento que
tendrá la aeronave en el cumplimiento de su misión y ver la factibilidad de este para continuar
con la siguiente etapa del diseño (diseño preliminar).
Para la presente investigación, se acudió a la revisión de fuentes de tipo primaria, es decir,
libros, tesis similares y artículos de investigación. Esto debido a que el diseño de aviones
involucra la fusión de cuatro materias principales dentro de la ingeniería aeronáutica las cuales
son: aerodinámica, dinámica de vuelo, propulsión y estructuras. Cabe mencionar que cada
una de ellas requiere un análisis completo y detallado; por lo que para razones de tiempo y
continuidad se asumirán algunos valores empíricos establecidos dentro de cada materia.
El alcance de la investigación es el de obtener resultados concretos que reflejen el diseño
conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado. Finalmente las
limitaciones que presenta este trabajo son: la poca disponibilidad de especificaciones técnicas
de aviones de referencia, lo cual impide que se desarrolle un levantamiento de información
xiii
veloz, pues nos confiamos del uso del software AutoCad el cual toma más tiempo; y los
relativamente escasos trabajos de investigación enfocados en el diseño conceptual de un
avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado.
xiv
1
CAPÍTULO 1
ANTECEDENTES DE LA INVESTIGACIÓN
Para iniciarse en el proceso de diseño de una aeronave es importante conocer que esta es
una disciplina de la ingeniería aeronáutica que guarda relación con asignaturas como
aerodinámica, estructuras, propulsión y dinámica de vuelo. En este proceso, el diseñador es
conocedor de las asignaturas mencionadas, pero no pasará mucho tiempo realizando un
análisis detallado. Un diseñador invierte su tiempo haciendo algo que se llama “modelo”, lo
cual no es más que crear la descripción geométrica de un objeto que se va a construir [1]. Este
proceso se centra solo en el cálculo geométrico y algunas modificaciones en cuanto a
aerodinámica, estructura, y demás parámetros, que el diseñador cree conveniente aplicar al
avión resultado de los demás tomados como referencia. En este libro el autor plantea una
metodología solida que se ve a través de su contenido, en el que no solo presenta material
teórico, sino que también tablas y figuras que ayudan a entender de manera gráfica el proceso
de diseño.
El trabajo la investigación se centrará en la primera fase; diseño conceptual. Previamente es
necesario ya tener en consideración las características que ha de requerir el nuevo avión,
¿Qué tan rápido?, ¿Qué tan pesado?, ¿Cuál será la distancia de despegue y aterrizaje?, ¿Cuál
será el alcance?, etc. Son algunas de las preguntas que debe hacerse el diseñador para poder
plantear un nuevo concepto de avión. Una vez planteadas las preguntas, el diseñador ya está
inmerso en la primera fase, por ejemplo, para responder a la primera pregunta: ¿Qué tan
2
rápido?, debemos definir la misión de la aeronave, el peso de despegue, y la cantidad de
motores. De igual forma para las demás, se asocian conceptos y se obtiene una respuesta
múltiple. Es aquí donde se establecen especificaciones como tipo de avión (pistón,
turbopropulsor, turbojet, etc.), aviónica, capacidad de carga, confort de los ocupantes,
ergonomía, componentes aerodinámicos (flaps, slats, etc.), facilidad de fabricación,
mantenibilidad de la aeronave, estimación inicial del costo e incluso la estética [2]. Todo
comienza con formularse simples preguntas como: ¿Cómo quiero que sea el nuevo avión?, y
de acuerdo a ello, definir qué componente se adecua mejor para desarrollar determinada
función, y especificarlo con información técnica. Además, cabe mencionar que a medida que
se va profundizando el análisis, nuevas ideas y problemas surgirán debido a que el proceso
es muy fluido y cambiante.
En muchos casos el diseñador plantea que el éxito de un avión dependerá del éxito del diseño
del ala. Esta frase tiene mucho sentido ya que se sabe que el perfil alar debe ser
cuidadosamente seleccionado para cada tipo de aeronave. Este perfil determina en gran
medida el coeficiente de sustentación, coeficiente de resistencia, eficiencia aerodinámica, etc.
y su influencia sobre el diseño; es por ello que se hacen diversos análisis de posibles
imperfecciones ya que estas modificarán en gran medida ciertos parámetros previos y
teóricamente establecidos, los cuales no se pueden permitir [3]. El autor de la tesis
referenciada se centra explícitamente en el problema que representa un mal diseño de perfiles,
y como afecta en las distintas características aerodinámicas de la aeronave, que si bien no es
el tema central de el trabajo de investigación, representa un gran cambio en la parte final del
análisis de resultados, puesto que estos parámetros aerodinámicos afectan directamente al
cálculo del avión. Por ello se tendrá especial cuidado en el procedimiento final de este trabajo.
3
En [4] los autores desarrollaron el diseño conceptual y parte de un diseño preliminar para un
avión turbohélice de categoría transporte comercial y regional. El proceso de diseño para esta
aeronave fue llevado a cabo por fases, comenzando por el diseño conceptual para luego
concluir con el preliminar. Estos conceptos se explicarán con mayor detalle en el marco teórico.
El avión diseñado posee una capacidad de transportar 85 pasajeros.
La metodología que se usó consiste en definir parámetros de referencia como superficies,
velocidad, peso de despegue, altura de vuelo, etc. Y esto fue tomado de treinta aviones
similares al avión en diseño, entre los cuales están: ATR 72, EMBRAER ERJ 175
BOMBARDIER CRJ 200, FOKKER 50 y MITSUBISHI MRJ 70. Una vez obtenido éstos valores
(valores promedios), se procedió a realizar el cálculo para cada uno de los componentes del
avión (ala, fuselaje, cola, tren de aterrizaje y planta motriz). Para la realización de estos
cálculos, fue necesario el uso de fórmulas y realizar un análisis de las diversas configuraciones
existentes para los componentes mencionados, y seleccionar el que mejor se adecua a los
requerimientos del avión. Todo este procedimiento corresponde al diseño conceptual.
En la segunda parte (diseño preliminar) se llevó a cabo la evaluación de la aeronave
(performance), esto a través de graficas de comportamiento, y además se plasmó los
parámetros geométricos obtenidos del avión en un sólido en 3D. Al final de la investigación
se pudo concluir que la selección del perfil alar es el paso más importante, ya que de este
parámetro se definen los coeficientes de sustentación y resistencia (cantidad de sustentación
y arrastre que va a generar el avión a diferentes alturas), la velocidad de pérdida, velocidad
máxima, etc. Además, se determinó que una configuración de cola en “T” es la más óptima
para este tipo de avión, ya que los estabilizadores horizontales quedan fuera del alcance del
chorro (flujo perturbado) que generan los dos motores turbohélice.
4
Según lo visto en [5], la estructura del diseño describe un orden a seguir, primero se desarrolla
el diseño conceptual, luego el preliminar y finalmente el diseño detallado. Además, en ella se
aprecia la metodología que se usará para el caso de esta investigación. La diferencia recae
en el número de aeronaves similares (cuatro para nuestro caso) y la parte del diseño
preliminar, el cual no abordaremos. Sólo se analizará algunos de los procedimientos más
importantes de la performance los cuales son las velocidades de pérdida en diferentes
configuraciones de flasps, distancias de despegue y aterrizaje, y coeficientes de sustentación
y resistencia.
En [5] el autor propone un diseño conceptual y preliminar para un avión comercial de gran
capacidad de carga. La metodología usada es la misma desarrollada en [4]. Las aeronaves
que el autor usó como referencia son los siguientes: DOUGLAS CD-10, TRISTAR L-1011,
BOEING 747, AIRBUS A380, ANTONOV 225, entre otras. El procedimiento de cálculo que
describe esta investigación es la misma que para el caso anterior y el de este proyecto.
Algunos de los requerimientos para este avión comercial de gran tamaño son: consideración
de un espacio lo suficientemente grande para permitir el despegue y aterrizaje del avión, así
como para realizar los mantenimientos correspondientes a sus sistemas y componentes.
Además, de una fuente de potencia necesaria para elevar un avión con 1000 pasajeros. Luego
de un análisis minucioso de las configuraciones de los componentes, el autor procedió a las
selecciones de estos, los cuales formaron parte del nuevo diseño. El plano alar de diseño
óptimo para este avión es de tipo “box-wing” con configuración cantiléver. La configuración de
la cola se le conoce como segundo plano alar, y este tiene una forma de “n”. La fuerza motriz
está conformada por tres motores turbo - fan, ubicados sobre el segundo plano alar (cola). En
parte de diseño preliminar, las configuraciones mencionadas permiten cumplir con los
requerimientos de performance para esta aeronave. El autor nos ofrece un ejemplo más de la
metodología que usaremos para esta investigación. Además, se puede concluir que es
5
necesario analizar los requerimientos de cada componente, y en base a ello seleccionar la
configuración más adecuada. Como ya se mencionó anteriormente, esta investigación excluye
la parte de diseño preliminar, esto involucra que se desarrollará una mínima parte de la
performance.
Para concluir, de las tesis [4] y [5], que son las de mayor referencia para el trabajo, se rescata
la manera en como presentan la metodología que, aunque no se detalla, es llevada de manera
lógica y comprensible.
6
CAPÍTULO 2
MARCO TEÓRICO
2.1. Conceptos de diseño
2.1.1. Diseño de aeronaves
El diseño de aeronaves, es una rama de la ingeniería aeronáutica, la cual consiste en crear un
nuevo modelo de aeronave. El diseño comienza con el reconocimiento o la aparición de una
“necesidad” que requiere ser atendida, y esta proviene de un determinado cliente (civil y/o
militar). El llevar a cabo este proceso involucra plasmar los conocimientos previamente
adquiridos por el diseñador como: aerodinámica, estructuras, mecánica de vuelo y propulsión.
Para que su aplicación y análisis en conjunto permita obtener una propuesta viable de
aeronave. El proceso de diseño se divide en tres grandes fases: diseño conceptual, diseño
preliminar y diseño detallado.
2.1.2. Diseño conceptual
Es la primera fase del diseño de aviones, en la cual los involucrados se plantean preguntas
sobre cómo quieren que sea la nueva aeronave: misión, peso de despegue y performance,
para posteriormente analizar y definir los requerimientos. Esta fase se caracteriza por ser la
más cambiante e iterativa, es decir, aquí se empieza a plasmar las exigencias de diseño para
obtener un bosquejo inicial, y conforme los participantes emiten e intercambian ideas de
solución, aparecen nuevos problemas que deben ser contemplados. En esta fase, es
7
necesario realizar modificaciones y adecuaciones respecto a los requerimientos iniciales, de
tal forma que se obtenga un concepto viable de aeronave, puesto que será mucho más difícil
realizar cambios cuando el proceso esté en una etapa avanzada.
2.1.3. Diseño preliminar
En esta fase se llevan a cabo ciertos cambios respecto a la configuración establecida en el
diseño conceptual, ya que se realizará un análisis más profundo de los diversos sistemas que
componen la aeronave y es la última etapa donde se es permitido realizar modificaciones de
los requerimientos. Durante esta etapa, el diseñador y los especialistas (si es que hubiese)
en control de vuelo, estructuras y trenes de aterrizaje procederán a diseñar y realizar un
análisis de su campo correspondiente en la aeronave. El desarrollo de estas actividades toma
lugar en laboratorios de prueba como los túneles de viento. Además, se hace uso de
programas computacionales para los cálculos aerodinámicos y softwares de Diseño Asistido
por Computadora (CAD) para el análisis del comportamiento del fluido sobre la superficie del
avión, así como los sistemas de propulsión. Cabe resaltar, que en esta fase se desarrolla el
“lofting” o modelamiento matemático de la superficie del avión (cubierta), este paso es muy
importante y debe realizarse con altos grados de precisión, para que el acoplamiento de las
partes del avión sea exacto, esto de haber sido desarrollado por diferentes especialistas. Esta
fase debe dejar las bases necesarias para poder pasar a la etapa siguiente.
2.1.4. Diseño detallado
En la última etapa, se diseña y analiza detalladamente los sistemas, componentes,
subcomponentes y unidades que conformarán la aeronave. El objetivo es realizar los
respectivos planos para cada ítem mencionado, y posteriormente enviarlos a la manufacturera.
Además, en esta fase, hay una etapa llamada diseño de producción, la cual consiste en
establecer cómo la aeronave será fabricada, desde los acoplamientos más simples hasta el
8
proceso de ensamblaje final. Es importante mencionar que los productores deben y/o
requieren adecuar la fabricación de algunos componentes a limitaciones manufactureras y,
por ende, el peso y performance del avión pueden verse ligeramente modificados, para
beneficio o desventaja. Pero los requerimientos iniciales varían minúsculamente. El diseño
detallado, y el proceso de diseño en conjunto, terminan con la fabricación de la aeronave.
2.2. Configuración del ala
La superficie que soporta toda la carga dinámica del avión es llamada “ala”, cuyas
características aerodinámicas se verán afectadas por la forma de la sección del ala [6]. Esta
es una estructura que está conformada principalmente por largueros; que son la estructura
principal en el ala y que atraviesa la envergadura del avión, larguerillos; finas barras de
madera, metal u otro material que unen las costillas, y costillas, que se encargan de darle
resistencia a la torsión además de la forma del perfil del ala. Todos estos elementos cubiertos
por un revestimiento.
Esta estructura también es la principal generadora de sustentación, la cual se genera
esencialmente por la diferencia de presiones basándose en el principio de Bernoulli.
Figura 1. Un esquema simple de una estructura típica del ala. [2]
Superficie del ala (𝑆)
Envergadura del ala (𝑏)
9
Cuerda inicial del ala (Cr)
Cuerda final del ala (Ct)
Flecha del ala (𝛬)
Ángulo diedro (𝛤)
- La cuerda aerodinámica media (𝐶𝐴𝑀):
𝐶𝐶𝐴𝑀 =2
3(𝐶𝑟 + 𝐶𝑡 −
𝐶𝑟 𝐶𝑡𝐶𝑟+ 𝐶𝑡
) (1)
- La posición de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐴𝑀):
𝑍𝐶𝐴𝑀 =𝑏
6
𝐶𝑟 + 2𝐶𝑡𝐶𝑟 + 𝐶𝑡
(2)
𝑋𝐶𝐴𝑀 = tan(𝛬) (3)
En la figura 2 se puede ver la ubicación de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐴𝑀)
Figura 2. Cuerda aerodinámica media. [1]
𝑆 =𝑊0
𝑝𝑓𝑖𝑛𝑎𝑙 (4)
𝑏 = √𝐴. 𝑆 (5)
𝐶𝑟 =2 𝑆
𝑏(1 + 𝜆) (6)
𝐶𝑡 = 𝜆 𝐶𝑟 (7)
10
Es importante mencionar que existen alas conformadas por dos o más secciones de diferente
geometría. En tales casos el cálculo de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐴𝑀) se hace de
manera independiente para cada una, utilizando las fórmulas correspondientes propuestas en
la metodología de [1].
2.2.1. Carga alar
La carga alar es la relación existente entre el peso de despegue del avión sobre la superficie
alar de este.
𝑝 = (𝑊
𝑆) (8)
2.2.2. Perfil alar
El perfil es el elemento más importante de una aeronave, ya que este definirá en qué
proporción se producirá la sustentación. Este está ligado y/o afecta directamente a la velocidad
crucero, distancias de despegue y aterrizaje, velocidad de entrada en pérdida y la eficiencia
aerodinámica en general durante todas las fases de vuelo [1]. Se define como la sección de
ala cortada por un plano paralelo a la cuerda de esta [7].
