DISEÑO DE AVIONES

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Clculo de aviones 2 3 Esquema de contenidos 1. Proyecto de avin ....................................................................................................................................... 111.1. Aeronaves ................................................................................................................................................................... 111.2. Causas para el inicio de un proyecto de avin ........................................................................................................... 111.3. Fases ........................................................................................................................................................................... 112. Aspectos econmicos.................................................................................................................................. 132.1. Factores que influyen en la adquisicin de un avin .................................................................................................. 132.2. Ingresos y costes asociados a la explotacin comercial de un avin ......................................................................... 132.3. Precio del avin .......................................................................................................................................................... 153. Configuracin general de un avin de transporte subsnico ................................................................. 173.1. Fuselaje....................................................................................................................................................................... 173.2. Ala ............................................................................................................................................................................... 173.3. Planta propulsora ....................................................................................................................................................... 183.4. Superficies de cola ...................................................................................................................................................... 193.5. Tren de aterrizaje........................................................................................................................................................ 194. Arquitectura de aviones ............................................................................................................................ 214.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 214.2. Arquitectura del fuselaje ............................................................................................................................................. 214.3. Arquitectura del ala .................................................................................................................................................... 214.4. Arquitectura de la cola ............................................................................................................................................... 225. Diseo del fuselaje ..................................................................................................................................... 235.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 235.2. Distintos factores que afectan a la disposicin de la cabina ...................................................................................... 235.3. Distribucin general ................................................................................................................................................... 245.4. Transporte de la carga ............................................................................................................................................... 245.5. Accesos y evacuacin. Servicios del avin en tierra ................................................................................................... 245.6. Dimensionado de cabina y fuselaje ............................................................................................................................ 256. Polar del avin ........................................................................................................................................... 276.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 276.2. Polar parablica ......................................................................................................................................................... 276.3. Determinacin de los coeficientes de la polar parablica ......................................................................................... 286.4. Efectos de compresibilidad ......................................................................................................................................... 306.5. Reduccin de la resistencia aerodinmica ................................................................................................................. 317. Actuaciones en vuelo horizontal ............................................................................................................... 337.1. Introduccin. Naturaleza de los mtodos rpidos ...................................................................................................... 33 4 7.2. Condiciones de crucero .............................................................................................................................................. 337.3. Optimizacin de la K de Breguet ................................................................................................................................ 347.4. Empuje necesario para el crucero .............................................................................................................................. 388. Actuaciones en pista y en subida .............................................................................................................. 398.1. Despegue ..................................................................................................................................................................... 398.2. Subida en segundo segmento con fallo de motor ........................................................................................................ 418.3. Aterrizaje .................................................................................................................................................................... 429. Pesos del avin ........................................................................................................................................... 439.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 439.2. Estimacin inicial de pesos ......................................................................................................................................... 4310. Dimensionado inicial ................................................................................................................................. 4710.1. Seleccin del punto de diseo ..................................................................................................................................... 4710.2. Dimensionado inicial del ala ...................................................................................................................................... 4810.3. Dimensionado inicial de las superficies de cola ......................................................................................................... 4810.4. Dimensionado inicial del tren de aterrizaje................................................................................................................ 4811. Diagrama de pesos-alcances ..................................................................................................................... 