En la figura 3, se muestra los parámetros geométricos de un perfil.
2.2.3. Tipos de perfiles aerodinámicos
Se consideran 𝐶𝐿 𝑚á𝑥 y 𝐶𝐷 𝑚í𝑛 para la selección del perfil
𝐶𝐿𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒 =𝑝𝑓𝑖𝑛𝑎𝑙
𝑞𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒 (9)
a. Perfil simétrico
Un perfil simétrico es un perfil sin combadura, es decir, la línea de cuerda media y la línea
cuerda coinciden. Esto deja ver que ambas partes del perfil, extradós e intradós, son un reflejo
uno del otro. Esto genera una reducción en el costo y trabajo de fabricación debido a su
simplicidad frente al perfil asimétrico [7].
11
Figura 3. Geometría del perfil alar. [1]
b. Perfil asimétrico
Por otra parte, un perfil asimétrico será aquel en el que el intradós y extradós sean distintos.
Lo que por consiguiente aumentará el costo y trabajo de fabricación frente al perfil simétrico;
no obstante, este generará una mayor fuerza de sustentación [7].
2.2.4. Geometría del ala
a. Alargamiento
En la figura 4 se aprecian diferentes curvas para diferentes valores de alargamiento. La
explicación es que a menor alargamiento se pueden conseguir mayores angulos de ataque.
Sin embargo los rangos del coeficiente de sustentación, en la que la aeronave va a
comportarse, disminuirán; mientras que a mayor alargamiento, se conseguirán mayores
valores para el coeficiente de sustentación, pero con la penalización de que los ángulos de
ataque del avión serán inferiores.}
o Se calcula el alargamiento (𝐴) del ala:
𝐴 =𝑏2
𝑆 (10)
Figura 4. Efectos del alargamiento en la sustentación. [1]
12
b. Estrechamiento
En la figura 5 se muestra la distribución de sustentación a lo largo del ala, en donde un
mayor estrechamiento tiene una distribución más uniforme que un menor estrechamiento.
También se muestra que un ala elipitca, es el tipo de ala más eficiente en cuanto a
distribución de sustentación, sin embargo es de conocimiento que este tipo de ala es la de
mayor complejidad para diseñar y construir.
Figura 5. Efectos del estrechamiento en la distribución de la sustentación. [1]
o Se calcula el estrechamiento del ala 𝛌:
13
𝜆 =𝐶𝑡𝐶𝑟
(11)
2.2.5. Posición del ala
a. Ala alta
Las ventajas del uso del ala alta en los aviones son las siguientes:
▪ El peso de la aeronave por debajo del ala brinda mayor estabilidad a la aeronave.
▪ Permite colocar el fuselaje cerca de la superficie para facilitar la carga y descarga del avión.
▪ Ofrece un gran campo de visión hacia abajo.
▪ El efecto suelo es menos efectivo en esta configuración.
Las desventajas son las siguientes:
▪ El uso de “struts” añade una resistencia parásita al avance.
▪ Colocar el ala por sobre el fuselaje aumentará el área frontal, lo que ocasionará resistencia.
▪ El fuselaje debe ser reforzado (más peso) para que soporte las cargas del tren de aterrizaje.
b. Ala media
Las ventajas del uso del ala media en los aviones son las siguientes:
▪ En aviones de combate les permite llevar armamento por debajo de las alas.
▪ Es superior a otras configuraciones para realizar maniobras acrobáticas.
▪ Mayores velocidades y giros sobre el eje longitudinal del avión.
Las desventajas son las siguientes:
▪ Operaciones sobre pistas no preparadas son restringidas en cierto grado.
▪ No se usa en aviones de pasajeros, ya que penetraría el fuselaje ocupando parte de la
cabina e impidiendo el paso entre cabinas delantera y trasera.
c. Ala baja
Las ventajas del uso del ala media en los aviones son las siguientes:
14
▪ Campo visual completo hacia arriba.
▪ Seguridad para configuraciones de pasajeros
Las desventajas son las siguientes:
▪ Poca visibilidad hacia abajo.
▪ Necesita un sistema adicional para bombear combustible de las alas.
▪ Soporta el efecto suelo más que otras configuraciones.
▪ Soporta el peso sobre las alas en vuelo, por lo que su estabilidad se verá comprometida.
En la figura 6 se aprecia las diversas configuraciones para la ubicación del ala en la aeronave.
Figura 6. Nomenclatura de la locación vertical del ala. [2]
2.2.6 Dispositivos de control y sustentación en el avión
o Alerones
o Flaps
o Elevadores
o Rudder
o Estabilizadores
• Superficie de los flaps (𝑆𝑓𝑙𝑎𝑝)
• Superficie de los elevadores (𝑆𝑒𝑙𝑒)
• Superficie de rudder (𝑆𝑟𝑢𝑑)
• Superficie de los alerones (𝑆𝑎𝑖𝑙)
15
• Envergadura de los flaps (𝑏flap)
Existen relaciones empíricas para facilidades de cálculo:
(𝑆𝑓𝑙𝑎𝑝
𝑆) = 0.15 − 0.20 (12)
(𝑏flap
𝑏) = 0.50 − 0.85 (13)
(𝑆𝑒𝑙𝑒𝑆ℎ
) = 0.12 − 0.25 (14)
(𝑆𝑟𝑢𝑑𝑆𝑣
) = 0.18 − 0.28 (15)
(𝑆𝑎𝑖𝑙𝑆) = 0.02 − 0.05 (16)
2.3. Configuración del fuselaje
El fuselaje es aquella parte del avión que hace de estructura principal y cuya función principal
es la de brindar un espacio seguro para pasajeros, tripulación y/o carga. Esta estructura
también se encarga de ser el soporte principal del resto de componentes del avión, siendo
esta parte en donde todos tienden a unirse [4].
La geometría de un fuselaje es importante para cumplir las necesidades aerodinámicas, así
como las de capacidad de carga. Esto es una indicación de que la estructura del fuselaje podrá
variar según la misión que desempeñará. Existen diversas configuraciones de estructuras, sin
embargo en esta investigación se hará uso de la estructura semimonocasco mostrada en la
figura 7; la cual es la más usada hoy en día. En este tipo de estructura es que se resuelve el
asunto del peso por espesor del revestimiento, problema presentado por una estructura
monocasco, ya que usa cuadernas las cuales dan la forma al fuselaje. Estas son apoyadas
por larguerillos y largueros, los cuales unen las cuadernas longitudinalemente.
16
Figura 7. Estructura semimonocasco. [8]
A continuación se muestran los principales parámetros del fuselaje
o Longitud del fuselaje (𝑙𝑓𝑢𝑠)
o Diámetro del fuselaje (𝑑𝑓𝑢𝑠)
o Longitud de la nariz del fuselaje (𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒)
o Longitud de la cola del fuselaje (𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎)
Existen relaciones empíricas para facilidades de cálculo:
(𝑙𝑓𝑢𝑠
𝑏) = 1.03 − 1.08 (17)
(𝑙𝑓𝑢𝑠
𝑑𝑓𝑢𝑠) = 7.0 − 12.0 (18)
(𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒𝑙𝑓𝑢𝑠
) = 0.20 − 0.35 (19)
En la figura 8 se aprecian las principales medidas de un fuselaje convencional: longitud total,
longitud de nariz y longitud de cola.
Figura 8. Estimación de las dimensiones del fuselaje. [1]
17
2.4. Configuración del empenaje
La aeronave posee un elemento principal que permite controlar su estabilidad, el cual es
conocido como la cola del avión o empenaje. El empenaje está compuesto por dos superficies:
el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical [8]. Además de ello, existen elementos que
conforman o están dentro de estas superficies, y ayudan a cumplir con la función de la cola.
El timón de profundidad es parte del estabilizador horizontal y el timón de dirección conforma
el estabilizador vertical [4].
Estas superficies permiten controlar el movimiento de la aeronave en dos ejes y aportan en su
estabilidad. El estabilizador horizontal controla el movimiento de la aeronave en el eje
transversal y sirve de apoyo a la estabilidad longitudinal. Por su parte, el estabilizador vertical
controla el movimiento de la aeronave en el eje vertical. En conclusión, ambos son los
generadores de los movimientos de “cabeceo” y “guiñada”, respectivamente.
2.4.1. Estabilizador horizontal
Superficie del estabilizador horizontal (𝑆ℎ)
Envergadura del estabilizador horizontal (𝑏ℎ)
Cuerda inicial del estabilizador horizontal (𝐶𝑟ℎ)
Cuerda final del estabilizador horizontal (𝐶𝑡ℎ)
Flecha del estabilizador horizontal (Ʌℎ)
18
Coeficiente de volumen del estabilizador horizontal (𝑉𝐻):
(𝑆ℎ𝑆) = 0.2 − 0.5 (20)
𝑆ℎ = (𝑆ℎ𝑆) 𝑆 (21)
𝐴ℎ =𝑏ℎ
2
𝑆ℎ (22)
𝑏ℎ = √𝐴ℎ 𝑆ℎ (23)
𝜆ℎ =𝐶𝑡ℎ𝐶𝑟ℎ
(24)
𝐶𝑟ℎ =2 𝑆ℎ
𝑏ℎ(1 + 𝜆ℎ) (25)
𝐶𝑡ℎ = 𝜆ℎ 𝐶𝑟ℎ (26)
𝐶𝐶𝐴𝑀ℎ =2
3(𝐶𝑟ℎ + 𝐶𝑡ℎ −
𝐶𝑟ℎ 𝐶𝑡ℎ𝐶𝑟ℎ+ 𝐶𝑡ℎ
) (27)
𝑍𝐶𝐴𝑀ℎ =𝑏ℎ6
𝐶𝑟ℎ + 2𝐶𝑡ℎ𝐶𝑟ℎ + 𝐶𝑡ℎ
(28)
𝑋𝐶𝐴𝑀ℎ = 𝑡𝑎𝑛(Ʌℎ) (29)
𝑉𝐻=𝑆ℎ ∗ 𝑙ℎ𝑆 ∗ 𝐶𝐶𝐴𝑀
(30)
2.4.2. Estabilizador vertical
Superficie del estabilizador vertical (𝑆𝑣)
Envergadura del estabilizador vertical (𝑏𝑣)
Cuerda inicial del estabilizador vertical (𝐶𝑟𝑣)
Cuerda final del estabilizador vertical (𝐶𝑡𝑣)
19
Flecha del estabilizador vertical (Ʌ𝑣)
Coeficiente de volumen del estabilizador vertical (𝑉𝑉):
(𝑆𝑣𝑆) = 0.1 − 0.3 (31)
𝑆𝑣 = (𝑆𝑣𝑆) 𝑆 (32)
𝐴𝑣 =𝑏𝑣
2
𝑆𝑣 (33)
𝑏𝑣 = √𝐴𝑣 𝑆𝑣 (34)
𝜆𝑣 =𝐶𝑡𝑣𝐶𝑟𝑣
(35)
𝐶𝑟𝑣 =2 𝑆𝑣
𝑏𝑣(1 + 𝜆𝑣) (36)
Ctv = λv Crv (37)
𝐶𝐶𝐴𝑀𝑣 =2
3(𝐶𝑟𝑣 + 𝐶𝑡𝑣 −
𝐶𝑟𝑣 𝐶𝑡𝑣𝐶𝑟𝑣+ 𝐶𝑡𝑣
) (38)
𝑍𝐶𝐴𝑀𝑣 =𝑏𝑣6
𝐶𝑟𝑣 + 2𝐶𝑡𝑣𝐶𝑟𝑣 + 𝐶𝑡𝑣
(39)
𝑋𝐶𝐴𝑀𝑣 = 𝑡𝑎𝑛(Ʌ𝑣) (40)
𝑉𝑉=𝑆𝑣 ∗ 𝑙𝑣𝑆 ∗ 𝑏
(41)
2.4.3. Tipos de cola
Existen diferentes tipos de cola para los diferentes empenajes de aviones, estos van a estar
determinados por la finalidad de la aeronave, en otras palabras, su misión. La visión del
diseñador y sus conocimientos son de gran ayuda en esta parte del diseño, en donde la
20
selección de un tipo de cola influirá en gran parte el desempeño de la aeronave, tanto como
en el proceso de diseño. Para el caso de esta investigación, se optará por un diseño “clásico”
en donde la cola tipo “T invertida” es la mejor opción para un avión de entrenamiento.
Figura 9. Variantes del empenaje. [1]
2.5. Configuración del tren de aterrizaje
Se le conoce como tren de aterrizaje al sistema conformado por las ruedas, neumáticos y
estructuras de apoyo (“flotadores”, para algunos casos), que están ubicados a ambos lados
del eje longitudinal (trenes principales) y que soportan el peso distribuido de avión.
El tren de aterrizaje es uno de los componentes más importantes del avión, ya que este es el
encargado de movilizar a la aeronave en tierra y soportar todo el peso de este. Esta última
característica conlleva a que la estructura del tren esté sometida a esfuerzos y cargas, por lo
que es propenso a sufrir desgaste por fatiga. Afortunadamente, hoy en día existen sistemas
que permiten monitorear la estructura del tren de aterrizaje y anticiparse a una posible falla.
En [9], los autores proponen un sistema de monitoreo de salud estructural (SHM, por sus siglas
en inglés), el cual permite hacer diagnósticos de estado, medición de cargas, cálculos de peso
y balance, todo esto en puntos específicos del tren de aterrizaje y a través de algoritmos de
21
detección. Estos procedimientos se logran gracias a la incorporación de sensores en la
estructura del tren durante el ensamblaje inicial.
Según lo mencionado en [9], la función de este sistema es analizar la vida útil y la tendencia
que tendrán los componentes, en función a las cargas y esfuerzos que soportan. La
implementación de este sistema será de gran importancia en las fases de diseño preliminar y
detallado, ya que durante estas se hace un análisis más minucioso de cada componente del
avión. Finalmente tratándose de una primera etapa de diseño, se considerará un tren tipo
triciclo que es la configuración más usada, ya que sus ventajas priman sobre sus deficiencias.
Tiene dos ruedas principales ubicadas detrás del centro de gravedad y una rueda principal
ubicada delante de este, justo debajo de la nariz del avión. Esta distribución triangular hace
que su desplazamiento en tierra sea más estable [1].
En la figura 10 se muestran los diferentes tipos de trenes de aterrizaje.
Figura 10. Ejemplos de configuraciones de trenes de aterrizaje. [2]
2.5.1. Principales parámetros del tren de aterrizaje
Los principales parámetros del tren son:
Base del tren (𝐵𝑡𝑟𝑒𝑛)
22
Track del tren (𝑇𝑡𝑟𝑒𝑛)
Altura del tren (ℎ𝑡𝑟𝑒𝑛)
2.6. Resistencia al avance
La resistencia es una fuera contraria al movimiento de un cuerpo, y que para términos de este
trabajo será dicha fuerza opuesta al desplazamiento del avión. Esta fuerza se expresa de
manera matemática de la siguiente manera:
𝐷 =1
2 𝜌 𝑉2 𝑆 𝐶𝐷 (42)
Esta fuerza se divide principalmente en dos tipos.
2.6.1. Tipos de resistencia
a. Resistencia parásita
Es aquella resistencia que no es dependiente de la producción de sustentación [10]. Se puede
definir también como la resistencia que es producida por componentes que no aportan en la
generación de sustentación. Se representa como 𝐶𝐷𝑜
b. Resistencia inducida
Definida como la resistencia que deriva directamente de la producción de sustentación [10].
En este caso es producida por la existencia de una diferencia de presiones en el ala, lo que
genera vórtices en los tips del ala. Se expresa matemáticamente como la multiplicación del
factor 𝑘 y el 𝐶𝐿 elevado al cuadrado. (𝐶𝐷𝑖= 𝐾 ∗ 𝐶𝐿
2)
2.7. Curva polar
Indica la máxima eficiencia aerodinámica trazando una tangente a la curva desde el origen.
Se muestra en la figura 12.
23
2.7.1. Eficiencia aerodinámica
Es una característica del avión que relaciona los coeficientes de sustentación y resistencia y
que depende de la configuración de la aeronave (envergadura y superficie mojada/ resistencia
parasita e inducida).
En la figura 12 se muestran los valores de 𝐶𝐷 y 𝐶𝐿 en donde se muestra una curva que
simboliza el cambio de un valor respecto a otro.
Existe además un parámetro al que se le denomina como máxima eficiencia
aerodinámica((𝐿 𝐷⁄ )𝑚á𝑥
), y que se señala en la figura 11.
Figura 11. Curva polar. [1]
La polar se expresa matemáticamente como:
𝐶𝐷 = 𝐶𝐷𝑜 +𝐶𝐿
2
𝜋𝐴𝑒 (43)
2.8. Numero de Reynolds
El número de Reynolds (Re) es una medida adimensional que relaciona las fuerzas de inercia
y las fuerzas viscosas en un fluido. Su importancia se presenta principalmente en el análisis
de la capa límite [2].
24
El valor resultante determina si un fluido es laminar o turbulento.
Se define de la siguiente manera:
𝑅𝑒 =𝜌 𝑉 𝐿
𝜇 (44)
Donde:
𝐿 = longitud de referencia
𝑉 = velocidad del aire
𝜌 = densidad del aire
𝜇 = viscosidad del aire
Tambien se puede expresar de la siguiente manera:
𝑅𝑒 = 𝑉𝐶�̅�𝜇
(45)
2.9. Número Mach
El número de Mach, se usa generalmente para expresar la velocidad relativa a la cual se
mueven los aviones. Pero también es muy usado para definir la velocidad de flujos de fluido
sobre un perfil.
Flujo subsónico si el 𝑀 < 1
Flujo Transónico si el 𝑀 = 1
Flujo supersónico si el 𝑀 > 1
Se define de la siguiente manera:
𝑀 = 𝑉
𝑎 (46)
Donde:
𝑀 = número de Mach
25
𝑉 = velocidad del flujo
𝑎 = velocidad del sonido local
Es importante mencionar que la velocidad del sonido dependerá del medio físico en cual se
transmite.
2.10. Centro de masa y gravedad
Se define en [2] el centro de masa como un punto en el espacio de determinado sistema
(objeto, liquido, gas, etc.), donde la fuerza que actúa en dicho punto, es equivalente a todas
las fuerzas actuantes en el sistema. Mientras que el centro de gravedad es el punto en el
espacio donde se genera la fuerza equivalente (resultante) a todas las fuerzas de gravedad
que actúan en un sistema.
Para el caso de esta investigación, la aeronave es considerada un cuerpo de aceleración
constante, por lo que el centro de masa y el centro de gravedad coinciden en el mismo punto.
Figura 12. Locación del centro de gravedad. [2]
Locación del CG desde el tren de nariz:
𝑋𝑁 = (𝑅𝑀
𝑅𝑀+𝑅𝑁)𝑋𝑁𝑀 = (
𝑅𝑀𝑊
)𝑋𝑁𝑀 (47)
26
Locación del CG desde el tren principal:
𝑋𝑀 = (1 −𝑅𝑀𝑊
)𝑋𝑁𝑀 (48)
Donde
𝑅𝑀 = reacción en el tren principal
𝑅𝑁 = reacción en el tren de nariz
𝑊 = peso total de la aeronave
𝑋𝑀 , 𝑋𝑁 𝑦 𝑋𝑁𝑀 ; son distancias definidas en la figura 13
2.11. Centro de presiones
Es el punto donde se aplica la fuerza resultante de todas las cargas distribuidas actuantes
sobre un determinado cuerpo, tanto en el eje axial como normal [7]. Es decir, el centro de
presiones se define como el punto donde la magnitud del momento es igual a cero.
En un cuerpo que está inmerso en el flujo de un fluido cualquiera, actúan unas cargas debido
a efectos de la presión, esto hace que se genere una fuerza y momento resultante en dicho
cuerpo [2].
Cabe señalar que el comportamiento de las cargas no es uniforme, más por el contrario, son
aplicados de forma aleatoria y distribuida. La fuerza resultante aplicada sobre el centro de
presiones, es igual a la suma de todas las cargas actuantes.
En la figura 13 se puede apreciar la ubicación de la fuerza resultante sobre el centro de
presiones.
Figura 13. Fuerza resultante en el centro de presiones. [10]
27
2.12. Peso de despegue
La estimación del peso inicial es una de las fases más importantes en el proceso de diseño
de aviones, ya que a partir de este valor obtenido es donde se empieza a establecer los
parámetros (geométricos, aerodinámicos, etc.) que regirán en la nueva aeronave.
Para la estimación del peso inicial se debe contar con las consideraciones del sistema de
propulsión que tendrá la aeronave, ya sea motor de combustión interna (ICE, por sus siglas
en inglés), motor eléctrico o un sistema híbrido (ICE-electric), ya que su selección estará
estrictamente relacionada con la performance de la aeronave [11].
El sistema de propulsión seleccionado para esta investigación será de tipo convencional (ICE),
por lo que la estimación del peso se hará con los requerimientos que este sistema amerita.
La estimación del peso de despegue está dada por la siguiente fórmula.
𝑊0= 𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤 +𝑊𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 +𝑊𝑓𝑢𝑒𝑙 +𝑊𝑒𝑚𝑝𝑡𝑦 (49)
Donde:
Peso de despegue 𝑊0
Peso de la tripulación 𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤
28
Peso de la carga útil 𝑊𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑
Peso del combustible 𝑊𝑓𝑢𝑒𝑙
Peso vacío del avión 𝑊𝑒𝑚𝑝𝑡𝑦
2.12.1. Tripulación
Se considera para el peso de la tripulación a todo el personal encargado de la operación del
avión, independientemente del tipo de avión (de pasajeros, militar, de entrenamiento, carga,
etc.)
Cálculo del peso de la tripulación:
𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤 = (85 𝐾𝑐𝑟𝑒𝑤) 𝑛𝑐𝑟𝑒𝑤 (50)
Donde:
Coeficiente de peso de la tripulación 𝐾𝑐𝑟𝑒𝑤
Número de la tripulación 𝑛𝑐𝑟𝑒𝑤
Tabla 1. Constante 𝐾 para diferentes tipos de aviones
2.12.2. Peso de la carga útil
La carga útil está dada por el peso que está capacitada para llevar cada aeronave.
Tipo de avión Kcrew
Pasajeros 1.2
Carguero 1.3
Caza 1.2
Entrenamiento 1.15
Ligeros 1.02
29
2.12.3. Estimación de la fracción de combustible
Para la estimación del peso de combustible, es necesario analizar el consumo que tendrá la
aeronave en cada fase de vuelo, las cuales son:
a. Calentamiento y despegue
𝑊1
𝑊0= 0,970 (51)
Peso al final de la fase de despegue 𝑊1
b. Ascenso
𝑊2
𝑊1= 0,985 (52)
Peso al final de la fase de ascenso 𝑊2
c. Crucero de ida
𝑊3
𝑊2= 𝑒
(−𝑅 𝐶 𝑔
𝑉𝑐𝑟 (𝐿𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
)
(53)
Donde:
Peso al final de la fase de crucero de ida 𝑊3
Alcance 𝑅
Consumo especifico de combustible en crucero 𝐶
Gravedad 𝑔
Velocidad de crucero 𝑉𝑐𝑟
Eficiencia aerodinámica en crucero (𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
o Estimación del (𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
30
𝐴𝑤𝑒𝑡 =𝑨
𝑆𝑤𝑒𝑡𝑺
(54)
La figura 14 se halla la superficie mojada (𝑆𝑤𝑒𝑡
𝑆) del avión para varios tipos de aeronaves,
incluida la aeronave a diseñar.
Figura 14. Valor de superficie mojada en diferentes tipos de aeronaves. [1]
La figura 15 es usada para hallar el (𝐿 𝐷⁄ )𝑚𝑎𝑥
para distintos tipos de aeronaves, incluido el
tipo de aeronave a diseñar.
o Estimación del (𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
:
(𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
= (𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
(55)
o Estimación del consumo de combustible en crucero:
𝐶 = 𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟 𝑉𝑐𝑟𝑛𝑝
(56)
31
Awet
Figura 15. Eficiencia aerodinámica máxima en diferentes tipos de aeronaves. [1]
Donde:
Consumo de combustible en crucero 𝐶
Consumo especifico de combustible de motor a hélice 𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟
Eficiencia de la hélice en crucero 𝑛𝑝
d. Entrenamiento
𝑊4
𝑊3= 𝑒
(−𝐸 𝐶 𝑔
(𝐿𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
)
(57)
Donde:
32
Peso al final de la fase de entrenamiento 𝑊4
Autonomía (en segundos) 𝐸
Eficiencia aerodinámica en entrenamiento (𝐿
𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
o Estimación del (𝐿
𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
(𝐿
𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
= 0.866(𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
(58)
o Estimación del consumo de combustible en entrenamiento:
𝐶 = 𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟 𝑉𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟𝑛𝑝
(59)
Dónde:
Consumo especifico de combustible de motor a hélice 𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟
Eficiencia de la hélice en entrenamiento 𝑛𝑝
Velocidad de vuelo en entrenamiento 𝑉𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
e. Crucero de vuelta
En esta fase la relación de parámetros es la misma para la condición de crucero de ida.
𝑊5
𝑊4= 𝑒
(−𝑅 𝐶 𝑔
𝑉𝑐𝑟 (𝐿𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
)
=𝑊3
𝑊2 (53)
Peso al final de la fase de crucero de vuelta 𝑊5
f. Espera
En esta fase el cálculo de la fracción de peso es similar a la etapa de entrenamiento, con la
única variación en el tiempo de espera (autonomía).
33
Tabla 2. Tiempo de espera para diferentes tipos de avión.
𝑊6
𝑊5= 𝑒
(−𝐸 𝐶 𝑔
(𝐿𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
)
(57)
g. Descenso
𝑊7
𝑊6= 1.00 (60)
Peso al final de la fase de descenso 𝑊7
h. Aterrizaje
𝑊8
𝑊7= 0.995 (61)
Peso al final de la fase de aterrizaje 𝑊8
i. Conglomerado de la fracción de peso de combustible
Es la acumulación de todas las relaciones de pesos (fases de vuelo)
𝑊8
𝑊0=𝑊1
𝑊0
𝑊2
𝑊1
𝑊3
𝑊2
𝑊4
𝑊3
𝑊5
𝑊4
𝑊6
𝑊5
𝑊7
𝑊6
𝑊8
𝑊7 (62)
Se debe considerar un porcentaje de reserva de combustible del 6%
𝑊𝑓
𝑊0= 1.06 (1 −
𝑊8
𝑊0) (63)
Tipo de avión E (minutos)
Pasajeros 30
Carguero 20
Caza 10
Entrenamiento 10
Ligeros 5
34
2.12.4. Peso vacío
𝑊𝑒
𝑊0= 𝐾 𝐴 𝑊0
𝐶𝑘 (64)
Peso vacío de la aeronave 𝑊𝑒
Tabla 3. Valores de 𝐾 para diferentes materiales de avión.
Tabla 4. 𝐴 y 𝐶𝑘 para distintos aviones.
2.12.5. Peso de despegue
𝑊0 =𝑊𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 +𝑊𝑐𝑟𝑒𝑤
1 −𝑊𝑓
𝑊0−𝑊𝑒𝑊0
(65)
2.12.6. Carga alar
Como ya se mencionó anteriormente, la carga alar es un parámetro que relaciona el peso de
despegue con la superficie alar. Llamaremos a esta carga alar, la carga alar de referencia. La
carga alar es un parámetro que varía en cada fase de vuelo, esto debido a las condiciones de
operación (velocidad del avión, altura de vuelo, etc.).
K
0.95
1
Material compuesto
Tipo de avión
Otro
A Ck
0.83 -0.05
0.88 -0.05
1.11 -0.09
1.07 -0.09
2.05 -0.18
1.4 -0.1
0.72 -0.03
1.05 -0.05
Motoplaneador
Ultraligero - metal/madera
Ultraligero - compuesto
Planeador
Tipo de avión
Aviación general - monomotor
Agrícola
Hidroavión
Aviación general - binomotor
35
𝑝 = (𝑊
𝑆) (8)
Selección de la carga alar de diseño
𝑝𝑓𝑖𝑛𝑎𝑙 = 𝑝(1) + 𝑝(2) + 𝑝(3) +⋯+ 𝑝(𝑛)
𝑛 (66)
Carga alar del avión referencia (𝑝(𝑛))
2.12.7. Carga de potencia
La carga de potencia es un parámetro que relaciona el peso de la aeronave con la potencia
del motor. A esta le llamaremos carga de potencia de referencia. Este parámetro muestra la
cantidad de potencia que requiere la aeronave para poder desarrollar cada fase de vuelo.
𝑃 = (𝑊
𝑃) (67)
Selección de carga de potencia de diseño
Al igual que para la carga alar, llamaremos a esta relación, la carga potencia de diseño, ya
que los valores usados son tomados de los aviones de referencia.
𝑃𝑓𝑖𝑛𝑎𝑙 =𝑃(1) + 𝑃(2) + 𝑃(3) +⋯+ 𝑃(𝑛)
𝑛 (68)
2.13. Performance
El análisis de la performance es parte vital del diseño de aviones, ya que permite determinar
la utilidad de la aeronave. Para aviones con un sistema de propulsión convencional (propulsor
o reactor), el rendimiento depende de un parámetro en específico; el consumo específico de
combustible o TSFC (thrust specific fuel consumption); ya que mediante este podemos
determinar el alcance y la autonomía que tendrá la aeronave [12]. Ademas, en [12] los autores
proponen una herramienta para el cálculo de la performance de un avión híbrido, el que usa
36
energía eléctrica y convencional (combustible) como sistema propulsor, la cual consiste en
introducir dos nuevos parámetros: μ y η. Donde, el primero es un parámetro de hibridización,
es decir, cuantifica la fracción de empuje generado por recursos eléctricos y lo compara con
el empuje total producido (recursos eléctricos y convencional). Y el segundo es el parámetro
de eficiencia eléctrica, este se calcula para cada fase de vuelo. En [12] concluyeron que para
requerimientos de corto alcance, la aeronave híbrida es más eficiente. Esto debido que una
parte considerable del empuje es generado por recursos eléctricos, y por ende se quema
menos combustible.
Según lo anterior, podemos establecer que una aeronave es más eficiente cuando consume
menos combustible, ya que este involucra un descenso en los costos de operación. Esto se
puede lograr fácilmente con aeronaves que usan dos tipos de sistema propulsión. Para el caso
de investigación se usará un sistema de propulsión convencional, debido a los requerimientos
de mediano alcance. Sin embargo no resta la posibilidad de usar un sistema similar el cual se
analizará con más detalle en las dos últimas fases de diseño.