4911.1. Diagrama TOW-R ....................................................................................................................................................... 4911.2. Diagrama PL-R .......................................................................................................................................................... 5012. Diseo de alas para rgimen subsnico .................................................................................................... 5512.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 5512.2. Comportamiento frente a rfagas ............................................................................................................................... 5612.3. Bataneo ....................................................................................................................................................................... 5612.4. Entrada en prdida de perfiles y alas ......................................................................................................................... 5712.5. Comportamiento de alas en subsnico alto ................................................................................................................ 5913. Seleccin de parmetros geomtricos del ala .......................................................................................... 6113.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 6113.2. Forma en planta ......................................................................................................................................................... 6113.3. Alargamiento .............................................................................................................................................................. 6113.4. Flecha, espesor y perfil ............................................................................................................................................... 6213.5. Estrechamiento ........................................................................................................................................................... 6213.6. Torsin ........................................................................................................................................................................ 6313.7. Diedro ......................................................................................................................................................................... 6314. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando en el ala ......................................................... 6514.1. Consideraciones generales ......................................................................................................................................... 6514.2. Dispositivos hipersustentadores.............................................................................................................................. 6614.3. Efectividad del flap (simple) ....................................................................................................................................... 68 5 14.4. Incremento del coeficiente de sustentacin mximo ................................................................................................... 6914.5. Efecto de los flaps sobre la resistencia aerodinmica ................................................................................................ 6914.6. Superficies de mando .................................................................................................................................................. 7015. Distribucin de pesos y centrado .............................................................................................................. 7115.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 7115.2. Flexibilidad y restricciones en la posicin de la carga de pago ................................................................................. 7215.3. Centrado del avin ...................................................................................................................................................... 7416. Superficie horizontal de cola..................................................................................................................... 7516.1. Funciones del plano horizontal de cola ...................................................................................................................... 7516.2. Estabilidad esttica longitudinal ................................................................................................................................ 7516.3. Respuesta dinmica y mando del avin ...................................................................................................................... 7616.4. Dimensionado del plano horizontal ............................................................................................................................ 7617. Superficie vertical de cola ......................................................................................................................... 7917.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 7917.2. Control del avin tras fallo de motor crtico .............................................................................................................. 7917.3. Criterio de estabilidad esttica lateral ....................................................................................................................... 8017.4. Aterrizaje con viento cruzado ..................................................................................................................................... 8017.5. Parmetros geomtricos de las superficies de cola .................................................................................................... 8118. Cargas del tren sobre las pistas ................................................................................................................ 8318.1. Cargas sobre las pistas ............................................................................................................................................... 8318.2. Mtodo LCN/LCG ....................................................................................................................................................... 8318.3. Mtodo ACN/PCN ....................................................................................................................................................... 8619. Tren de aterrizaje ...................................................................................................................................... 8919.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 8919.2. Disposicin del tren de aterrizaje ............................................................................................................................... 8920. Seguridad en la aviacin ........................................................................................................................... 9120.1. Introduccin ................................................................................................................................................................ 9120.2. Conceptos de accidente e incidente ............................................................................................................................ 9120.3. Seguridad en la aviacin ............................................................................................................................................ 9220.4. Prevencin de accidentes ............................................................................................................................................ 9420.5. Investigacin de un accidente ..................................................................................................................................... 