2.13.1. Estimación del coeficiente de resistendia parásita (𝑪𝑫𝒐)
𝐶𝐷𝑜 se determina como:
𝐶𝐷𝑂 = 𝐶𝐷𝑂(𝑊𝐵)+ 𝐶𝐷𝑂(𝐻)
+ 𝐶𝐷𝑂(𝑉) (69)
Donde
𝐶𝐷𝑂(𝑊𝐵) Coeficiente de resistencia del ala y fuselaje
𝐶𝐷𝑂(𝑉) Coeficiente de resistencia del estabilizador vertical
𝐶𝐷𝑂(𝐻) Coeficiente de resistencia del estabilizador horizontal
37
2.13.2. Coeficiente de resistencia parásita ala – fuselaje (𝑪𝑫𝒐(𝑾𝑩))
𝐶𝐷𝑂(𝑊𝐵)= 𝐶𝐷𝑂(𝑊)
+ 𝐶𝐷𝑂(𝐵)
𝑆𝐵𝑆 (70)
Donde
𝐶𝐷𝑂(𝐵) Coeficiente de resistencia del fuselaje
𝐶𝐷𝑂(𝑊)Coeficiente de resistencia del ala
𝑆𝐵 Máxima superficie frontal del fuselaje
o Cálculo del coeficiente de resistencia parásita del ala (𝑪𝑫𝒐(𝒘))
𝐶𝑟𝑒 = 𝐶𝑟 −𝐶𝑟 − 𝐶𝑡
𝑏∗ 𝑑𝑓𝑢𝑠 (71)
𝜆𝑒 =𝐶𝑡
𝐶𝑟𝑒⁄ (72)
𝐶�̅� =2
3[𝐶𝑟𝑒 ∗ (
1 + 𝜆𝑒 + 𝜆𝑒2
1 + 𝜆𝑒)] (73)
𝐶𝑓𝑤 =0.455
(log10 𝑅)2.58(1 + 0.144𝑀2)0.58
(74)
𝑏𝑒 = 𝑏 − 𝑑𝑓𝑢𝑠 (75)
𝑆𝑒𝑥 𝑝𝑙𝑎 = 𝑏𝑒 ∗ (𝐶𝑟𝑒 + 𝐶𝑡
2) (76)
𝑆𝑤𝑒𝑡𝑤 = 2 ∗ 𝑆𝑒𝑥 𝑝𝑙𝑎 ∗ (1 + 𝐿´ ∗ (𝑡 𝑐⁄ )𝑎𝑣𝑒𝑔
) (77)
Finalmente se reemplaza todo en:
𝐶𝐷𝑂(𝑤)= 𝐶𝑓𝑤 ∗ (1 + 𝐿´ ∗ (𝑡 𝑐⁄ )
𝑎𝑣𝑒𝑔) ∗
𝑆𝑤𝑒𝑡𝑤𝑠
(78)
38
El valor de 𝐿´ está definido en [10] como un multiplicador que toma ciertos valores, que
dependerán de la locación del espesor máximo del perfil, 1.2 para antes del 30% y 2 para
después del 30% de la cuerda del ala.
o Cálculo del coeficiente de resistencia parásita del fuselaje (𝑪𝑫𝒐(𝑩))
𝐶𝐷𝑂(𝐵)= 𝐶𝐷𝑓(𝐵)
+ 𝐶𝐷𝑝(𝐵) (79)
Donde:
𝐶𝐷𝑓(𝐵)= 𝐶𝑓𝐵
(𝑆𝑤𝑒𝑡)𝑓𝑢𝑠
𝑆𝐵 (80)
(𝑆𝑤𝑒𝑡)𝑓𝑢𝑠 = 0.75 𝜋 𝑑𝑚𝑎𝑥 𝑙𝑓𝑢𝑠 (81)
𝑆𝐵 =𝜋
4 𝑑𝑚𝑎𝑥
2 (82)
𝐶𝐷𝑝(𝐵)= 𝐶𝑓𝑤
[
60
(𝑙𝑓
𝑑𝑚𝑎𝑥)3 + 0.025(
𝑙𝑓𝑢𝑠
𝑑𝑚𝑎𝑥)
] (𝑆𝑤𝑒𝑡)𝑓𝑢𝑠
𝑆𝐵 (83)
2.13.3. Estimación del coeficiente de resistencia parásita de los estabilizadores
(𝑪𝑫𝒐(𝒉𝒗))
𝐶𝐷𝑂(ℎ𝑣)= 𝐶𝐷𝑓
(𝑆ℎ + 𝑆𝑣)1
𝑆 (84)
2.13.4. Coeficiente de resistencia parásita del avión (𝑪𝑫𝒐)
El Coeficiente de resistencia del avión considera un 2% para la resistencia por interferencia tal
como se muestra en la siguiente ecuación:
𝐶𝐷𝑜 = 1.02 [𝐶𝐷𝑜(𝑊𝐵)+ 𝐶𝐷𝑜(ℎ𝑣)
] (85)
39
2.13.5. Coeficiente de 𝑲 para la resistencia inducida del avión
El factor de Oswald
1
𝑒=
1
𝑒𝑤𝑖𝑛𝑔+
1
𝑒𝑓𝑢𝑠+ 0.05 (86)
Donde:
𝑒𝑤𝑖𝑛𝑔 = 𝑒𝑤𝑖𝑛𝑔(𝛬=0) cos(𝛬 − 5) (87)
1
𝑒𝑓𝑢𝑠= 𝜎𝑓𝑢𝑠
𝑆𝑓𝑢𝑠
𝑆 (88)
𝐾 =1
𝜋 𝐴 𝑒 (89)
2.13.6. Curva polar del avión
Se define mediante la siguiente expresión:
𝐶𝐷 = 𝐶𝐷𝑜 + 𝐾𝐶𝐿2 (90)
Se define la eficiencia aerodinámica máxima como:
(𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
=1
2 √𝐶𝐷𝑜𝐾 (91)
2.13.7. Velocidades de pérdida para diferentes configuraciones del flap
La velocidad de pérdida es un parámetro en el cual la aeronave perderá la sustentación, lo
que le impedirá mantener vuelo. Esta velocidad se calcula con la siguiente fórmula:
𝑉𝑆 = √2 𝑊
𝜌𝑆𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥
(92)
Como se puede observar en la fórmula existe un parámetro que variará de acuerdo a la
configuración de flaps en la que se encuentre la aeronave.
40
Tabla 5. Velocidades de pérdida para diferentes coeficientes de sustentación.
La tabla 5 representa una comparación de velocidades de pérdida a diferentes alturas de vuelo
y con diferente configuración de flaps (plegados y desplegados).
2.13.8. Alcance
𝑅 =8289.3 ∗ 𝜂𝑝
𝑆𝐹𝐶 (𝐶𝐷𝐶𝐿)𝐷𝑚𝑖𝑛
log10 (𝑊0
𝑊𝑓) (93)
𝑊0 Peso al inicio de la fase
𝑊𝑓 Peso al final de la fase
Se considera que: 0
(𝐶𝐷)𝐷𝑚𝑖𝑛 = 2 ∗ 𝐶𝐷𝑜 (94)
(𝐶𝐿)𝐷𝑚𝑖𝑛 =𝐶𝐷𝑜𝐾
(95)
2.13.9. Distancia de despegue
La distancia de despegue es un parámetro que nos ayudará a conocer las limitaciones de pista
que nuestra aeronave tendrá. Existen diversas formas de hallar la distancia de despegue, a
continuación se presentará una de ellas.
𝑆𝑇𝑂 =𝑉𝐿𝑂
2𝑊
𝑔 [𝜂𝑝(746.25 ∗ 𝑃)2√2
𝑉𝐿𝑂+12𝜌𝑉𝐿𝑂
2𝑆 ∗ (𝜇𝐶𝐿𝑇𝑂 − 𝐶𝐷𝑇𝑂) − 2𝜇𝑊]
(96)
H (m) Densidad
0
500
1000
…
H max
Vs (C/Lmax= 1.6) Vs (C/Lmax= 2.5)
41
Donde:
𝑉𝐿𝑂 Velocidad de despegue
𝑉𝐿𝑂 = 1.556 𝑉𝑆 (97)
Para 𝑉𝑆 se considerará la mínima velocidad de la tabla 9.
𝜇 Factor de fricción de la pista
𝐶𝐿𝑇𝑂 coeficiente de sustentación para el despegue.
𝐶𝐷𝑇𝑂 coeficiente de resistencia para el despegue.
𝑃 Potencia para el despegue.
2.13.10. Distancia de aterrizaje
Es otro parámetro, así como el anterior, que nos da a conocer la limitación de pista de aterrizaje
para el avión. Existen también diversas maneras de hallar la distancia de aterrizaje, a
continuación se verá una de estas.
𝑆𝐿𝐺 = 𝑆𝐹+𝑆𝐹𝑅 + 𝑆𝐵𝑅 (98)
Donde:
𝑆𝐹 Distancia cubierta durante el flare
𝑆𝐹𝑅 Distancia del free roll (1 segundo después del touch – down)
𝑆𝐵𝑅 Distancia de frenado
𝑆𝐹 = 0.1512 ∗ 𝑉𝑆2 ∗ sin𝜃𝑎𝑝𝑝 (99)
𝑆𝐹𝑅 = 𝑉𝑇𝐷 (100)
𝑉𝑇𝐷 = 1.1 ∗ 𝑉𝑆 (101)
𝑆𝐵𝑅 =𝑉𝐵𝑅
2𝑊
2𝑔 [√2 ∗ 𝜂𝑝 ∗ 746.25 ∗ (0.4 ∗ 𝑃)
𝑉𝐵𝑅− 𝐷 − 𝜇(𝑊 − 𝐿)]
(102)
42
𝑉𝐵𝑅 = 1.1 ∗ 𝑉𝑆 (103)
Es importante mencionar que los parámetros de 𝐿 y 𝐷 se hallan teniendo como referencia, otro
tipo de velocidad, como se muestra a continuación.
𝐿 =1
2𝜌 (
𝑉𝐵𝑅
√2)2
𝑆𝐶𝐿𝐿𝐺 (104)
𝐷 =1
2𝜌 (
𝑉𝐵𝑅
√2)2
𝑆𝐶𝐷𝐿𝐺 (105)
43
CAPÍTULO 3
MÉTODO DE INVESTIGACIÓN
3.1. Análisis de diseño del avión de referencia
En esta tercera etapa, se analiza los pormenores de las tres vistas del avión (es) tomados
como referencia. Tales aviones son los siguientes:
- Beechcraft T6-II
- KT-1 Woongbi
- Embraer - 314 Super tucano
- Pilatus PC-21
En la figura 17, se puede apreciar las tres vistas de uno de los aviones mencionados (Super
Tucano).
Figura 16. Tres vistas del avión super tucano. [13]
44
De las tres vistas se extraen una serie de parámetros principales como: 𝑆, 𝑏, 𝐶𝑟, 𝐶𝑡, 𝛬 y 𝛤. La
superficie alar (𝑆) es igual a 16.73 𝑚2, la envergadura (𝑏) es igual a 10.16 𝑚, la cuerda raíz
(𝐶𝑟) es igual a 2.18 𝑚, la cuerda de punta (𝐶𝑡) es igual a 1.02 𝑚, el ángulo flecha (𝛬) es igual
a 5.75° y el ángulo diedro (𝛤) es igual a 7.5°. Estos valores obtenidos son un promedio de las
cuatro aeronaves en discusión. Posteriormente, se efectúan los respectivos cálculos para
obtener aquellos que están definidos por fórmulas. Cabe resaltar que las unidades con las que
se trabajará están en el sistema internacional
Estos valores pueden ser observados en el anexo 3 tabla A – 1, así como en la tabla del
análisis estadístico que se detallará más adelante.
3.1.1. Ala
- Se calcula el alargamiento del ala con la fórmula 10. El valor obtenido para 𝐴 es igual a 6.17
- Se calcula el estrechamiento del ala con la fórmula 11. El valor hallado para 𝜆 es igual a
0.47
- La cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀) y su posición en el eje "𝑍" 𝑦 "𝑋" están dadas por las
fórmulas 1, 2 y 3 respectivamente. El valor obtenido para 𝐶𝐶𝐴𝑀 es igual a 1.67 𝑚 , la posición
en el eje “𝑍” es igual a 2.23 𝑚 y la posición en el eje "𝑋" resulta igual a 0.1 𝑚
3.1.2. Superficies de control
Se procede a hallar el área de las superficies principales del avión usando las tres vistas de la
aeronave. Se puede hacer mediante un trazado a mano o con la ayuda del software de diseño
asistido (AutoCAD).
El área de estas superficies es diferente para cada aeronave, y además se trabajará con la
superficie original de cada avión (No el promedio de las cuatro).
- Se halla la relación 12 para cada avión y se obtiene un promedio, el cual es igual a 0.13
- Se halla la relación 14 para cada avión y se obtiene un promedio, el cual es igual a 0.47
45
- Se halla la relación 15 para cada avión y se obtiene un promedio, el cual es igual a 0.49
- Se halla la relación 16 para cada avión y se obtiene un promedio, el cual es igual a 0.08
3.1.3. Estabilizadores
3.1.3.1. Estabilizador horizontal
- Se selecciona los parámetros principales al igual que para el ala: 𝑆ℎ, 𝑏ℎ, 𝐶𝑟ℎ, 𝐶𝑡ℎ, 𝛬ℎ y 𝛤ℎ.
La superficie (𝑆ℎ) es igual a 3.58 𝑚2, la envergadura (𝑏ℎ) es igual a 4.12 𝑚, la cuerda raíz
(𝐶𝑟ℎ) es igual a 1.24 𝑚, la cuerda de punta (𝐶𝑡ℎ) es igual a 0.71 𝑚, el ángulo flecha (𝛬ℎ) es
igual a 5°. Estos valores obtenidos son un promedio de las cuatro aeronaves en discusión.
- Se calcula la relación 20, el cual resulta igual a 0.21
- Se calcula el alargamiento del estabilizador horizontal (𝐴ℎ) con la fórmula 22. Este resulta
igual a 4.75
- Se calcula el estrechamiento del estabilizador horizontal (𝜆ℎ) con la fórmula 24, y este
resulta igual a 0.57
- La cuerda aerodinámica media del estabilizador horizontal (𝐶𝐴𝑀ℎ) se calcula con la fórmula
27, y es igual a 0.99 𝑚
- La posición de la cuerda aerodinámica media del estabilizador horizontal en los eje
"𝑍" 𝑦 "𝑋" se calcula con las fórmulas 28 y 29. El valor obtenido para 𝑍𝐶𝐴𝑀ℎ es igual a 0.94 𝑚,
mientras que 𝑋𝐶𝐴𝑀ℎ es igual a 0.09 𝑚
- Estos parámetros se aprecian en el anexo 3 tabla A – 2.
3.1.3.2. Estabilizador vertical
- Se seleciona los parámetros principales del estabilizador vertical: 𝑆𝑣, 𝑏𝑣, 𝐶𝑟𝑣, 𝐶𝑣ℎ, 𝛬𝑣 y 𝛤𝑣.
La superficie (𝑆𝑣) es igual a 3.05 𝑚2, la envergadura (𝑏𝑣) es igual a 2.61 𝑚, la cuerda raíz
(𝐶𝑟𝑣) es igual a 2.24 𝑚, la cuerda de punta (𝐶𝑡𝑣) es igual a 0.76 𝑚, el ángulo flecha (𝛬𝑣) es
igual a 28°. Estos valores obtenidos son un promedio de las cuatro aeronaves en discusión.
46
- Se calcula la relación 31 y resulta igual a 0.18
- Se calcula el alargamiento del estabilizador vertical (𝐴𝑣) mediante la fórmula 33 y este es
igual a 2.22
- Se calcula el estrechamiento del estabilizador vertical (𝜆𝑣) con la fórmula 35 y resulta
igual a 0.34
- La cuerda aerodinámica media del estabilizador vertical (𝐶𝐴𝑀𝑣) se halla con la fórmula 38
y resulta igual a 1.62 𝑚
- La posición de la cuerda aerodinámica media del estabilizador vertical en los eje "𝑍" 𝑦 "𝑋"
se calcula con las fórmulas 39 y 40. El valor obtenido para 𝑍𝐶𝐴𝑀𝑣 es igual a 0.54 𝑚, mientras
que 𝑋𝐶𝐴𝑀𝑣 es igual a 0.53 𝑚
- Estos parámetros se aprecian en el anexo 3 tabla A – 3.
3.1.4. Fuselaje
Se trabajará con los datos originales de cada avión (no el promedio de las cuatro).
- Se procede a calcular la relación 17 para cada avión de referencia y se obtinene el
promedio. Esta relación promedio es igual a 1.07
- Se halla la relación 18 para cada avión y se obtiene un promedio, el cual es igual a 10.75
- Se calcula la relación 19 para cada avión de referencia y se obtinene el promedio. Esta
relación promedio es igual a 0.2
- Estas relaciones se muestran en el anexo 3 tabla A – 6.
3.1.5. Propulsión
Para esta etapa, procedemos a mencionar la especificación técnica más importante del motor:
la potencia total del motor (𝑃), el cuál es igual a 829.25 𝐾𝑊. Esta potencia es un promedio de
las plantas motrices de las cuatro aeronaves de referencia. Otras características se ven en el
anexo 3 tabla A – 4.
47
3.1.6. Análisis estadístico
Tabla 6. Análisis estadístico de los aviones de referencia. [14]
AVIÓN 1 KAI KT-1 Woongbi
AVIÓN 2 PILATUS PC-21
AVIÓN 3 Embraer EMB 314 Super Tucano
AVIÓN 4 Beechcraft T-6 Texan II
PROMEDIO
DIMENSIONS EXTERNAL
Wing span 10.59 m 8.77 m 11.14 m 10.13 m 10.16 m
Wing chord
Raiz 2.06 m 2.30 m 2.18 m
Tip 0.97 m 1.07 m 1.02 m
Longitud 10.26 m 11.19 m 11.42 m 10.13 m 10.75 m
Tailplane span 4.17 m 4.00 m 4.66 m 3.67 m 4.12 m
Cuerda raiz E.H. 1.23 m 1.25 m 1.24 m
Cuerda tip E.H. 0.60 m 0.81 m 0.71 m
Fin span 2.64 m 2.57 m 2.61 m
Cuerda raiz E.V. 2.04 m 2.43 m 2.24 m
Cuerda tip E.V. 0.77 m 0.74 m 0.76 m
Ancho de la cabina 1.00 m 1.01 m 1.00 m 1.00 m
Ángulo diedro 8 ° 6 ° 7 ° 9 ° 7.50 °
Ángulo fleche 3 ° 12 ° 4 ° 4 ° 5.75 °
AREAS
Wing cross 16.01 m^2 15.22 m^2 19.40 m^2 16.29 m^2 16.73 m^2
Ailerons (total, incl tabs) 1.11 m^2 0.80 m^2 1.97 m^2 1.57 m^2 1.36 m^2
Trailing edges flaps (total) 2.22 m^2 2.58 m^2 1.77 m^2 2.19 m^2
48
Est. vertical 1.35 m^2 3.70 m^2 4.10 m^2 3.05 m^2
Rudder (incl tabs) 0.88 m^2 1.38 m^2 0.90 m^2 1.05 m^2
Est. Horizontal 2.32 m^2 3.66 m^2 4.77 m^2 3.58 m^2
Elevators (incl tabs) 1.19 m^2 2.00 m^2 1.60 m^2 1.60 m^2
WEIGHTS AND LOADING
Weight empty 1,910.00 kg 2,250.00 kg 2,420.00 kg 2,136.00 kg 2,179.00 kg
Max fuel weight 408.00 kg 538.00 kg 499.00 kg 481.67 kg
Max T-O and landing weight 3,205.00 kg 3,100.00 kg 3,190.00 kg 2,948.00 kg 3,110.75 kg
Max wing loading 200.2 kg/m^2 203.7 kg/m^2 164.4 kg/m^2 181.0 kg/m^2 187.3
kg/m^2
Max power loading 4.5 kg/kw 3.6 kg/kw 3.3 kg/kw 3.6 kg/kw 3.7 kg/kw
PERFORMANCE
Service ceiling 11,580.00 m 11,582.00 m 10,670.00 m 11,277.33
m
Altitud de crucero 3,000.00 m
T-O run 250.00 m 350.00 m 437.00 m 345.67 m
T-O run to 15 m (50 ft) 494.00 m 725.00 m 550.00 m 654.00 m 605.75 m
Landing run 397.00 m 550.00 m 739.00 m 562.00 m
Landing from 15 m (50 ft) 727.00 m 900.00 m 860.00 m 1,030.00 m 879.25 m
Range 1,333 km 1,333 km 1,568 km 1,574 km 1,452 km
Velocidad de crucero 518 km/h 598 km/h 519 km/h 585 km/h 555 km/h
49
3.2. Estimación del peso de despegue (𝑾𝟎)
En esta fase se analiza y relaciona conceptos como, alcance, peso, consumo específico de
combustible, aerodinámica, entre otros. Es en esta etapa donde se empieza a sentar las bases
para el nuevo avión que se diseñará, ya que el resultado obtenido será el primero en
introducirse como un nuevo valor.
Este procedimiento que se desarrollará a continuación se puede apreciar también en el anexo
3B.
3.2.1. Selección de parámetros iniciales
Se necesita de los siguientes parámetros para poder iniciar el cálculo.
Velocidad de vuelo crucero (𝑉𝑐𝑟)
Altura de vuelo crucero (𝐻𝑐𝑟)
La velocidad crucero es igual a 154.17𝑚
𝑠 y la altura crucero es igual 3000 𝑚.
3.2.2. Selección del perfil de vuelo
Se procede a seleccionar el perfil de vuelo que tendrá la aeronave. Cada aeronave tiene
requerimientos dependiendo de su misión, y debe llevar a cabo ciertas fases de vuelo. Para
el caso de esta investigación seleccionaremos un perfil de entrenamiento.
Figura 17. Perfl de vuelo para un avión de entrenamiento. [1]
50
En este tipo de perfil, la aeronave deberá llevar a cabo las siguientes fases de vuelo: de 0-1
(despegue del avión), 1-2 (ascenso del avión), 2-3 (crucero de ida), 3-4 (entrenamiento), 4-5
(crucero de vuelta), 5-6 (espera), 6-7 (descenso) y 7-8 (aterrizaje del avión).
3.2.3. Peso de la tripulación
En el caso de esta investigación, se considera tripulación a los dos pilotos, ya que la aeronave
a diseñar es de tipo biplaza.
De la tabla 1, se selecciona el coeficiente de peso de la tripulación ( 𝐾𝑐𝑟𝑒𝑤), y este es igual a
1.15 para el caso de un avión de entrenamiento. Posteriormente se hace uso de la fórmula 50
para hallar la masa de la tripulación, y este resulta igual a 195.5 𝑘𝑔. Y esu peso 1917.86 𝑁
3.2.4. Peso de la carga útil
Para esta investigación, al ser un avión de entrenamiento militar intermedio, el peso de la carga
útil está dada por la cantidad de armamento y/o tanques de combustible externo. Se
considerará un peso de 12213.45 𝑁, el cual será hallado más adelante en este procedimiento.
3.2.5. Estimación de la fracción de combustible
A continuación, se hará el cálculo respectivo para cada fase de vuelo.
Calentamiento y despegue
Se hace uso de la ecuación 51 cuyo valor final es el de 0.97
Ascenso
Se hace uso de la ecuación 52 cuyo valor final es el de 0.985
Crucero de ida
Se calcula la relación usando la fórmula 53
51
o Estimación de (𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
Para el cálculo de este parámetro es necesario realizar un análisis aerodinámico detallado. El
propósito de esta investigación es de diseñar una aeronave, mas no de realizar un trabajo
aerodinámico, por lo que para facilidades de cálculo y continuidad se usará el método
propuesto en esta metodología.
Se definirá el alargamiento mojado (𝐴𝑤𝑒𝑡) de la aeronave usando la fórmula 54, para lo cual
se requerirá la relación 𝑆𝑤𝑒𝑡
𝑺 , que se puede definir gráficamente en la figura 14 y cuyo valor es
el de 3.8, considerando que el avión seleccionado en dicha gráfica, es de la misma familia del
avión que se está desarrollando.
Una vez obtenido el 𝐴𝑤𝑒𝑡 que es igual a 1.62, lo ubicamos en eje horizontal de la figura 15 y
luego se intersecta con la curva del tipo de avión respectivo, que para este caso es un avión
a hélice con tren retráctil, luego se procede a intersectar con eje vertical, obteniendo el valor
de 14.1 para (𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
o Estimación del (𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
:
Para el caso de esta investigación, la aeronave es propulsada a hélice, por lo tanto, se
determina con la igualdad propuesta por la formula 55, es decir que el (𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
es igual al
(𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
por lo tanto su valor es de 14.1
o La estimación del consumo de combustible en crucero (𝐶) está dada por la fórmula 56
Se considerará:
𝑛𝑝 = 0.8 (108)
𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟 = 85 ∗ 10−9 𝐾𝑔/𝑊𝑠 (107)
52
o Finalmente reemplazando todos los datos obtenidos, el resultado de la fórmula 53 es 0.993
Entrenamiento
La fracción de peso para la fase de entrenamiento se calcula basándonos en la fórmula 57
o La estimación del (𝐿
𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
se aprecia en la fórmula 58 con un valor de 12.1
o La estimación del consumo de combustible en entrenamiento viene dada en la fórmula 59
Se considerará:
𝑉𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟 = 0.6 𝑉𝑐𝑟 (108)
𝑛𝑝 = 0.7 (109)
𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟 = 10.1 ∗ 10−9 𝐾𝑔/𝑊𝑠 (110)
o Finalmente el valor de la fórmula 57 al ser reemplazado por todas las variables será de
0.992
Crucero de vuelta
Se repite el cálculo efectuado para crucero de ida, ya que las condiciones son las mismas (se
usa la fórmula 53). Resultando 0.993
Espera
Se repite el cálculo efectuado para la fase de entrenamiento (fórmula 57), con la diferencia de
que la autonomía viene dada en la tabla 2. Con un valor de 10 minutos o 600 segundos. El
resultado es de 0.999
Descenso
La fracción de peso para la fase de descenso está establecida por la relación 60 cuyo resultado
es 1
Aterrizaje
53
La fracción de peso para la fase de aterrizaje está establecida en la relación 61 cuyo resultado
es 0.995
Conglomerado de la fracción de peso del combustible
El conglomerado de la fracción de peso del combustible está determinado por la ecuación 62
y resulta 0.929
Se considera una reserva de combustible del 6%
El peso del combustible dado por la fórmula 63, cuyo valor es de 0.075
3.2.6. Fracción de peso vacío
Se calcula según la fórmula 64
o 𝐾 es un valor empírico que equivale a 0.95 y se determina en la tabla 3.
o Los valores de 𝐴 y 𝐶𝑘 son empíricos, equivalen a 2.05 𝑦 − 0.18 respectivamente, y se
toman de la tabla 4.
o El valor del peso vacío es 0.46
3.2.7. Peso de despegue
Se determina con la fórmula 65
Al ser una ecuación de doble variable, se ejecutará un proceso iterativo. Esto consiste en dar
un valor inicial para el peso de despegue (este puede ser tomado del avión de referencia), que
al reemplazar en la fórmula 64 nos dará un valor diferente. Este nuevo valor será introducido
nuevamente en la ecuación, para arrojar otro valor. Este proceso se repite hasta que el valor
introducido sea igual al valor obtenido. Al obtener tal valor, podemos decir que ese es el peso
de despegue de nuestra aeronave. Finalmente el peso es de 30311.18 𝑁
54
Una vez calculado el 𝑊0, se procede a calcular los pesos restantes del avión 𝑊𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑦 𝑊𝑒𝑚𝑝𝑡𝑦
cuyos valores son de 2283.82 𝑁 y 13896.06 𝑁. Todo el procedimiento se puede apreciar en el
anexo B.
3.3. Carga alar
Se procederá a calcular la carga alar, tal como se muestra en la fórmula 8.
El peso de despegue y la superficie alar son parámetros obtenidos del análisis estadístico. El
resultado es de 1822.2 𝑁/𝑚^2
3.3.1. Selección de la carga alar de diseño
Dentro de esta metodología existen dos métodos para hallar la carga alar de diseño. Para el
caso de esta investigación se considerará el método del análisis estadístico en el que se usará
la fórmula 66 cuyo resultado es 1837.55 𝑁/𝑚^2
3.4. Carga de potencia
Se procederá a calcular la carga de potencia, tal como se muestra en la fórmula 67. El
resultados es 27.17 𝑊/𝑁
3.4.1. Selección de la carga de potencia de diseño
Dentro de esta metodología existen dos métodos para hallar la carga de potencia de diseño.
Para el caso de esta investigación se considerará el método del análisis estadístico en el que
se usará la fórmula 68 cuyo resultado será 27.2 𝑊/𝑁
3.5. Diseño del ala
Es esta parte de la investigación procederemos a calcular los parámetros geométricos del ala
de nuestra aeronave. Los valores hallados, serán los valores oficiales de la aeronave en
diseño. Los datos que a continuación se mostrarán son apreciados en el anexo 3 tabla C – 1
55
3.5.1. Superficie del ala de diseño
Para calcular la superficie del ala es necesario usar los parámetros de carga alar de diseño y
el peso de despegue, en la fórmula 4. Estos dos parámetros relacionados fueron calculados
en las fórmulas 65 y 66. El resultado es 16.5 𝑚^2
3.5.2. Selección del perfil
Un parámetro importante para la selección del perfil alar es el espesor relativo del perfil (𝑡 𝑐⁄ ),
que para un avión de entrenamiento será de 0.13 y se toma del siguiente rango de valores.
𝑐̅ = {0.13,… , 0.15} (111)
3.5.3. Ángulo flecha del ala
Para definir el ángulo flecha del ala (𝛬), se toma las características de maniobrabilidad. El
ángulo flecha puede tomarse del análisis estadístico cuyo valor es 5.75°
3.5.4. Alargamiento del ala
El alargamiento del ala (𝐴), se calculó anteriormente. Se usa el mismo valor para esta fase de
la investigación y su valor es 6.17
3.5.5. Estrechamiento del ala
El estrechamiento del ala (𝜆), se calculó anteriormente. Se usa el mismo valor para esta fase
de la investigación y su valor es 0.47
3.5.6. Envergadura de diseño
La envergadura se calcula en la fórmula 5. Usando la nueva superficie alar hallada por la
fórmula 4. Su valor es de 10.09 𝑚
3.5.7. Cuerda aerodinámica media de diseño
o La cuerda raíz se calcula en la fórmula 6 con valor final de 2.23
56
o La cuerda de punta está dada por fórmula 7 con un valor final 1.04
o La cuerda aerodinámica 𝐶𝐶𝐴𝑀 (fórmula 1) tiene un valor de 1.7
o La posición "𝑋" y "𝑌" de 𝐶𝐶𝐴𝑀 (fórmula 2 y 3) son 2.22 y 0.1 respectivamente.