95 6 7 0. Geometra de alas 0.1. Introduccin Empecemosconsiderandoelcasomsgeneral.Seaunalagenrica,nonecesariamentesimtricayconuna geometranohabitual.TomaremosunosejesOXYZcentradosenunpuntoarbitrario.ElejeXirsegnelejede simetradelfuselaje,yelejeY,perpendicularaesteyapuntandoalasemialaderecha.Sepuedendefinirlas siguientes magnitudes: -b(envergadura): Distancia segn y entre extremos del ala - wS(Superficie alar):( )maxminwyyS c y dy = } -CMG(Cuerda media geomtrica):( )maxmin1ywySCMG c y dyb b= =} -CMA (Cuerda media aerodinmica):( ) ( )max maxmin min2 21 1y yy y wCMA c y dy c y dyb CMG S= =} } Siendo( ) c yla longitud de la cuerda segn el eje X situada en y. Si tomamos unos ejes paralelos a stos centrados en cualquier otro punto, las expresiones van a ser las mismas. 0.2. Ala con simple estrechamiento Sitenemosunalasimtrica(lohabitual)consimple estrechamiento,lasexpresionessepuedensimplificar.Si consideramos un sistema de referencia centrado en el borde de ataque de la cuerda en la raz, con el eje X dirigido segn elejedesimetrayelYperpendicularyapuntandoala semiala derecha, las expresiones anteriores sern: -( )202bCMG c y dyb=} -( )2202wbCMA c y dyS=} Adems: - rc :Cuerdadelperfilsituadaenelplanodesimetra(Prolongarelbordedeataqueyelbordedesalida, desde el encastre con el fuselaje hasta el plano de simetra). - tc : Cuerda en la punta (Si el ala cuenta con winglet o termina redondeada, supondremos una cuerda en la punta de referencia basndonos en la vista en planta). - trcc =parmetro de estrechamiento1 ( )0 ( )sin estrechamientotriangular= = -A: Flecha - ( ) 11 122 2 2 2 2 2w tr tr rc c b bS c c b bc + +| |= + = = |\ . Figura 1 8 ( )( )( )( ) ( ) ( )22 2020 0022 22CMGCMG CMGCMGba babs ba bs bbbabs bsbbx x y dybCMG c y dy CMG x y x y dy x xb bx x y dyb = = = = ` = ) }} }} ( )( ) ( )( ) ( )( )( ) ( ) ( ) ( )202 2 20 0 022022 2 22CMACMA CMA CMAbba bawbs bs bs ba bs baw w wCMAwb b bbx x y c y dySCMA c y dy x x y c y dy CMA c y x y x y dy x xS S Sy yc y dyS = = = = = ` = ) }} } }} Podemos expresar tanto la cuerda media geomtrica como la aerodinmica en funcin de la cuerda en la raz y del parmetro de estrechamiento para un ala con simple estrechamiento: - 12 2r trc cCMG c + += =- ( )( )22311rCMA c + ++=Desarrollo que conduce a la expresin( ) ,rCMA CMAc = : ( )( )( )( )( ) ( )( )( )222 223 22222212 0002 2 21124 2 4 211 1 11 1 3 3t rrw rc c b bcrwrbrySry cbc byCMA c y dy CMA c dyS bbcc c y yCMA yb b b = ++=| |= = + |+\ .| | = + ++= = + |+\ .} }

SedemuestraquesiempreCMA CMG > .Paraellonosvalemosdelasiguienteinecuacin: ( )222 10bw bc CMG dyS >} Expresin que siempre se cumple por ser el integrando siempre positivo: ( ) ( )2220222 0221 2 2 22 b b bbCMw wAwc CMG dy c CMG c CMGdy c dyS S S= = + = +} } }_MwC GS= b2CMGb22012220bCMG CMwGCMG cdySCMA CMG CMA CMG== = > >}__ _ Expresionesqueproporcionanlascoordenadasxeydelbordedeataquedelacuerdamediaaerodinmicaen funcin de, by baA : - 1 26 1CMAby+=+ - 1 2tan6 1CMAba babx +A+= 9 El desarrollo de estas expresiones puede partir de la definicin de CMAy , o del mtodo grfico que se desarrolla en la Figura 2: a)( ) ( )2 20 02 2 21 1CMA rwbwby yc y dy yc y dyS S b| |= = |\ . +} }( )22 302 1 2 1 22 3 6 1brCMA CMAwc y y by yS b| |+ = + = |+\.

b)Tringulos semejantes: 22 2CMA CMAr t t ry b yc c c c= + + 1 26 1CMAby+ =+ Sedemuestraqueparaunalaconsimpleestrechamiento,la CMA coincide con la cuerda del ala que tiene el mismo tamao. Para demostrar esto hay que comprobar que ( )CMAbac y CMA =y que( )CMAba CMA bax y y x = = . -( ) ( ) ( )( )( )211 1 212 21 12 1 1 6 3CMAr ba r rbc y c y c y c c CMAb b +| || |= + = + = = = ||+\ .\+ ++.

-( )1 2tan6 1CMAba CMA ba babx y x=+A+=0.3. Ala con doble estrechamiento Enunalaconsimpleestrechamiento,elbordedeataquey salidadelalaseexpresancomolaecuacindeunarecta, mientrasqueenunalaconquiebros,seexpresancomo funciones a trozos (uniones de diferentes rectas). Pretendemoshallarlaexpresindelacuerdamedia aerodinmicaygeomtricaparaunalacondoble estrechamientoenfuncindelascuerdasmedias aerodinmicasygeomtricas(respectivamente)delasdos alasconsimpleestrechamientoenlasquesepuede descomponer. -( ) ( ) ( ) ( )2 1 112 2 22 2 2 2 2222 0 01 2 2b b b b bb b w w wCMA c y dy c y dy c y dy c y dyS S S+| |= = = + | |\ .} } } } ( )( ) ( )111 2 22 2 1212202 2 2222022 2bb b bbww wCMA c y dySCMA c y dy c dS S +== =}} } Figura 2 Figura 3 10 2 2 12 1 1 2122 2w w w ww w wS S S SCMA CMA CMA CMA CMA CMAS S S| | = + = + |\ . -( ) ( ) ( ) ( )2 1 112 2 2 2 2222 0 0 2111 2 2 22 2b b b b bb bb bCMG c y dy c y dy c y dy c y dy CMG CMGb b b b+| || |= = = + = + | | |\ .\ .} } } } 2211b bCMG CMG CMGb b = + 11 1. Proyecto de avin 1.1.Aeronaves -Definicin: Todo artefacto que se mueve por el aire sustentndose en l. -Clasificacin:Aerostatos(msligerasqueelaire)yaerodinos(mspesadasqueelaire).Dentrodelos aerodinos se puede distinguir entre ala giratoria y ala fija. Estos ltimos se clasifican en aviones (si tienen motor), y planeadores (si no lo tienen). -Categoras de aviones: oCiviles (Comercial, general, regional, de negocios,) oMilitares. 1.2.Causas para el inicio de un proyecto de avin -Peticinexpresadeunclientelosuficientementeimportantecomoparacubrirunanecesidadnocubierta por ningn otro producto en el mercado. -Resultadodeunestudiodemercadrealizadoporunaconsultoraoporeldepartamentodeprospectivade mercado de la propia compaa (si esta es grande), en el que se predicen el tipo y nmero de aviones que van a ser demandados en aos subsiguientes. 1.3.Fases -Diseoconceptual:Laoficinadeproyectosdela compaa destina a un grupo reducido para proponer mltiplesconfiguracionesteniendoencuenta factores fundamentales como los requisitos de diseo (alcance,capacidad,actuacionesenpista...),la experienciaprevia(tantodelapropiacompaa comodelmercado),losrequisitosde aeronavegabilidad,ylaideaofilosofadominante (algunacaractersticaparticulardeldiseoque condicionetodolodems).Hayunamodificacin continuadeparmetrosbsicos,generalmente medianteestimacionesrpidas.Finalmentese seleccionan unas pocas configuraciones, las que ms se ajustan a lo que se busca. -Diseopreliminar:Sobrelasconfiguraciones generalesslidasdelafasedediseoconceptual,se llevanacaboestudiosparamtricos,yseoptimizan, perosinmodificarlosdrsticamente.Finalmentese elige la que se considera que mejor se va a adaptar al mercado. Esta configuracin congelada se oferta y se espera respuesta; si encuentra aceptacin, se pasa a la fasedediseodetallado,sino,seabandonasin apenasperjuiciosparalaempresa,porquehastael momento la inversin ha sido mnima. -Diseodetallado:Variosequipos(quesuelen suponermilesdepersonas),trabajansobredistintos aspectosdelaconfiguracincongelada, definindolos claramente y afinndolos con mtodos declculomuchomsprecisos(ycostosos)queen Figura 4 Figura 5 12 las fases anteriores. Cuando esta fase est lo suficientemente avanzada, puede comenzar la fabricacin para efectuarlosprimerosensayos.Estosllevanfinalmentealaobtencindelcertificadodetipo,enelquese demuestra la aeronavegabilidad del modelo. -Vidadelproducto:Unavezobtenidoelcertificadodetipo,elavinpuedeempezaravendersede inmediato,aunquelohabitualesquehayaplazosdeentregaprolongados.Cadaunidaddebeobtenerun certificadodeaeronavegabilidaddeformaindividual.Lacampaademarketinghabrempezadoal congelarselaconfiguracin,yterminarcuandoelavindejedefabricarse.Elserviciopost-venta empezaralentregarselaprimeraunidad,ydeberprolongarsehastaquelaltimaterminesuvida operativa. Figura 6 13 2. Aspectos econmicos 2.1.Factores que influyen en la adquisicin de un avin Econmicos -Precio del avin -Coste directo de operacin Actuaciones del avin -Diagrama PL-R y su flexibilidad -Velocidaddecrucero(repercusineneltiempobloque(calzoacalzo),tantomayorcuantoms largasealaruta(enrutascortas,lasfasesdecruceroydescensoocupangranpartedeltiempo bloque) -Actuaciones en pista -Actuacionescon fallo de motor (En aviones bimotor, el aeropuerto alternativo debe encontrarsea menosdeunahoraencualquieradelasfasesdevuelo.Cualquieravinquequierahacervuelos transatlnticosnecesitalascertificacionesETOPS(Amplaa3horasdevueloconfallodemotor para biturbofanes) Fabricante -Servicio post-venta -Condiciones de financiacin (renting, leasing) -Plazos de entrega -Experienciaprevia(Siyasetienenotrosmodelosdelamismafamilia,secompartirutillaje, piezas, tripulacin) Otros -Atractivo para el pasajero (Buen diseo, cmodo) -Capacidad evolutiva (posibilidad de sacar de un avin otros modelos mediante modificaciones) -Presiones polticas -Ruido/emisiones 2.2.Ingresos y costes asociados a la explotacin comercial de un avin Ingresos -Transporte regular de pasajeros(75%) -Transporte regular de carga(12%) -Servicios no regulares (10%) -Correo(1%) Costes directos:Aquellosquedependendirectamentedeltipodeavinelegido,esdecir,serandistintossi fuera un avin distinto -Tripulacin -Combustible y aceite (ms importante cuanto ms larga sea la ruta) -Mantenimiento -Ayudas a la navegacin (suelen depender del MTOW) -Tasas aeroportuarias (suelen depender del MTOW) -Servicios de pasajeros -Handling (del avin y operativo) -Seguros (dependiente del precio del avin) -Intereses por prstamos (dependiente del precio del avin) -Depreciacin y amortizacin(dependiente del precio del avin) 14 Costedirectodeoperacin(DOC:DirectOperating Cost): Antes de hablar del DOC, es importante hablar de estos dos parmetros: -Tiempobloque:Tiempoquetranscurre entrequesequitanloscalzosenel aeropuerto de origen, hasta que se ponen en el aeropuerto de destino. -Velocidadbloque:Distanciarecorrida dividida por el tiempo bloque ElDOCsonaquellosrelacionadosdeformadirecta conlautilizacindeunavinporpartedeuna compaa area en una ruta determinada y durante un periododetiempodado,normalmenteunao.El DOCdelasdistintasrutassuponeaproximadamente la mitad de los costes operativos de la compaa, y el IOC la otra mitad. Suele distribuirse en distintas reas. Formas de reducir el DOC Disminucin del consumo de combustible ( ) ( )ln 1 1JRKR RK KElDTOWR K TOW LW eLWc OEW PL VTF TOW LW LWe TF e con KC c o| |= = |\ .+= = = = Posibilidades: -Reducir el OEW (mejores materiales, motores ms ligeros) -Reducir el consumo especfico de los motores -Mejorar la eficiencia aerodinmica -Aumentar lavelocidad de vuelo podra ser una alternativa, pero est relacionada con la eficiencia aerodinmica Disminucindelpreciodelavin:Lascontribucionesmsimportantesalpreciodelavinsonlos motores, los equipos y la mano de obra; cada uno de ellos con aproximadamente el 20%, seguidos de los gastos de gestin (15%), materiales (10%), intereses (10%). I+D supone un 5%, y es complicado de regular. Un gasto suficiente en I+D es beneficioso para el coste directo de operacin del avin a costa de aumentar el precio del mismo. Posibilidades: oReducir el nmero de piezas, normalizarlas y asegurar su intercambiabilidad izquierda-derecha oUtilizar tecnologas, plantas propulsoras y materiales conocidos oCuidar los controles de calidad y certificacin oCombinar pruebas de ingeniera Disminucin de los costes de tripulacin (puede reducirse el nmero, o bien el tiempo bloque) Disminucin de los costes de mantenimiento Disminucin de las tasas: Difcil, puesto que dependen del MTOW Figura 7 15 Costes indirectos (IOC: Indirect Operating Cost): Son los costes relacionados con la explotacin de una ruta por parte de una compaa area, pero no atribuibles directamente a la utilizacin de un avin: -Promocin -Comercializacin -Gastos generales y de administracin -Handling de la carga de pago 2.3.Precio del avin Esunodelosfactoresdemayorpesoenelcostedirectodeoperacin,einfluyenotablementeenladecisinde adquirir el avin. Contribuciones:Grupomotopropulsor(20%),equipos(20%),materiales(9%),costesdepersonal(20%), amortizacindeloscostescomunes(investigacin,diseo,prototipos,ensayos,infraestructuradeproduccin) (10%), beneficios (10%), intereses (10%). El flujo de caja de un fabricante sigue el esquema delaFigura 8,elcualmuestraclaramentequela compaafabricantesoportatodoslosgastosde diseo y produccin. El abandono del proyecto en uninstanteavanzadodeldesarrollopuedeser fatalparalacompaayaqueimplicaraunas prdidas inadmisibles. Tambin se puede apreciar queesunainversinalargoplazo,yaquepara conseguirelobjetivodenomsprdidashace falta alrededor de 15 aos. Este proceso se puede acelerarsilamonedaaumentasucotizacin, ademsdeaumentarlosbeneficiosancon menosproduccin,porelcontrario,puedeser catastrfico si sta se devala pudiendo alargar la consecucindedichoobjetivohastamsallde los 20 aos. (VerFigura9)Siduplicamoselporcentajededicadoainvestigacinydesarrollo,pasamosdel5%al 10100 9.5%105=del coste del avin; pero es que el avin, que antes costaba 100 ahora cuesta 105, y en el total del DOC,envezdecostar40,ahoracuesta401.05 42 = .Esdecir,unaumentodel100%enI+Dinfluyeen multiplicar por 1.05 el precio del avin, y por 1.02 el DOC( ) 100%0.050.4 2% = . Sireducimosloscostesdemanodeobraun25%(esdecir, pasandeserel20%al15%),elcostetotaldelavin ser95envezde100:Sehabrreducidoun20%0.25 5% = .EnelDOCenvezde40pasamosatener 9540 38%100 = , (y el DOC ahora ser 98) es decir, hemos reducido un 2%. Figura 8 16 Figura 9 17 3. Configuracingeneraldeunavindetransporte subsnico Figura 10: Esquema de los elementos presentes en el diseo conceptual Seleccin inicial de la forma y caractersticas globales del ala, fuselaje, superficies de cola, planta propulsora y tren deaterrizaje,ascomolaposicinrelativaentreellos.Sebasaenrequisitosdediseoydeaeronavegabilidad,la experiencia previa y la idea o filosofa dominante del diseo. 3.1.Fuselaje Seccinaproximadamenterectangular:Nopermitela presurizacin del fuselaje (aunque si su acondicionamiento), con loqueseempleacasisiempreenaviacingeneral(20-30pax). Barato y fcil de fabricar. Seccincircular,elpticaocombinacindeambas:Necesariasi se pretende presurizar el fuselaje 3.2.Ala Forma en planta -Rectangular: Barata y fcil de fabricar, pero mala desde el punto de vistaaerodinmico(elevadaresistenciainducida)yestructural (momentoflectorelevadoenelencastre)(comolacuerdaenla puntadelalaestangrande,lasustentacinendichazonatambin loser,creandoungranmomentoquepodradoblarelalahacia arriba) -Rectangularconestrechamiento:Algomscomplejadefabricar, peroposeemejorecaractersticasaerodinmicasyestructurales (Disminuyelaresistenciainducidaenun25%,yelmomento flectorenun10%respectoalaFEPrectangular).Necesidadde refuerzo en las costillas del quiebro. -Conflechaydobleestrechamiento:Mscara,peromejorquelas anteriores.Laflechaesnecesariaparavolarenrgimensubsnico alto. Posicin longitudinal -Debeperseguirsiemprealcentrodegravedaddelavincompleto, paraevitarqueelpargeneradoporpesoysustentacinnosea compensable por medio de los estabilizadores. Posicin vertical -Alaalta.Ventajas:Seganaligeramenteenlimpieza aerodinmica,nohayproblemasdeespacioparaalbergarlos Figura 11: Vista frontal de dos aviones en los que se aprecia la seccin del fuselaje. Arriba: seccin rectangular. Abajo: seccin circular Figura 12: Vista en planta de un avin con ala de FEP rectangular (arriba), con FEP rectangular con estrechamiento (centro), y con flecha (abajo) 18 motores,yfacilitaelmovimientodevehculos alrededor del avin. Inconvenientes: La sujecin del ala al fuselaje suele darlugaraunabombamientoenelinteriordela cabina de pasajeros (molesto), y hay problemas para albergar el tren de aterrizaje. El ala alta nos ayuda a disminuir el efecto suelo que pudiera producirse durante el aterrizaje (bueno para aterrizajeyaquenotenemossustentacinaadida, pero malo para despegue ya que no tenemos ayuda). Es la solucin predominante en aviones cargueros. -Ala media-baja. Ventajas: se aprovecha la estructura delalaenelencastrecomosuelodelacabina,y para albergar el tren de aterrizaje sin apenas afectar a la aerodinmica. Inconvenientes: El poco espacio hasta el suelo puede limitar el tamao de los motores. Solucin tpica en aviones de pasajeros. -Ala baja: Si necesitamos la cabina totalmente difana. 