3.5.8. Ángulo diedro del ala
La selección del ángulo diedro está relacionado con los requerimientos de estabilidad de la
aeronave, y puede ser positivo o negativo, los valores comunes se encuentran entre:
𝛤 = −10 ∶ + 10 (112)
Para este caso será tomado del análisis estadístico cuyo valor es 7.5°
3.5.9. Posición del ala
La localización vertical del ala respecto del fuselaje depende del tipo de avión, de la misión y
los requerimientos técnicos operacionales. Es importante analizar las configuraciones
definidas anteriormente (ala baja, ala media y ala alta) y definir cuál se ajusta más a los
requerimientos de la aeronave en diseño. En este trabajo se apostará por un ala de posición
baja.
3.5.10. Superficie de los flaps y alerones de diseño
Las superficies de los flaps y alerones se seleccionan en función de los requerimientos del
avión y se calculan conociendo los valores relativos de cada uno de ellos. Se usarán los
valores relativos que fueron dados por relaciones 12 y 16.
Donde "𝑆" es la superficie alar de la aeronave de diseño (No es tomada del análisis estadístico
de los aviones de referencia)
o Superficie de los flaps:
𝑆𝑓𝑙𝑎𝑝 = (𝑆𝑓𝑙𝑎𝑝
𝑆) 𝑆 (113)
57
El valor final será de 2.1 𝑚^2
o Superficie de los alerones:
𝑆𝑎𝑖𝑙 = (𝑆𝑎𝑖𝑙𝑆) 𝑆 (114)
El valor final será de 1. .32 𝑚^2
3.6. Diseño del fuselaje
El fuselaje del avión es uno de los elementos más importantes en el proceso de diseño, debido
a que la configuración general, y principalmente la longitud del avión va a depender del
fuselaje. Estos datos que se presentarán son vistos en el anexo 3 tabla C – 5.
3.6.1. Longitud del fuselaje de diseño
La estimación inicial de la longitud del fuselaje se puede obtener mediante la ecuación 17
La longitud del fuselaje 𝑙𝑓𝑢𝑠 se calcula de la siguiente manera:
𝑙𝑓𝑢𝑠 = (𝑙𝑓𝑢𝑠
𝑏) 𝑏 (115)
El valor final de la longitud es 10.78 𝑚
Además, cabe mencionar que existe una relación empírica propuesta en la metodología, que
permite relacionar el peso de despegue del avión con la longitud del fuselaje. Se define de la
siguiente manera:
𝑙𝑓𝑢𝑠 = 𝑎 𝑊𝑜𝐶 (116)
Los valores de 𝑎 y 𝐶 se toman de la figura 20, dependiendo el tipo de aeronave. Para este
caso seleccionaremos los parámetros correspondientes al de “aviación general - monomotor”
58
Figura 18. Valores relativos 𝑎 y 𝐶 para el cálculo de 𝑙𝑓𝑢𝑠. [1]
3.6.2. Longitud de la nariz del fuselaje diseño
La longitud de la nariz del fuselaje se puede determinar haciendo uso de la relación 19.
La longitud de la nariz del fuselaje 𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒 se calcula de la siguiente manera:
𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒 = (𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒𝑙𝑓𝑢𝑠
) 𝑙𝑓𝑢𝑠 (117)
El valor calculado será de 2.15 𝑚
3.6.3. Diámetro del fuselaje
Para el cálculo de este parámetro 𝑑𝑓𝑢𝑠, se hará uso del software de diseño AutoCAD. En otras
palabras el diámetro del fuselaje (𝑑𝑓𝑢𝑠) se tomará de los planos de los aviones de referencia
cuyo valor hallado es de 1 𝑚
3.6.4. Longitud de la cola del fuselaje de diseño
La longitud de la cola del fuselaje se puede determinar haciendo uso del software AutoCAD.
Para luego dividirlo por la longitud del fuselaje de referencia. Tal como se muestra en la
siguiente relación.
(𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎𝑙𝑓𝑢𝑠
) (118)
59
La longitud de la cola del fuselaje 𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎 de diseño se calcula de la siguiente manera:
𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎 = (𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎𝑙𝑓𝑢𝑠
) 𝑙𝑓𝑢𝑠 (119)
El valor es de 5.03 𝑚
3.7. Dimensionamiento de los estabilizadores de diseño
Para empezar con el dimensionamiento de los estabilizadores, es necesario contar con los
parámetros siguientes: (𝑆ℎ
𝑆⁄ ), (𝑆𝑣
𝑆⁄ ), 𝐴ℎ, 𝐴𝑣, 𝜆ℎ, 𝜆𝑣, 𝛬ℎ y 𝛬𝑣. Estos parámetros son tomados
de los valores de referencia y se pueden observar en el anexo 3 tabla C – 2 y C – 3.
3.7.1. Estabilizador horizontal de diseño
o La superficie del estabilizador horizontal (𝑆ℎ) se calcula mediante la fórmula 21. Y su
resultado es 3.48 𝑚^2
o La envergadura del estabilizador horizontal (𝑏ℎ) se calcula usando la fórmula 23. Y su
resultado es 4.07 𝑚
o La cuerda raíz del estabilizador horizontal (𝐶𝑟ℎ) se calcula con la fórmula 25. Y vale 1.09 𝑚
o La cuerda de punta del estabilizador horizontal (𝐶𝑡ℎ) se calcula con la fórmula 26. Y vale
0.62 𝑚
o La cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀ℎ) del estabilizador horizontal se encuentra con la
fórmula 27. Y equivale a 0.88 𝑚
o La posición de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀ℎ) del estabilizador horizontal en los
ejes "Z" 𝑦 "𝑋" se calcula con las fórmulas 28 y 29 respectivamente. Y sus valores son 0.92 𝑚
y 0.09 𝑚 de igual manera.
60
3.7.2. Estabilizador vertical de diseño
o La superficie del estabilizador vertical (𝑆𝑣) se calcula mediante la fórmula 32 y equivale a
2.97 𝑚^2
o La envergadura del estabilizador vertical (𝑏𝑣) se calcula usando la fórmula 34 y equivale a
2.57 𝑚
o La cuerda raíz del estabilizador vertical (𝐶𝑟𝑣) se calcula con la fórmula 36 y resulta 1.72 𝑚
o La cuerda de punta del estabilizador vertical (𝐶𝑡𝑣) se calcula con la fórmula 37 y resulta
0.58 𝑚
o La cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀𝑣)del estabilizador vertical se encuentra con la fórmula
38 y vale 1.24 𝑚
o La posición de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀𝑣) del estabilizador vertical en los ejes
"Z" 𝑦 "𝑋" se calcula con las fórmulas 39 y 40 respectivamente y equivalen a 0.54 𝑚 y 0.53 𝑚
de igual manera.
3.7.3. Posición de los estabilizadores
La posición de los estabilizadores respecto del punto localizado a 25 % de la cuerda
aerodinámica media CAM se localiza conociendo el brazo de los estabilizadores.
Para calcular el brazo de los estabilizadores, primero es necesario calcular los coeficientes
de volumen de ambos estabilizadores.
o El coeficiente de volumen del estabilizador horizontal (𝑉𝐻) se calcula por la fórmula 30.
o El coeficiente de volumen del estabilizador vertical (𝑉𝑉) se calcula por la fórmula 41.
Sin embargo existen valores preestablecidos que pueden ser seleccionados de la siguiente
figura.
61
Figura 19. Coeficientes de volumen para estabilizadores. [1]
o Tomando como referencia el tipo de aeronave “aviación general – monomotor” se hallan
𝑉𝐻 y 𝑉𝑉 cuyos valores son 0.7 y 0.04 respectivamente.
o Para hallar el brazo del estabilizador horizontal (𝑙ℎ) se despeja la fórmula 30 y se obtiene
el valor de 5.69 𝑚
𝑙ℎ =𝑉𝐻𝑆ℎ
𝑆 𝐶𝐶𝐴𝑀 (120)
o Para hallar el brazo del estabilizador vertical (𝑙𝑣) se despeja la fórmula 41 y se obtiene el
valor de 2.25 𝑚
𝑙𝑣 =𝑉𝑉𝑆𝑣
𝑆 𝑏 (121)
En la figura 20 se aprecian la posición de los estabilizadores.
3.7.4. Altura relativa de los estabilizadores
La altura del estabilizador horizontal respecto del ala se determina en función de las
características de interferencia y efectividad de los estabilizadores. Este punto requiere de un
62
análisis aerodinámico que no es parte de la metodología presentada. Sin embargo se requerirá
del criterio del diseñador para definir la altura más adecuada.
Figura 20. Brazo del estabilizador vertical y horizontal. [1]
3.8. Dimensionamiento del tren de aterrizaje
El tren de aterrizaje se selecciona después de tener las dimensiones del fuselaje y
consideraciones de operación. El desarrollo de un tren de aterrizaje amerita un estudio
particular, siendo ajeno al procedimiento de cálculo del trabajo presentado. Lo que se mostrará
a continuación serán únicamente las medidas tomadas de los promedios de los aviones de
referencia. Es importante mencionar que el tipo de tren seleccionado para este avión será de
tipo triciclo por su maniobrabilidad y visibilidad en tierra, además de su alta seguridad en caso
de fallas en el aterrizaje.
Base del tren (𝐵) = 2.81 𝑚
Track del tren (𝑇) = 3.35 𝑚
Altura del tren (ℎ) = 1.00 𝑚
Estas medidas se observan en el anexo 3 tabla C – 6.
3.9. Estimación de la performance
Después de dimensionar el avión se procede a realizar el cálculo de su performance, esto con
la finalidad de evaluar sus principales parámetros y compararlos con los requerimientos de
diseño del avión.
63
3.9.1. Estimación de la polar
La polar se calcula por la fórmula 43.
3.9.2. Estimación del coeficiente de resistencia parásita del ala-fuselaje (𝑪𝑫𝒐(𝑾𝑩))
Se hará uso de la fórmula 70
o Cálculo del coeficiente de resistencia parásita del ala (𝑪𝑫𝒐(𝑾))
▪ Se halla 𝐶𝑟𝑒 y se necesitan los valores de 𝐶𝑟 = 2.22, 𝐶𝑡 = 1.04, 𝑏 = 10.09 y 𝑑𝑓𝑢𝑠 = 1, y se
usará la fórmula 71 cuyo valor final será 2.1𝑚
▪ Luego se procederá a usar la fórmula 72, hallando el valor de 0.49
▪ Con la fórmula 73 se hallará el valor de 𝐶�̅� el cual es de 1.63 𝑚
▪ Se procede a hallar la velocidad mach con la fórmula 46. Donde “a” es la velocidad del
sonido a una altura determinada, que para este trabajo es 328.5 𝑚/𝑠 a 3000 𝑚
▪ Mach equivale a 0.47
▪ Se halla el número de Reynolds con la fórmula 45, considerando una viscosidad cinemática
(𝜇) de 1.295 ∗ 10−5 . Reynolds finalmente tendrá un valor de 1.94 ∗ 107
▪ Usando la fórmula 74 se hallará el 𝐶𝑓𝑤 el cual equivaldrá a 0.00266
▪ Luego usando las fórmulas 75, 76 y 77 se llega al resultado de 𝑆𝑤𝑒𝑡𝑤 el cual es 35.99 𝑚^2,
considerando el valor de 𝐿 como 2 para aviones de entrenamiento.
▪ Finalmente todo estos datos se reemplazan en la fórmula 78 para hallar el valor de 𝐶𝐷𝑂(𝑊)
el cual será de 0.00731
▪ El resultado se puede observar en el anexo 3 tabla D – 1.
o Cálculo de coeficiente de resistencia parásita del fuselaje (𝑪𝑫𝒐(𝑩))
▪ Este coeficiente es la suma de 𝐶𝐷𝑓(𝐵)𝑦 𝐶𝐷𝑝(𝐵)
64
▪ Para hallar 𝐶𝐷𝑓(𝐵) se usa la fórmula 80 y se considera un Reynolds con la fórmula 𝑅𝑒 =
𝑉∗𝑙𝑓𝑢𝑠
𝜇 equivalente a 128.2 ∗ 106
▪ Usando la fórmula 74 se halla el valor de 𝐶𝑓𝐵 el cual es de 0.00202
▪ Además se procede a hallar los siguientes parámetros relacionados descritos en las
fórmulas 81 y 82
▪ Finalmente 𝐶𝐷𝑓(𝐵) resulta igual a 0.0652
▪ Para hallar 𝐶𝐷𝑝(𝐵) se considera 𝐶𝑓𝑤 hallado anteriormente cuyo valor es 0.00266
▪ Se aplica la fórmula 83 cuyo resultado final es 0.0272
▪ Se procederá a reemplazar los valores calculados en la fórmula 79 y su valor será de 0.0924
Finalmente usando la fórmula 70 tendremos el valor de 𝐶𝐷𝑂(𝑊𝐵) el cual es 0.0117. Ambos
resultados se ven en el anexo 3 tabla D – 2.
3.9.3. Estimación del coeficiente de resistencia parásita de los estabilizadores (𝑪𝑫𝒐(𝒉𝒗))
o Este coeficiente se puede expresar de manera resumida mediante la fórmula 84
o Para la fórmula anterior se debe considerar un valor empírico de:
𝐶𝐷𝑓= 0.0025 (122)
o El resultado final de 𝐶𝐷𝑂(ℎ𝑣) es 0.000974 y se puede apreciar en el anexo 3 tabla D – 3.
3.9.4. Estimación del coeficiente de resistencia parásita del avión (𝑪𝑫𝒐)
o Este coeficiente se determina mediante la fórmula 85
o El valor de 𝐶𝐷𝑜 es de 0.0129. Se observa en el anexo 3 tabla D – 4.
3.9.5. Coeficiente de resistencia inducida del avión (𝑪𝑫𝒊)
o Se estima el factor de eficiencia de Oswald con la fórmula 86.
65
o En este caso el valor empírico de 𝑒𝑤𝑖𝑛𝑔(𝛬=0) se considerará igual a 0.85 y el ángulo de flecha
del ala igual a 5.75° (tomado del análisis estadístico), para la fórmula 87 (𝑒𝑤) cuyo resultado
es 0.846
o Luego se usará la ecuación 88, en donde se considerará un valor empírico para 𝜎𝑓𝑢𝑠 igual
a 0.8 y una superficie de fuselaje (𝑆𝑓𝑢𝑠) aproximada de 25.1 𝑚2, luego se resolverá la
ecuación, hallándose un resultado de 1.21
o Considerando un valor empírico de 0.05 para 𝑒𝑜𝑡ℎ𝑒𝑟 y reemplazando todos los valores en la
fórmula 86 se podrá obtener el valor de 𝑒 que será de 0.408
o Finalmente se halla el valor de 𝐾 usando la expresión 89. Su resultado es de 0.1264
o El valor de 𝐾 puede observarse en el anexo 3 tabla D – 5.
o La resistencia inducida del avión se calcula mediante la multiplicación del factor 𝐾 hallado
en el punto anterior, con el coeficiente de sustentación (𝐶𝐿) elevado al cuadrado. Sin
embargo existirá una variación en 𝐶𝐿 lo que modificará la resistencia en diferentes rangos
como muestra la tabla 8 y figura 23.