3.3.Planta propulsora Tipo -Motoralternativo:Pordebajode300 350 kmh y pequeaspotencias.Porencimade250CV,larelacin potencia-pesocaerpidamenteysesustituyeporel turbohlice. -Turbohlice:HastaM=0.6,tienemejorconsumo especfico que el turbofn. -Turbofan:Rgimensubsnicoalto.Suelenserdealta relacin de derivacin( 5) A >Posicin -Bajoelala.Ventajas:sinserdemasiadoperjudicial aerodinmicamente,permitealigerarelala(alcompensar enparteelmomentoflectordelasustentacin),yel fuselaje (no necesita refuerzos adicionales como cuando se colocan adheridos a l). Inconvenientes:Trendeaterrizajeengeneralmsalto, posibilidad de ingestin de tierra, piedras... -Enlapartetraseradelfuselaje:Solucinempleada frecuentementeenreactorespequeos.Ventajas:reduceelproblemadeingestindeelementos extraos al operar en tierra, reduccin de ruido en cabina (excepto en la parte trasera) y posibilidad deacortareltren.Inconvenientes:Refuerzodelfuselajeparasoportarlascargasconcentradas resultantes,alams pesada, ya que con estaconfiguracin losmotores no ayudan acompensarel momento flector de la sustentacin. Nmero -Elmnimoesdosparacumplirconlasnormasdeaeronavegabilidadparaavionesde 5700 MTOW kg > .Cuantomenorseaelnmerodemotores,menorserelcostede mantenimiento (que depende mucho menos del tamao), pero mayor TOTWnecesitaremos para cumplir los requisitos de 2mincon fallo de motor. Actualmente, gracias a la certificacin ETOPS, Figura 13: Arriba, Vista en alzado de un BAe 146-300, con ala alta. Abajo, vista en alzado de un 737-300, con ala media baja Figura 14: Comparacin del consumo de combustible con el nmero de Mach, para diferentes plantas propulsoras 19 esposibleutilizaravionesbimotorespararutastransocenicas,loquehahechoqueseastala solucindominante.Siseempleantresmotores,eltercerodebeirenelejedesimetra,loque sueleserproblemtico:esunaconfiguracincadavezmenosfrecuente.Finalmente,avionesde gran capacidad, emplean generalmente cuatro. 3.4.Superficies de cola Colabaja[A-1]:Losestabilizadoreshorizontalyverticalseunenestructuralmentedeformaseparadae independiente. Configuracin predominante en aviones de transporte con motores bajo el ala. Cola en T[A-3]: Se utiliza en aviones con motores en el fuselaje para evitar que el chorro incida sobre el estabilizadorhorizontal.Requiereunimportanterefuerzoestructuraldelestabilizadorvertical.(Tambin evitaquelaesteladelalaincidasobreelestabilizadorhorizontal,aumentandolacontrolabilidadabaja velocidad) Cola cruciforme [A-2]: Es una alternativa a la cola en T, que permite un refuerzo menor del estabilizador vertical, y mantiene el estabilizador horizontal fuera del chorro de los motores. Laconfiguracin[B-1]sehaempleadoenalgunoscasosporproblemasdetamao:sisetuvieseque colocarunnicoestabilizadorvertical,steserademasiadogrande.Tambinseempleaenavionesde combate,porsumayormaniobrabilidad,yenavionesdestinadosaoperarenporta-aviones.Las configuraciones [B-2] y [C] prcticamente no se han usado. Figura 15: Esquema con los distintos tipos de configuracin para las superficies de cola 3.5.Tren de aterrizaje Trentriciclo:Tpicodeavionescomerciales.Tieneunapataenelplanodesimetradelavincercadel morro, y luego dos (mnimo) en la zona de las semialas (tren principal) Conruedadecola:Tpicodeavionetas.Lasruedasdeltrenprincipalsonlassituadasenlasalas,yla auxiliar est en la cola. 20 21 4. Arquitectura de aviones 4.1.Introduccin Identificar arquitectura con estructura es incorrecto, pues aquella engloba adems la disposicin de los equipos y el acondicionamiento interno. La arquitectura est relacionada con los aspectos estructurales esenciales. Elementos arquitectnicos principales: fuselaje, ala, superficie de cola, planta propulsora, tren de aterrizaje. 4.2.Arquitectura del fuselaje Propsitodeunavin:transportarunacargadepagocomercial(pasajeros,equipajes,mercancas),ouna carga til militar. Transporte de pasajeros con seguridad y confort: fuselaje calefactado, ventilado y presurizado; vuelo agradable donde se minimicen ruidos y vibraciones, mobiliario suficiente y cmodo Diferencias de concepcin de los fuselajes dependiendo de la misin del avin, sobre todo desde el punto de vistanoestructural.Ademsdelacargadepagoylatripulacin,elfuselajealbergalossistemasde acondicionamientodecabinaybodegas,navegacin,elctricoSedebetenerencuentaelespacioque ocupan y las servidumbres que imponen. Cargas sobre el fuselaje: -Aerodinmicas: Poco importantes comparadas con las del ala. -Presurizacin -Inerciales: Equipos y carga de pago sujetos a su interior. -Concentradas: Reacciones del ala, tren de aterrizaje, superficies de cola, motores Elementos constructivos: -Revestimiento:Absorbelosesfuerzosdecortaduradebidosalatorsinylosesfuerzosdebidosala presurizacin y cargas transversales. -Larguerillos:Elementoslongitudinalesdeseccinreducidaqueevitanelpandeodelrevestimiento. Puedenfabricarsemecanizadasjuntoconelrevestimientoysuespaciadonodependemuchodelavin. En algunos casos, adems de larguerillos, el fuselaje tiene largueros. -Cuadernas:Elementostransversalesquedanformaalfuselaje(cilndrica),evitanelpandeodelos larguerillos y soportan cargas concentradas. Aquellas cuadernas que deben estar especialmente reforzadas (por ejemplo, en el encastre del ala) se denominan marcos. Al igual que en el caso de los larguerillos, el espaciado entre cuadernas depende poco del tamao del fuselaje ( suele estar en torno a 0.5 m). -Mamparos de presin: Separan las zonas presurizadas de las no presurizadas. Si es posible, se construyen conformadecasqueteesfrico(Sifueranplanosnecesitaranrefuerzosadicionales).Haydosmuy habituales:Elanterior(colocadoenelmorro,dondesealojanequiposcomoelradar),yelposterior (situado en el cono de cola, donde se alojan el APU, cambiadores de calor) -Refuerzosadicionales: Por ejemplo, cada vez que esnecesaria unaaberturaenelfuselaje(ventanillas,puertas,registros, hueco para el cajn de torsin). 4.3.Arquitectura del ala Cargas sobre el ala -Sustentacin:Endiseoconceptualseconsidera lim 1.5 L MTOWn ~-Presin del combustible -Cargas debidas a los dispositivos de borde de ataque y salida -Cargas concentradas debidas al tren de aterrizaje, motores Figura 16: Esquema de los elementos estructurales que componen el fuselaje 22 Elementos constructivos -Revestimiento:Recibelascargasaerodinmicasylastransmitealascostillas.Elestradssediseaa compresin (hay que prevenir problemas de pandeo) y el intrads a traccin (el material debe tener buena resistenciaatraccin,buencomportamientoafatigaytenacidaddefracturaelevada).Elrevestimiento supone del 50% al 70% del peso del ala, por lo que hay que elegir el espesor con cuidado -Cajndetorsin:Eselelementoestructuralmsimportante.Enalasdegranalargamientoest constituido por: oLargueros: Soportan el momento flector debido a la sustentacin, y cargas procedentes de elementos ajenos al cajn de torsin (como los dispositivos de borde de ataque y de borde de salida). Lo normal esquehayadoslarguerosrectoslimitandoanterioryposteriormentealcajndetorsinen posicionesdelordendel10%yel60%delacuerdarespectivamente.Avecesseaadeuntercer larguero auxiliar para reforzar la zona de unin con el tren de aterrizaje. oCostillas:Danformaalperfil,soportancargasinerciales(combustible,equipos,motores), transfierenydistribuyenlascargasdecortaduraentreloslargueros,yprevienenelpandeodelos larguerillos y el revestimiento. Lascostillassufrencompresinensupropioplanoy cargasdetensindiagonalenelrevestimiento(estado crtico para determinar el alma del larguero). Enalassinflecha,seposicionandeformaparalelaaleje desimetradelavin.Enalasconflecha,vanvariando progresivamentesuorientacindelencastre(paralelasal plano de simetra) a la punta (perpendiculares a la lnea de torsin). oLarguerillos:Elementoslongitudinalesparalelosalos largueros, cuya misin fundamental es evitar el pandeo del revestimiento. -Tanqueintegraldecombustible:Seaprovechaelinteriordel cajn de torsin para albergar el combustible. Para aprovechar mejorsuefectodealiviosobreelmomentoflectordela sustentacin,lostanquessevacandelencastrealapunta, ubicndose los tanque de reserva en la punta. 