3.9.6. Curva polar del avión
o Se calcula usando la fórmula 90.
o Para el cálculo de la polar se asignan valores, que estén dentro del rango del coeficiente
de sustentación máximo que se aprecia en la figura 21. Estos estarán entre las curvas “no
flap” y “fowler flap”
o Se usará el software autocad para aproximar el ángulo flecha para el 25% de las cuerdas.
Este resultará en un valor de 2°
o Una vez obtenido el 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥, se hace un cuadro para dar valores al 𝐶𝐷 tomando como
referencia un rango de 𝐶𝐿
66
Figura 21. 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 para 25% del ángulo flecha. [1]
-
o De lo anterior, se procede a construir la curva 𝐶𝐷 = 𝑓(𝐶𝐿) , que muestre el comportamiento
de los dos coeficientes. Tal como se aprecia en la figura 22 y se ve en la tabla 7.
o Finalmente se hará uso de la fórmula 91 para conocer la eficiencia aerodinámica de nuestra
aeronave. Este valor resulta 12.36 y se comparará con la eficiencia aerodinámica hallada
anteriormente de los datos de referencia en la figura 15 el cual resultó 14.1 lo que nos deja
un 12.2% menos de eficiencia.
3.9.7. Velocidades de pérdida para diferentes configuraciones de flap
o Para un vuelo nivelado la velocidad de pérdida se calcula con la fórmula 92.
o El valor de 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 se determina con flaps plegados y desplegados como se muestra en la
figura 21.
o En las tablas 9 y 10 se muestra la variación de la velocidad de pérdida de acuerdo a la
altura de vuelo, y cuando el avión está con flaps plegados y desplegados, así como a sus
respectivas figuras número 24 y 25
67
3.9.8. Alcance
o El alcance final se dividirá en 3 fases que comprenderán desde el inicio hasta el final de la
fase de crucero.
o Se define que el peso al inicio de la fase es igual al peso de despegue es decir 30311.8 𝑁,
el peso al final de la fase es 30087.93 𝑁
o Se propone una eficiencia de la hélice en crucero de 0.8 la cual variará a 0.7 solo en la fase
de entrenamiento.
o El consumo específico del combustible ha sido mencionado anteriormente y se acomodará
a las unidades correspondientes, cuyo valor final es 0.31
o Conociendo todos los valores, y haciendo uso de la fórmula 93, 94 y 95, se encuentra un
resultado a la primera fase el cual es 271.704 𝑘𝑚
o El mismo procedimiento se realizará para las 3 fases correspondientes. Finalmente se
hallará la suma de los resultados, dando un valor de 791.7 𝑘𝑚
o El procedimiento de cada fase se puede apreciar en el anexo 3 tabla D – 6.
3.9.9. Distancia de despegue
o Para este parámetro se usará la fórmula 96.
o Se harán diversas consideraciones como: 𝜇 será 0.1, la 𝑉𝑆 es la mínima velocidad con el
máximo coeficiente de sustentación y esto se aprecia en la tabla 9, y se reemplaza en la
fórmula 97. 𝐶𝐿𝑇𝑂 y 𝐶𝐷𝑇𝑂 serán tomados de la tabla 7, y se consideran los máximos valores.
o Reemplazando estos valores y los ya conocidos (mencionados a lo largo de todo el trabajo
de investigación) se llegará al resultado final de 715.55 𝑚
o E proceso puede observarse en el anexo 3 tabla D – 7.
3.9.10. Distancia de aterrizaje
o Esta distancia se halla con la fórmula 98.
68
o Primero se resuelve la fórmula 99 considerando un 𝜃𝑎𝑝𝑝 igual a 3° y una velocidad de
pérdida mínima para el máximo 𝐶𝐿 visto en la tabla 9. Su resultado es 9.5 𝑚
o Luego se calcula la fórmula 100 la distancia del free roll (𝑆𝐹𝑅), que es la distacia recorrida
por un segundo con la velocidad de touch – down (𝑉𝑇𝐷) vista con la fórmula 101. El
resultado es 38.11 𝑚
o Finalmente con la fórmula 102 se halla la distancia de frenado. Para ello se necesita los
valores propuestos por las fórmulas 103, 104 y 105.
o 𝐶𝐿𝐿𝐺 y 𝐶𝐷𝐿𝐺 son los máximos valores de la tabla 7
o Para el aterrizaje se considera solo un 40% de potencia máxima (𝑃)
o El coeficiente de fricción (𝜇) de la pista es igual al de la distancia de despegue, 0.1
o El valor hallado es 810.05 𝑚
o Finalmente se procede a sumar los valor hallados por las fórmulas 99, 100 y 102, resultando
en 857.65 𝑚
o Su proceso se aprecia en el anexo 3 tabla D – 8.
69
CAPÍTULO 4
RESULTADOS Y DISCUSIÓN
4.1. Resultados de la performance
4.1.1. Curva polar
Tabla 7. Relación 𝐶𝐷 y 𝐶𝐿
CD CL
0.01420406 0.1
0.0179955 0.2
0.02431456 0.3
0.03316125 0.4
0.04453556 0.5
0.05843749 0.6
0.07486705 0.7
0.09382424 0.8
0.11530905 0.9
0.13932149 1
0.16586155 1.1
0.19492923 1.2
0.22652454 1.3
0.26064748 1.4
0.29729804 1.5
0.33647622 1.6
0.37818203 1.7
0.42241546 1.8
0.46917652 1.9
0.5184652 2
0.57028151 2.1
0.62462545 2.2
0.681497 2.3
0.74089619 2.4
0.80282299 2.5
70
Figura 22. Curva Polar
En la tabla 7 podemos apreciar los valores de 𝐶𝐿 y 𝐶𝐷, en donde 𝐶𝐿 se muestra como parámetro
principal del cual dependerá el valor de 𝐶𝐷.
El valor máximo de 𝐶𝐿 viene dado en la metodología por el uso de la figura 21, el cual llega al
valor de 2.5
En la figura 22 se aprecia de manera gráfica la tabla anterior mencionada en donde se puede
concluir lo siguiente:
o Existe un crecimiento casi proporcional entre ambos parámetros, para los valores de 0.01
a 0.05 en 𝐶𝐷 y 0.1 a 0.5 en 𝐶𝐿
o Entre los valores de 0.05 a 0.8 para 𝐶𝐷 y 0.5 a 2.5 para 𝐶𝐿, se observa que el 𝐶𝐿 aumenta
en mayor proporción que el 𝐶𝐷
o Se puede afirmar entonces que en el segundo rango de valores la eficiencia del avión es
mayor que en el primer rango, ya que el avión tendrá mayor coeficiente de sustentación
(𝐶𝐿) y menor coeficiente de resistencia (𝐶𝐷).
71
4.1.2. Cambio en el coeficiente de resistencia inducida (𝑪𝑫𝒊) con el 𝑪𝑳
Tabla 8. Valores de 𝐶𝐷𝑖 con 𝐶𝐿
Cdi CL
0 0
0.00126381 0.1
0.00505525 0.2
0.01137431 0.3
0.020221 0.4
0.03159531 0.5
0.04549725 0.6
0.06192681 0.7
0.08088399 0.8
0.1023688 0.9
0.12638124 1
0.1529213 1.1
0.18198898 1.2
0.21358429 1.3
0.24770723 1.4
0.28435779 1.5
0.32353597 1.6
0.36524178 1.7
0.40947522 1.8
0.45623627 1.9
0.50552496 2
0.55734127 2.1
0.6116852 2.2
0.66855676 2.3
0.72795594 2.4
0.78988275 2.5
Figura 23. Aumento de 𝐶𝐷𝑖 con 𝐶𝐿
72
o Como se ve en la tabla 8 el 𝐶𝐿 aumento en conjunto con el 𝐶𝐷𝑖 y esto es debido
principalmente a que la resistencia inducida va a depender directamente del coeficiente de
sustentación así como de una constante llamada 𝐾 que se menciónó en capítulo anterior.
o Si se analiza de manera más detallada este comportamiento, se puede deducir que asi
como la resistencia inducida es proporcional al coeficiente de sustentación; también lo es a
la velocidad de vuelo, puesto que este parámetro es el que aumenta si se quiere obtener a
un mayor 𝐶𝐿 y por proporcionalidad, aumentaría la resistencia inducidad.
o La figura 22 y 23 se relacionan de tal manera que si el 𝐶𝐷𝑖 aumenta, también lo hará el 𝐶𝐷
por lo que la tendencia de la curva en cada gráfica será la misma. Esto debido a que ambos
parámetros están relacionados a su vez con el 𝐶𝐿
4.1.3. Velocidad mínima con 𝑪𝑳 = 𝟏.𝟔 (flaps retraídos)
Tabla 9. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 1.6
Densidad Vstall (1.6) H
1.225 43.3018593 0
1.1673 44.3591633 500
1.1116 45.4569529 1000
1.0581 46.591987 1500
1.0065 47.7713704 2000
0.9569 48.9938211 2500
0.9091 50.2653557 3000
0.8632 51.5844582 3500
0.8191 52.9548968 4000
0.7768 54.3775931 4500
0.7361 55.8606751 5000
0.6971 57.4020031 5500
0.6597 59.0067027 6000
0.6238 60.6808847 6500
0.5895 62.4212821 7000
0.5566 64.2396237 7500
0.5252 66.1320873 8000
0.4951 68.1127047 8500
0.4664 70.177084 9000
0.4389 72.3422144 9500
0.4127 74.6031825 10000
0.3877 76.970922 10500
73
Figura 24. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 1.6
En la tabla 9 se observa la velocidad de pérdida a una altura determinada, teniendo como
referencia un coeficiente de sustentación máximo constante igual a 1.6
El cambio de altura traerá con ella una variación en la densidad de aire, el cual es un parámetro
influyente en la sustentación.
En la figura 24 apreciamos gráficamente este cambio presentado en la tabla anterior. Podemos
observar lo siguiente:
o El aumento de altitud trae consigo un aumento en la velocidad de pérdida del avión.
o Se debe a como se aclaró anteriormente a una disminución de la densidad.
o Para mantener una mínima sustentación, la disminución de densidad debe ser compensada
con otro parámetro.
o Debido a que el coeficiente de sustentación para esta consideración debe ser constante
(𝐶𝐿 = 1.6), el área de sustentación debe ser constante por consecuencia.
o El único parámetro que puede variar para compensar la pérdida de sustentación es la
velocidad.
o Por estos motivos la velocidad aumentará como muestra la figura 24
74
4.1.4. Velocidad mínima con 𝑪𝑳 = 𝟐.𝟓 (flaps extendidos)
Tabla 10. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 2.5
Densidad Vstall (2.5) H
1.225 34.6414875 0
1.1673 35.4873307 500
1.1116 36.3655623 1000
1.0581 37.2735896 1500
1.0065 38.2170963 2000
0.9569 39.1950569 2500
0.9091 40.2122846 3000
0.8632 41.2675665 3500
0.8191 42.3639174 4000
0.7768 43.5020745 4500
0.7361 44.6885401 5000
0.6971 45.9216025 5500
0.6597 47.2053622 6000
0.6238 48.5447077 6500
0.5895 49.9370257 7000
0.5566 51.3916989 7500
0.5252 52.9056698 8000
0.4951 54.4901637 8500
0.4664 56.1416672 9000
0.4389 57.8737716 9500
0.4127 59.682546 10000
0.3877 61.5767376 10500
Figura 25. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 2.5
75
En la tabla 10 se observa la velocidad de pérdida a una altura determinada, teniendo como
referencia un coeficiente de sustentación máximo constante igual a 2.5
El cambio de altura traerá con ella una variación en la densidad de aire, el cual es un parámetro
influyente en la sustentación.
En la figura 25 se aprecia gráficamente este cambio presentado en la tabla anterior. Se
observa lo siguiente:
o El aumento de altitud trae consigo un aumento en la velocidad de pérdida del avión.
o Se debe a como se aclaró anteriormente a una disminución de la densidad.
o Para mantener una mínima sustentación, la disminución de densidad debe ser compensada
con otro parámetro
o Debido a que el coeficiente de sustentación para esta consideración debe ser constante
(𝐶𝐿 = 2.5), el área de sustentación debe ser constante por consecuencia.
o El único parámetro que puede variar para compensar la pérdida de sustentación es la
velocidad.
o Por estos motivos la velocidad aumentará como muestra la figura 25.
o Para relacionar las figuras 24 y 25 se tomará las velocidades a una altitud de 3000 𝑚 (altitud
de entrenamiento y crucero). La velocidad de pérdida para un 𝐶𝐿 = 1.6 es de 50.27 𝑚/𝑠 ;
mientras que para un 𝐶𝐿 = 2.5 la velocidad de pérdida es de 40.21 𝑚/𝑠
o Esto se interpreta de como una indirecta proporcionalidad entre los parámetros de
coeficiente de sustectación (𝐶𝐿) y velocidad de pérdida (𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙).
76
CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES
Conclusiones
- Se realizó el diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado,
siguiendo la metodología de cálculo planteada en la presente investigación, obteniéndose
resultados aceptables para esta fase del diseño.
- Se calculó los principales parámetros del avión, obteniéndose una envergadura de 10.9 𝑚,
una longitud total de 10.77𝑚, una superficie alar de 16.50 𝑚2, una carga alar de 1837.55𝑁
𝑚2,
una carga de potencia de 27.20𝑊
𝑁 y un peso de despegue de 30311.18 𝑁.
- Se analizó la performance del avión en los siguientes puntos: la eficiencia aerodinámica
máxima es igual 12.364, el coeficiente de resistencia parásita es igual 0.0129 (dentro del
rango para un avión de entrenamiento), el alcance de la aeronave es de 791.697 𝑘𝑚 , la
distancia de despegue es igual 715.545 𝑚 y la distancia de aterrizaje es igual 857.65 𝑚.
Recomendaciones
- Se recomienda que para futuros trabajos orientados al diseño de aviones, se utilice la
metodología planteada en este proyecto, debido a su estructura de fácil entendimiento y
manejo de la información.
77
- Se recomienda usar la información obtenida en este trabajo para iniciar la segunda fase de
diseño.
- Se recomienda realizar un proceso iterativo, es decir, volver a la fase del diseño conceptual
para recalcular ciertos parámetros que no se adecuen al diseño preliminar, esto con la
finalidad de lograr una optimización en el diseño.
78
REFERENCIAS
[1] D. Raymer, Aircraft design: a conceptual approach. Washington DC, USA: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992.
[2] S. Gudmundsson, General aviation aircraft design: Applied methods and procedures. New York, NY, USA: Embry-Riddle Aeronautical University, 2013.
[3] L. Ayuso Moreno, “Análisis de la influencia de imperfecciones en el borde de ataque en perfiles aerodinámicos a bajos números de Reynolds”, tesis doctoral, Univ. Pol. Madrid, 2014.
[4] J. Grass, S. Rincón y J. Robayo, “Diseño conceptual y preliminar de una aeronave de categoría de transporte regional”, tesis de grado, Fund. Univ. Los Libertadores, 2017.
[5] J. Riascos Viveros, “Diseño conceptual y preliminar de un avión tipo comercial”, tesis de grado, Fund. Univ. Los Libertadores, 2016.
[6] I. Abbott; Theory of wings sections. New York, USA: Dover Publications, 1959.
[7] J. Anderson, Fundamentals of aerodynamics. New York, USA: McGraw – Hill, 2011.