4.4.Arquitectura de la cola Esparecidaaladelala.Alnohaberdispositivosdebordede ataque,elcajndetorsinseacercamsalmismo.Porotra parte,lasnicascargasconcentradasimportantessonlas transmitidasporlasarticulacionesdelostimones.Ademshay quetenerencuentaqueenlassuperficiesdecontroles especialmente importante la rigidez (no slo la resistencia), para evitar problemas de flameo. Cuandolacolaesconvencional(colabaja),elestabilizador horizontal se construye generalmente con sus dos mitades unidas entresatravsdelinteriordelfuselaje,conposibilidadde pivotar alrededor de dos puntos unidos a una cuaderna. Cuando se trata de una cola en T, el estabilizador vertical y el amarre del horizontal a aqul, deben construirse con granrigidezparaevitarproblemasdeflameo(1.5vecesmsrigidezenelencastrey40vecesmsenlapunta respecto a una cola baja).Esta rigidezdeber sermayor cuanto ms pesado sea elestabilizador horizontal, por lo que ste tiende a aligerarse. Adems, se le puede dotar de diedro negativo para aumentar la velocidad de flameo. Figura 17: Esquema de los elementos estructurales presentes en el ala Figura 18: Esquema de los elementos estructurales presentes en la cola 23 5. Diseo del fuselaje 5.1.Introduccin Principales misiones del fuselaje oAlbergar y proteger la carga de pago. oAlojar la cabina de la tripulacin. oAlojamiento de equipos y servicios. oEstructura central del avin, a la que se acoplan las dems. Geometra:Parafuselajespresurizados,laseccinessiemprecircular.Encuantoalaesbeltez ( )f f fl a = sueleestarentre8y12,locualobedeceaunasolucindecompromisoentrela minimizacin de la resistencia aerodinmica y la necesidad de volumen interior. ::ffl longitud del fuselajea anchura en su zona ms ancha

8: ( )12 :ffcuerpo demasiado romo resistenciaproblemas deflexin < |> Haydistintasformasdeadimensionalizarlaresistencia aerodinmica:conelreafrontal,conlasuperficiemojada,conel volumen: 2: ( 1 2 )Dfrontal f Dfc D S U c = : el trmino de resistencia ms importanteeseldepresin,predominalasuperficiequese opone al paso del aire. Importante en cuerpos romos. 2: ( 1 2 )Dwet Dwet wetU c D S c = :eltrminoderesistencia msimportanteeseldeviscosidad.Importanteencuerpos aerodinmicos. 2/3 2 2/3 2/3: ( 1 2 )Dvol DvolU c D V c =ParaunmismovalordeD,siloquenosinteresaesmaximizarla superficiemojada,buscaremoscaractersticasgeomtricasque minimicen Dwetc ;sinosinteresamaximizarelvolumeninterior, intentaremos minimizar 2/3Dvolc . En el diseo de fuselajes, se considera un criterio combinado de Dwetcy 2/3Dvolcque proporciona8 12f =5.2.Distintos factores que afectan a la disposicin de la cabina Duracin del vuelo (Ver Figura 20). Diseo y distribucin de los asientos. Impresin esttica: tpico de aviones de negocios. Accesos. Servicios a bordo. Tripulacin auxiliar. Loprimeroquesehadehacerparaconfigurarladisposicinencabina esanalizarelnmerodepasajerosydelacantidaddemercancaporla que voy a dimensionar. Figura 19: Representacin de la resistencia con la esbeltez Figura 20: Sensaciones de los pasajeros con la duracin, modo de transporte y volumen por pasajero 24 5.3.Distribucin general -200 NP< 1 pasillo (narrow body) -200 500 NP < > 2 pasillos (wide body) -500 NP > 2 pisos o configuraciones no convencionales Entrelaparedyunpasillosepuedencolocarunmximodetres asientos,deformaqueenavionesconunnicopasillo,elnmero mximodeasientosporfilaesseis.Entrepasilloypasillo,tambinse pueden colocar seisasientos (tres evacan hacia un lado y tres hacia el otro), por lo que contando los seis asientos de los laterales, el nmero mximo de asientos por fila con dos pasillos es doce. Unavezdeterminadoennmerodeasientosporfila,pasamosa calcular el nmero de filas, que vendr determinado por el paso entre ellas.Lasnormasestablecenunpasomnimode0.76m;apartirde esevalor,yenfuncindeltipoderutaacubrirydeltipodeoferta que se va a realizar, se calcula el paso definitivo entre filas para cada clase que se va a alojar en cabina. La distribucin es seleccionada por el operado a partir de las opciones que le da el fabricante. 5.4.Transporte de la carga La carga se puede llevar de dos formas: -Bodegas: Situada debajo del piso de la cabina de pasajeros en aviones de ala media-baja. -Cabinasendifano:Elvolumendecargasealojaenunnicohueco.Idealparamercancas voluminosas. Estandarizacin del transporte de carga mediante contenedores normalizados (en bodegas) -Rapidez y facilidad en el manejo (minimizacin del tiempo en tierra del avin). -Integridad de las mercancas. -Bajas primas (en cuanto a seguros), lo que permite ofertar un transporte ms barato. -Mejor aprovechamiento del espacio. -Intercambiabilidad en aeropuertos. Mercanca a granel (bulk cargo): mercanca no alojada en contenedores. En el cono de cola. Los contenedores normalizados se clasifican en funcin de su tamao, y todos tienen un rebaje que permite un mejor acoplamiento al fuselaje. 5.5.Accesos y evacuacin. Servicios del avin en tierra Ladistribucindeasientosencabinayelnmerodeaccesoshande permitirefectuarlaevacuacincompletadelaaeronaveenlas condiciones especificadas en norma. Estas condiciones se plasman en la regla de los 90 segundos, que hace referencia al ensayo normalizado de evacuacin:Sehacedenoche,coniluminacindeemergencia,conun 50%delassalidasbloqueadasyobstculosenlospasillos,yseexige paracualquieravindemsde45pasajeros,laevacuacinsehaya completado en 90 segundos. Paraayudaracumplirconlaregladelos90segundos,lasnormas FAR25 y JAR25 dan recomendaciones con filosofas distintas, pero que conducen esencialmente a los mismos resultados: Figura 21: Arriba: Distribucin de asientos por fila en un narrow body. Abajo: Esquema de un par de asientos Figura 22: Clasificacin de puertas de emergencia segn JAR25 25 -LanormaFAR25haceunaclasificacindelassalidasenfuncindesusdimensiones,yadjudicacierto nmeromximodepasajerosacadapardesalidasdecadatipo(seasumequeelavinessimtrico,no obstante, las salidas no tienen por qu estar enfrentadas a ambos lados del fuselaje). -La JAR25 da una tabla con configuraciones de salidas recomendadas para distintos mrgenes de capacidad y despus especifica qu incremento de capacidad proporcionan distintos pares de salidas adicionales. TipoAnchura mnima Altura mnima Radio max. de las esquinas Altura max sobre el piso Altura max. sobre el ala Asientos de pasajeros* A (nivel suelo) 42 in (107cm) 72 in (183cm 7 in (18cm) 0-110 B (nivel suelo) 32 in (81 cm) 72 in (183cm 6 in (15cm) 0-75 C (nivel suelo) 30 in (76cm) 48 in (122cm 10 in (25.4cm) 0-55 I (nivel suelo) 24 in (61cm) 48 in (122cm 8 in (20.3cm) 0-45 II Nivel suelo 20 in (51cm) 44 in (112cm 7 in (18cm) 0-40 Sobre el ala 10 in17 in III - 20 in (51cm) 36 in (91cm) 7 in (18cm) 20 in -35 Sobre el ala 27 in IV (Sobre ala con esc.) 19 in (48 cm) 26 in (66cm) 6.3 (16cm) 29 in36 in9 Ventral(A travs de mampara posterior y parte baja) Igual capacidad de evacuacin que Tipo I Tail cone(A travs de mampara posterior cono de cola) Tabla 1: Clasificacin de las puertas de emergencia segn FAR25 Accesos de pasajeros, mercancas, equipajes y servicios. -Importancia de una buena distribucin de accesos para dar rapidez y seguridad en los servicios en tierra. -Puertas para la carga de la bodega de un tamao suficiente. -Intentar optimizar la distribucin para reducir tiempos en tierra. 5.6.Dimensionado de cabina y fuselaje El dimensionado inicial de anchuras y longitudes de cabina y fuselaje se realizan en base al nmero de pasajeros y a la informacin disponible de aviones semejantes. Anchura de cabina( )ca( )( ) ( )( )( )( ) (10 20 )ca Nasientos porfila anchura asientos Napoyabrazos anchura apoyabrazosN pasillos anchura pasillos cm de margen= + ++ + Hayquetenercuidadoalcontarlosapoyabrazos,puesentredosasientos,elapoyabrazosesnico(2 asientos 3 apoyabrazos). El margen se deja como holgura entre asiento y pared. Dimensionado rpido:( ) ( ) 0.5 0.1 0.2ca nasientos n pasillos m m de margen = + + Anchuradelfuselaje( )fa Setienentresmodelosdeestimacinqueloquehacenesincrementarla anchura de la cabina por la cuaderna, el revestimiento, el aislamiento trmico, los paneles de decoracin (10 50 )(1(0.02 1))f cf cf c caaa a cmaa a incho = + += + += 26 Longitud de cabina de pasajeros c lcNtotalpasajerosl pasofilas kNasientos porfila| |= |\ . 1.1 1.35lck ~ :(huecosparagalleys,aseosseestimaconavionessemejantes)Incrementoun20%-35% segn tipo de avin (20% aviones pequeos y corto alcance y 30%-35% para grandes y largo alcance) Longitud del fuselaje ( ) 4f cf c f lf lffl ll l a k kb+ = = =Incremento un nmero de dimetros de fuselaje(2 4) analizando aviones semejantes Volumen de bodegas 2 B B f fV k l a =- Bkde aviones semejantes -Asemejo el fuselaje (las bodegas) a un cilindro Figura 23 27 6. Polar del avin 6.1.Introduccin Lapolareslafuncinqueligaelcoeficientederesistenciaconelcoeficientedesustentacin,yenlaque,en general intervienen otros parmetros como M, Re o la configuracin. ( ) , , ,D D Lc c c MRe config =6.2.Polar parablica Secompruebaque,enconfiguracindecrucero,yparalosvalorestpicosde Lc endichaconfiguracin(que suelenestarentre0.3y0.6),lapolarpuedeaproximarsemuybienmedianteunafuncinparablicade Lc dela forma: 0220 0 02 2DLD D Di D L DWc coeficiente de resistencia sin sustentacink parmetro de resistencia inducida unitariacc c c c k c cA b S b b CMG Ala Afactor de eficiencia aerodinmicrgamiento alarat = + = + = += = Unapolargenricatienelaforma 2D L Lc a bc cc = + + soloque nosotrostrabajaremosconlasimplificacinexplicadaanteriormente 2( )D Lc a cc = + .El Loptc devueloseobtienetrazandounatangentealacurvapolar desde el origen de coordenadas (Figura 24). El diseo de un avin se hace en torno al punto mnimo de la curva. Considerando vuelo de crucero: 1 200 0202 21 210 021 2 2LoptDLopt DWD D D LW L L L L L D DcLWDcc cSc c c c dAVA AV pdWS W dc c dc c c c cMcSt t t = =| | | | = = + + = ` ||=\ . \ . = = ) La eficiencia mxima es entonces: 012LoptLoptmaxD DccEc cA t = =Sicomparamoselmodelodepolarparablicaquevamosautilizarconlapolarrealdelavin,aprimeravistase observa una discrepancia importante: el Dmincno se alcanza para0Lc =en la polar real. Los diseadores buscarn queesemnimosealcanceparaun Lc prximoaldecrucero.Porlodems,lapolarparablicaesunabuena aproximacinenvuelodecrucero,siemprequenosencontremosen| | 0;1 1.5Lce .Valorestpicosdelos parmetros de la polar pueden ser0.02Dc =y( ) 1 0.04 A t = . 1 2 2 2 2 2a RT Mp V M M = = =Figura 24: Coeficiente de resistencia de un avin en funcin del coeficiente de sustentacin (Polar) 28 Las contribuciones a la resistencia aerodinmica que se han de tener en cuenta son: Resistenciadefriccin:Eslafundamentalcuandonohaydesprendimientodelacapalmite,yesms importante cuando sta es turbulenta que cuando es laminar. En general puede suponer hasta un 50% de la resistencia total en un avin subsnico de transporte. Resistencia de presin: Tiene su origen en el desprendimiento de la capa lmite, lo que provoca que no se cumpla la paradoja de DAlembert (an sin considerar la viscosidad). Es poco importante en comparacin con la de friccin y la inducida. Un caso particular es la resistencia de base, debida al desprendimiento de la corriente en el cono de cola. Resistenciainducida:Inducidaporlasustentacin.Tienedostrminosaunquealgunosautoresslo considera uno de ellos (supone en torno al 35% de la total) oDebido a la disminucin del ngulo inducido como consecuencia de la aparicin de una velocidad inducida hacia abajo por la estela de torbellinos. oAlmodificarseLcambialadistribucindevelocidadesyportantoelcoeficientedefriccindel perfil: Al modificar Lcse modifica Dc . Resistencia parsita: En general, la resistencia parsita depende poco del coeficiente de sustentacin, pero s una cierta medida. Por ejemplo, la variacin en la sustentacin modifica la distribucin de velocidades y conellaelcoeficientedefriccindelperfil.Porotraparte,alaumentaro ,puedecrecerlazonade desprendimiento en el perfil, y por tanto la resistencia de presin. Por esta razn, aunque algunos autores slo consideran como resistencia inducida por la sustentacin a la asociadaalavelocidadinducidaporlaesteladetorbellinos,enrealidadhayunaciertacontribucinde resistencia parsita al coeficiente 2Di Lc c A t = . El resto de la resistencia parsita se denomina resistencia sin sustentacin y constituye 0 Dc . Resistencia de onda: Asociada a la aparicin de zonas supersnicas en los perfiles. En aviones subsnicos bien diseados( )DDM M >c con V paralela a la cuerda) se puede calcular como: 212wet fD S c V =-2 wetS b c = : superficie mojada de la placa, esto es, el rea de la placa en contacto con el aire (extrads e intrads) - fc :Coeficientedefriccinmedio;dependedelos nmerosdeMachydeReynoldsydelcarcterlaminaro turbulentodelacapalmite.Paracalcularlosepuede recurriralaFigura25obienutilizarlassiguientes expresiones(Valorestpicosde fc puedenser0.003 0.004): oRgimen laminar: 1 21.328fc Re=oRgimen turbulento:( ) ( )0.652.5820.455 log 1 0.144fc Re M= +El Re empleado para el clculo de fces el menor entre el de vuelo y el de corte: oReynolds de vuelo:Re cV v =oReynoldsdecorte:tienteencuentalarugosidad:( )1.0649cutoffRe c k = siendo 25 20 m k m = . Elcoeficientedefriccincorrespondientealrgimenlaminaresclaramentemenorqueeldeturbulento. Desgraciadamente, en la mayora de los aviones el rgimen laminar slo se presenta cerca de los bordes de ataque delalaydelassuperficiesdecola,sientolacapalmiteturbulentaenelrestodeestassuperficiesyen prcticamente la totalidad del fuselaje. Cuando en lugar de una placa plana se tiene un cuerpo con volumen, se corrige la expresin anterior multiplicando el fcde la placa plana por un factor de forma que tiene en cuenta: -Geometradelcuerpoysuinfluenciasobreelcampodevelocidades(Lasvelocidadesenextradsson mayores que en la placa plana fuera de la capa lmite) -Desprendimiento de la capa lmite en la zona de salida. - wetSdel perfil por unidad de envergadura es en realidad mayor que 2c. Los valores usuales de FF estn comprendidos entre 1 y 1.35. ( )2 21 122 2wet f fD S c FF bc F V c F V = = Paratenerencuentaelefectodelainteraccindeotroscuerposadyacentes,semultiplicaporunfactorde interferencia (FI), con lo que la resistencia sin sustentacin de un elemento cualquiera ser: 212wet fD S c F V FFI = Dichofactor(FI)puedesermuyprximoalaunidadsiseadoptanprecaucionesespeciales,comocarenar adecuadamentelauninala-fuselaje.Laresistenciasinsustentacindelavincompletoencrucero,yenesas condiciones de Re y M ser: Figura 25: grficas para la determinacin de coeficiente de friccin 30 212i iwet f i iiD S c FF V FI = Para obtener 0 Dcse divide por una superficie de referencia propia del avin, por ejemplo, la superficie alar wS . iiwetD f iwio iSc c FFFIS= Unvalortpicode 0 Dc puedeestarentornoa0.020,ylacontribucinaestevalordelosdiversoselementosse reparte entre un 50% para las alas, un 40% para el fuselaje y las gndolas y el resto (10%) es debido a la cola. A la vista de la enorme contribucin a este trmino del ala, interesar reducir el rea en planta tanto como sea posible, lo que conduce a que la configuracin ptima es la que tiene cara alar mxima. Clculo del trmino de resistencia inducida (Dic ). Cuandolasustentacindelavinnoesnula,apareceunaresistenciaadicional.Dicharesistenciatienedos contribucionesprincipales:unadebidaalavariacindelafriccinsobrelassuperficiescomoconsecuenciadela modificacindelcampodevelocidadesquelageneracindesustentacininduce,yotraprocedentedelos torbellinosdelbordemarginaldelala.Convienetenerencuentaquealgunosautores,alhablarderesistencia inducida por la sustentacin quieren referirse exclusivamente a esta ltima. Una condicin adicional, pequea en la mayoradeloscasos,procededelrepartodelasustentacinentreelalayelestabilizadorhorizontal,reparto obligadoparaconseguirelequilibriodelmomentodecabeceo,porloqueaestacontribucinseledenomina resistencia de equilibrado. Se habla entonces de polar no equilibrada (simplificacin consistente en suponer que la colanosustenta),ydepolarequilibrada(Lacolasustentalonecesarioparavolarenequilibriodemomentosde cabeceo). -Las contribuciones que son achacables a la estela turbillonaria se estiman a partir del valor de Dic para un ala con sustentacin elptica corregido con el parmetro de Oswald: 2LDieccA t=El factor de Oswald suele tener un valor prximo a la unidad.1 e =corresponde a un ala con distribucin de sustentacin elptica, que minimiza la resistencia inducida. -Las que tienen origen en la resistencia de friccin y de presin, pueden calcularse a partir de la polar de los perfiles: 20 d d p lc c k c = + , integrando el sumando 2p lk ca lo largo de la envergadura (el sumando 0 dcya ha sido tenido en cuenta implcitamente en el clculo del 0 Dcdel avin completo): 2/ 2221bl p L pw bkc kc c dyS=} Queda finalmente 2 22 L LDi p Lc ccAkAect t = + =, donde el parmetro de eficiencia agrupa ambos trminos. 