[8] A. Andrade, “Diseño de un avión ultraliviano con base en las normas técnicas JAR-FAR y el reglamento aéreo colombiano”, tesis de grado, Univ. Tec. de Pererira, 2014.
[9] C. Forrest, C. Forrest, D. Wisser, “Landing Gear Structural Health Monitoring (SHM)” Procedia Structural Integrity, vol. 5, pp. 1153 – 1159, 2017.
[10] J. Roskam y C. Edward, Airplane aerodynamics and performance. Kansas, USA: Design, Analysis and Research Corporation, 1997.
[11] C. Riboldi, F. Gualdoni. L. Trainelli, “Preliminary weight sizing of light pure – electric and hybrid – electric aircraft” Transportation Research Procedia, vol. 29, pp. 376 – 389, 2018.
[12] G. Tay, P. Keller, M. Hornung, “Development of a software tool for comprehensive flight performance and mission analysis of hybrid – electric aircraft” Transportation Research Procedia, vol 29, pp. 401 – 409, 2018.
[13] “Embraer EMB 314 Super Tucano”, The Blueprints, 2018. [Online]. Available: https://www.the-
79
blueprints.com/blueprints/modernplanes/embraer/73603/view/embraer_emb_314_super_tucano/. [Accessed: 3 – sept – 2018]
[14] P. Jackson, L. Peacock and K. Munson, Jane's all the world's aircraft, 2004-2005. Couldson, Surrey, UK: Jane's Information Group, 2004.
80
ANEXOS
Anexo 1: Ficha de tarea de investigación
FICHA DE TAREA INVESTIGACIÓN
FACULTAD:_____________________
CARRERA: ______________________________________
1. Título del trabajo de investigación propuesto
_____________________________________________________________________________
2. Indica la o las competencias del modelo del egresado que serán desarrolladas fundamentalmente
con este Trabajo de Investigación:
________________________________________________________________________________
_____________________________________________________________________________
3. Número de alumnos a participar en este trabajo. (máximo 2)
Número de alumnos: ______________
4. Indica si el trabajo tiene perspectivas de continuidad, después de obtenerse el Grado Académico
de Bachiller, para seguirlo desarrollando para la titulación por la modalidad de tesis o no.
_____________________________________________________________________________
5. Enuncie 4 o 5 palabras claves que le permitan realizar la búsqueda de información para el Trabajo
en Revistas Indizadas en WOS, SCOPUS, EBSCO, SciELO, etc., desde el comienzo del curso y
obtener así información de otras fuentes especializadas.
81
Ejemplo:
Palabras Claves DOAJ DOAR Sciencedirect
6. Como futuro asesor de investigación para titulación colocar:
(Indique sus datos personales)
a. Nombre :
b. Código Docente :
c. Correo :
d. Teléfono :
7. Especifique si el Trabajo de investigación:
(Marca con un círculo la que corresponde, puede ser más de una)
a. Contribuye a un trabajo de investigación de una Maestría o un doctorado de algún profesor de la
UTP.
b. Está dirigido a resolver algún problema o necesidad de la organización.
c. Forma parte de un contrato de servicio a terceros.
d. Corresponde a otro tipo de necesidad o causa (explicar el detalle):
________________________________________________________________________________
________________________________________________________________________________
_____________________________________________________________________________
8. Explica de forma clara y comprensible los objetivos o propósitos del trabajo de investigación
________________________________________________________________________________
________________________________________________________________________________
________________________________________________________________________________
_____________________________________________________________________________
82
9. Brinde una primera estructuración de las acciones específicas que debe realizar el alumno para
que le permita iniciar organizadamente su trabajo
________________________________________________________________________________
________________________________________________________________________________
_____________________________________________________________________________
10. Incorpora todas las observaciones y recomendaciones que consideres de utilidad para el alumno
y a los profesores del curso con el fin de que desarrollen con éxito todas las actividades
___________________________________________________________________________________
___________________________________________________________________________________
________________________________________________________
11. Fecha y docente que propone la tarea de investigación
Fecha de elaboración de ficha (día/mes/año):_______/_______/_______
Docente que propone la tarea de investigación :__________________________________________
12. Esta Ficha de Tarea de Investigación ha sido aprobada como Tarea de Investigación para el Grado
de Bachiller en esta carrera por
(Sólo para ser llenada por la Facultad)
Nombre:____________________________________________
Código:_____________________________________________
Cargo: ______________________________
Fecha de aprobación de ficha (día/mes/año) ______/____________/_______
83
Anexo 2: Glosario
Alabeo: movimiento del avión a través de su eje longitudinal.
Alargamiento: conocido también como “aspect ratio”, es la relación que existe entre la longitud
del ala y su ancho para aviones de ala recta, o la longitud y la superficie para aviones de ala
no recta.
Alerones: elementos encargados de girar el avión en su eje longitudinal mediante una
deflexión asimétrica (arriba y abajo en cada ala).
Altura del tren: distancia desde la superficie (ground) hasta la parte inferior del fuselaje;
medida en la zona del tren principal.
Ángulo diedro: es el ángulo que forman las alas con respecto al plano horizontal que atraviesa
la cuerda raíz del avión. Este ángulo puede ser positivo, negativo o neutro.
Ángulo flecha: es el ángulo que forma el borde de ataque del ala con una línea imaginaria
perpendicular al eje longitudinal (esta perpendicular sale desde la cuerda raíz del ala).
Base del tren: distancia entre el tren principal y el tren de nariz
Borde de ataque: zona delantera del ala el cual está constantemente enfrentando al viento
relativo.
Borde de fuga: zona posterior del ala en donde el flujo de aire, tras haber pasado por la
superficie, retorna a la corriente libre.
Cabeceo: movimiento del avión a través de su eje transversal.
Combadura: curvatura del perfil alar.
Configuración de flaps: clasificación de los grados de los flaps.
Curva polar: gráfica que relaciona los coeficientes de sustentación y resistencia.
Efecto suelo: fenómeno aerodinámico presente en el avión cuando se encuentra volando muy
cerca de la superficie.
Eficiencia de la hélice: mide la eficiencia de la hélice en función de la potencia producida.
84
Eje longitudinal: línea imaginaria que atraviesa el avión desde su nariz 3
Eje transversal: línea imaginaria que cruza el avión a través de su envergadura.
Eje vertical: línea imaginaria que atraviesa el avión desde la parte superior a la inferior.
Envergadura: longitud del ala medida desde sus cuerdas raíz.
Espesor del perfil: distancia desde la superficie superior hasta la superficie inferior del perfil
medida perpendicularmente a la línea de cuerda media.
Espesor máximo: la distancia máxima entre el intradós y el extradós del perfil alar.
Espesor relativo del perfil: relación entre espesor máximo del perfil dividido por la cuerda de
este.
Estrechamiento: conocido también como “taper ratio”, es la relación entre la cuerda tip del ala
y la cuerda raíz.
Extradós: superficie (zona) superior del ala.
Flaps: dispositivos que se denominan hipersustentadores y que se activan (extienden) desde
la cabina del piloto. Estos ayudan al avión a mantener cierto grado de sustentación a menores
velocidades en el aterrizaje o a alcanzar un mayor coeficiente de sustentación (por el aumento
de sección alar) en la carrera de despegue.
Flare: acción del piloto de levantar la nariz del avión al momento del aterrizaje (justo antes del
touchdown).
Guiñada: movimiento del avión a través de su eje vertical.
Intradós: superficie (zona) inferior del ala.
Línea cuerda: línea recta que une el borde de ataque con el borde de fuga.
Mach: parámetro que permite expresar velocidad relativa de un cuerpo o fluido, respecto a la
velocidad del sonido.
Performance: evaluación del rendimiento de la aeronave en el cumplimiento de su misión de
diseño.
85
Resistencia inducida: resistencia generada de manera intrínseca por la misma generación
de sustentación del avión.
Resistencia parásita: resistencia generada por los componentes no-aerodinámicos o
aquellos que no aportan a generación de sustentación.
Rudder: componente del avión que permite guiar su movimiento en el eje vertical.
Superficie mojada: superficie total del avión que está en contacto con el flujo de aire.
Track del tren: es la distancia entre las ruedas del tren principal.
Velocidad del flujo: velocidad del aire, teniendo en cuenta consideraciones de altura,
densidad, presión y temperatura.
Velocidad del sonido local: la velocidad del sonido en condiciones determinadas (altura,
densidad, temperatura y presión).
86
Anexo 3: Procedimiento de cálculo
Anexo A: Datos de referencia
Tabla A – 1 Tabla A – 2 Tabla A - 3
Parámetro Valor
S 16.73
b 10.16
Cr 2.18
Ct 1.02
Λ 5.75
Γ 7.5
A 6.17
λ 0.47
CCAM 1.67
ZCAM 2.23
XCAM 0.1
(Sflap/s) 0.13
(Sail/s) 0.08
Ala
Parámetro Valor
Sh 3.58
bh 4.12
Crh 1.24
Cth 0.705
Λh 5
Γh
Ah 4.75
λ 0.57
CCAMh 1
ZCAMh 0.94
XCAMh 0.09
(Sh/S) 0.21
Establizador horizontal
Parámetro Valor
Sv 3.05
bv 2.61
Crv 2.24
Ctv 0.76
Λv 28
Γv
Av 2.22
λ 0.34
CCAMv 1.62
ZCAMv 0.54
XCAMv 0.53
(Sv/S) 0.18
Establizador vertical
Tabla A – 4 Tabla A – 5 Tabla A – 6
W (N) 30516.46
Po (KW) 829.25
P (W/N) 27.17
Carga de pontencia
W (N) 30485.35
S (m2) 16.73
p (N/m2) 1822.2
Carga alar
(lfus/b) 1.07
(lfus/dfus) 10.75
(lnose/lfus) 0.20
(lcola/lfus) 0.47
Fuselaje
Anexo B: Pesos
Tabla B – 1
Kcrew 1.15
Ncrew 2
Wcrew 195.5
Peso de la tripulación
87
Tabla B – 2
W1/W0 0.970
W2/W1 0.985
W3/W2 0.993
Swet/S 3.8
Awet 1.62
L/D max 14.1 L/D cruise 14.1
Cpower 0.000000085
np 0.8
Vcr 154.1666667 C 1.63802E-05
g 9.81
R -100000
W4/W3 0.992
L/D max 14.1 L/D loiter 12.2106
Cpower 0.000000010
np 0.7
V loiter 92.5 C 1.33464E-06
g 9.81
E (s) -7200
W5/W4 0.993
W6/W5 0.999
E (s) -600
W7/W6 1
W8/W7 0.995
W8/W0 0.929
0.075
Crucero de vuelta
Espera
Descenso
Aterrizaje
CONGLOMERADO
Entrenamiento
Reserva de combustible - 6% (Wf/W0)
Peso de la fracción de combustible
Calentamiento y despegue
Ascenso
Crucero de ida
88
Tabla B – 3
K 0.95 W0 We/W0 W0
A 2.05 3110.750 0.458 3086.144
Ck -0.18 3086.144 0.459 3090.481
3090.481 0.458 3089.713
Kg N 3089.713 0.458 3089.848
Wcrew 195.50 1917.86 3089.848 0.458 3089.824
Wpayload 1245.00 12213.45
We 1416.52 13896.06
Wf 232.80 2283.82
W0 3089.82 30311.18
Anexo C: Datos de diseño
Tabla C – 1 Tabla C – 2 Tabla C – 3
Wo (N) 30311.18
pfinal 1837.55
S 16.50
(t/c) 0.13
A 6.17
λ 0.47
Γ 7.5
Λ 5.75
b 10.09
Cr 2.22
Ct 1.04
Ccam 1.70
Zcam 2.22
Xcam 0.1
Sflap 2.09
Sail 1.32
Ala
Sh 3.47
Ah 4.75
λh 0.57
Λh 5
bh 4.06
Crh 1.09
Cth 0.62
CCAMh 0.88
ZCAMh 0.92
XCAMh 0.09
Vh 0.7
lh 5.66
Estabilizador horizontal
Sv 2.96
Av 2.22
λv 0.34
Λv 28
bv 2.56
Crv 1.73
Ctv 0.59
CCAMv 1.25
ZCAMv 0.54
XCAMv 0.53
Vv 0.04
lv 2.25
Estabilizador vertical
Tabla C – 4 Tabla C – 5 Tabla C- 6
Carga de potencia
27.20
Carga alar
1837.55
lfus 10.77
lnose 2.15
lcola 5.02
dfus 1
Sfus 25.1
Fuselaje
Btr 2.81
Ttr 3.35
Htr 1.00
Tren de aterrizaje
89
Anexo D: Performance
Tabla D – 1
Cr 2.22
Ct 1.04
b 10.09
dfus 1
Cre 2.1
λe 0.49
1.63
μ 0.00001295
Mach 0.47
Re 19422456.4
Cfw 0.00266
be 9.090
Sexpla 14.285
L´ 2
(t/c)av 0.13
Swetw 35.999
Cdo (W) 0.00731
Cálculo del coeficiente de resistencia parásita del ala Cdo (W)
𝑪
90
Tabla D – 2
Swetfus 25.376
SB 0.785
Re 128217058
CfB 0.00202
Cdf (B) 0.0652
Cdp (B) 0.0272
Cdo (B) 0.0925
Cdo (WB) 0.0117
Cálculo del coeficiente de resistencia parásita del fuselaje Cdo (B)
Tabla D - 3
Cdf 0.0025
Cdo (HV) 0.000975
Cálculo del coeficiente de resistencia parásita de los estabilizadores Cdo (HV)
Tabla D – 4
Cdo 0.0129
Cálculo del coeficiente de resistencia parásitadel aviòn Cdo
91
Tabla D – 5
ewing (Λ=0) 0.85
Λ 5.75
ewing 0.846
σfus 0.8
Sfus 25.1
efus 0.82148556
eother 0.05
e 0.408
K 0.1264
Cdo 0.0129
K 0.1264
(L/D)max 12.364
Cálculo de la eficiencia aerodinámica
Cálculo de K para coeficiente de resistencia inducida del aviòn Cdi
92
Tabla D – 6
np 0.8
SFC 0.31
Wo 30311.18
Wf 30087.93
Cdmín 0.02588
Clmín 0.10239
R1 271.704
np 0.7
SFC 0.31
Wo 30087.93
Wf 29856.54
Cdmín 0.02588
Clmín 0.10239
R2 248.288
np 0.8
SFC 0.31
Wo 29856.54
Wf 29636.65
Cdmín 0.02588
Clmín 0.10239
R3 271.704
R 791.697
2da etapa - entrenamiento
2da etapa - entrenamiento
1ra etapa - crucero
Cálculo del Alcance (R)
93
Tabla D – 7
VLO 53.9021545
W 30311.18
g 9.81
np 0.8
P 1112.04084
ρ 1.225
S 16.50
μ 0.1
CLTO 2.5
CDTO 0.8028
1 88067375.9
2 34836.4535
3 29354.9932
4 -0.55282299
5 6062.23549
STO 715.545422
Cálculo de la distancia de despegue (STO)
94
Tabla D – 8
Vs 34.6414875
ϴ 3 0.05236
SF 9.496
VTD 38.1056362
SFR 38.1056362
VBR 38.1056362
ρ 1.225
CL 2.5
CD 0.80282299
L 18338.26
D 5888.95
np 0.8
μ 0.1
1 44013027.3
2 9855.54939
3 1197.29151
SBR 810.048884
SLG 857.651
Cálculo de la distancia de aterrizaje (SLG)