6.4.Efectos de compresibilidad ParabajosnmerosdeMach, Dc dependemuypocodeM,perocuandoparaunaciertavelocidaddevuelo (subsnica)sealcanzaM=1enalgnpuntodelextradsdelala, Dc empiezaacrecerrpidamenteconM.Eslo que se denomina divergencia de la resistencia. Dos criterios para determinarla: 31 Que se alcance0.1DcM=cc Que se produzca un0.0020Dc = Arespecto de Dc ( ) 1 M < . (20 unidades de cuenta). ParavolaranmerosdeMachprximosalaunidadsinllegaraalcanzarelMachdedivergenciaserecurreal empleo de perfiles aerodinmicos supercrticos, flecha en el ala y reduccin del espesor relativo de los perfiles. Figura 26: (Izquierda) Variacin del coeficiente de resistencia con el nmero de Mach y del ngulo de ataque. (Derecha) Grfica para la determinacin del Mach de divergencia. 6.5.Reduccin de la resistencia aerodinmica Las dos componentes ms importantes de la resistencia aerodinmica sonladefriccinylainducida,porloqueesmuyimportanteel esfuerzo que se hace para disminuirlas. Reduccindelaresistenciadefriccin:Lacapalmitepasa delaminaraturbulentasielReynoldsbasadoenelespesor de capa lmite sobrepasa un cierto valor, y por perturbaciones tridimensionales.Unacapalmiteturbulentaescapazde retrasarsudesprendimientodebidoaquelaspartculas fluidasquelacomponencuentanconmayorcantidadde movimiento, no obstante, produce ms resistencia de friccin quelacapalmitelaminar,porloqueseunasmtodospara retrasar la transicin tanto como sea posible -Revestimientosconformadentadaqueconducenel flujoenlaparedsegnladireccindelacorriente incidente.Presentaproblemasdecontaminacinde los canales; adems, la direccin del flujo en la unin ala-fuselajedependemuchodelacondicinde vuelo, por lo que no sera viable utilizar este tipo de revestimientos en esta zona. -Diseo de perfiles que minimicen los gradientes de presin adversos que provocan la transicin de la capa lmite Figura 27: Relacin de los tipos de resistencia, y su contribucin a la total 32 -Succindelacapalmiteparaimpedirqueseproduzcalatransicinaturbulentomediantela colocacin de microrranuras que no permitan desarrollar los microtorbellinos que desencadenan el cambio de rgimen. Figura 28: (Izquierda) Esquema del funcionamiento del mtodo de succin de capa lmite. (Derecha) Comparacin de prestaciones de alas en rgimen laminar y turbulento Reduccindelaresistenciainducida:Reducirlaresistenciadefriccinescomplicado,luegoseintenta reducirlaotragrancomponente(inducida)medianteelempleodealetasdebordemarginal.Son dispositivosqueproducenunacomponentedesustentacinquecompensalaresistencia,noobstante, tambinaumentaenmomentoflectorenelala,luegohabrqueconstruirelalamspesadpara contrarrestar este efecto. Es por eso que los winglets slo son beneficiosos para aviones que realicen vuelos de largo alcance. Figura 29: (Izquierda): Esquema con la geometra aproximada de un winglet. (Derecha) aumento del momento flector (abcisas) con el aumento del parmetro de eficiencia aerodinmica (ordenadas) 33 7. Actuaciones en vuelo horizontal 7.1.Introduccin. Naturaleza de los mtodos rpidos Elperfildevuelotpicodeunavindetransporteincluyelasetapasdedespegue,subida,crucero,descensoy aterrizaje, pudiendo ser necesario abortar el aterrizaje y esperar o ir a un aeropuerto alternativo. El conocimiento de lasactuacionesdelavinenlasdistintasetapasnospermitirestablecerdiagramasdecargadepago-radiode accin. Figura 30: Perfil de vuelo con contingencia en la aproximacin que obliga a aterrizar en el aeropuerto alternativo Losmtodosrpidossebasanenmodelossimplificados,optndoseporlasencillezdeaplicacinfrenteala precisindelosclculos.Losmodelosnosuelentenerencuentadetallesdelavinnialgunosfenmenos;todas estas incertidumbres se absorben en factores numricos que se obtienen de aviones semejantes. Fase del diseoPrecisin requeridaTiempo necesarioCosteMtodos ConceptualAproximada 10%InsignificanteInsignificanteManuales y calculadora PreliminarBuena 5%RpidoBajoSemiempricos DetalladoAlta 0.5% - 1%RazonableModeradoAnlisis completo Tabla 3: Mtodos de estimacin segn las fases de diseo 7.2.Condiciones de crucero Ecuacin de Breguet para el alcance, en funcin de parmetros de diseo del avin. fittPJmR V dtdWcgT para turbofandtdWcgP para turbohlicedt- = = - = }donde: :::( 0.8 0.85)JPm pp pc Consumo especfico del turbofnc Consumo especfico del turbohliceT EmpujeP TVRendimiento propulsivoqq q== = 2 Elsiguienteanlisisseefectuarparaunavinturbofan(sepuedehacerundesarrolloanlogoparaunavin turbohlice). 2 Hay que prestar atencin a cmo se define el consumo especfico y, por tanto, en qu unidades va expresado. Tomando las expresionesanterioresysustituyendovaloresexpresadosenelS.I.(pesosenNewtons,empujeenNewtonsypotenciaen Watios), las unidades son| |Jc s m =y ( )2Pc sm (= 34 Hay que tener presente que el nmero de motores no influye en la ecuacin del alcance, en la autonoma, o en el diagrama PL-R, slo influye el empuje (Independientemente que se consiga con 2 o 4 motores). 1 101 1lnf fJi ii if ft WW W Rm dm dW L WcT DT dtT dt gT t W W WVali L LJ J J D JoresmedD fiosW c c dW dW W dW VR ds Vdt V V VcgT cg W T cg c W cg c W== = ==| |= = = = = = = | |\ .} } } } }`_lnifWR KW| |= | |\ . 3 Donde K es el parmetro de alcance de Breguet.( ) ( )JK VL gc D =7.3.Optimizacin de la K de Breguet Paraobtenerlascondicionesdecrucerosevaamaximizarelalcanceutilizandodiferenteshiptesistantoparael comportamiento de la planta propulsora como para la altitud y el Mach de vuelo. 00 00max max lnaa aRTRTifJ JrefraefV M a V M aWR K R KW Mc cMu|u= = = =| |= | | | | \ .= | |\ . 1 0 0refL L LrefJ D Jref D Jref DMa M a c c c VK M Mgc c gc c M gc c|| |u u| | | |= = = ||\ . \ .Paraunaalturadada,cte u = ,conloque 1 LDcK Mc| .Paraoptimizaresteparmetroseutiliza: 1 1maxmax minL DK M MD L| | | | | | ||\ . \ ..La optimizacindeesteparmetroconducea: max13L Loptkc c||+=siendo 0 Lopt Dc c A t = elvalordemxima eficiencia aerodinmica. Desarrollo: 02 2 21; ; 2 21 2 2 2D w w w D L L LLL Lc WS WS WS c c c DcL c c McA V pM M pM M t (= = + = = = = (cc ( )1 1 10D D DM M ML L L M M M| | | c c cc c c| | | |= + = ||\ . \ . - ( ) ( )1 21MM M| || =cc - 0 0 0212 2D D D L L L L LL L L LcM M M A c M Mc c c c c c c DL c c c M M A A t t t | | | | | | | | | || | | | | | = + = + = + ||||||||\ . \ . \ .\ . \c c c c c cc. \ . \ .c c.c c\c 3 Obviamente, en la ecuacin de equilibrio 21 2w LU W Sc = hay 3 parmetros que podemos variar a lo largo del recorrido para cumplirla ( ) , ,LU c . Pero en problemas no nos preocuparemos de eso. Cogemos la K de Breguet sin preocuparnos de cmo se ha obtenido (O como mucho, usaremos un valor medio de ( ) ( )JUL gcD) y punto. Obviamente es cierto que en la realidad podemos considerar infinitas leyes de pilotaje, en las que podemos cambiar 2 parmetros, y el 3 vendr dado por la ecuacin de equilibrio. Para mantener Lcy 2U constantes, como W va disminuyendo,tambin debe disminuir (aumentar la altura) 35 ( ) ( ) ( )2 1 2 0 0 0210 2 1 1 2 1 2D D D L L LL L Lc c c c c cM M Mc A A A c M c| | || | |t t t | | | | | |= + + + = + ` || |+ \ .\ . \ . ) ( ) ( )max0011103 33D LL D LoptKLc cc c c AA c| || | t t | |+++= = = +DelaexpresinL W = seobtiene x4ma31Loptk cM M||=+siendo 02 1LoptwcLoptWpSMc o= elMachdevuelo correspondiente al vuelo con Loptc : 121 114 211 10max max011 14ax4m31 3 3 3 31 2 1 1 2 133 32 1Lopt LoptLoptLoptL Lc cD D DkLoptDLDkccc cM M M Mc c cccAcM Mc|||| ||||| | | | || | | ||t | || | | | ( | | | | + | | | | \ .= = = (||||+ + + | | +\ . \ . \ . \ . |\ .+| | | | = ||+\ . \ .LoptLDccc| | | |\ . -En la mecnica del vuelo clsica, se considera0 |= : 1 1m4ax max0 0max011.1398 ; ; 3 1.3163Lopt LoptLoptL LK KL Lopt c cKDcDc cM M c c M M Mc c| || || = ==| | | |= = = = ||\ . \ . -La aproximacin ms realista para un turbofan, corresponde a0.5 |= : 1 1max max0.5 0.5max0 54.3 51.0321 ; ; 1.1365 3Lopt LoptLoptL LK KL Loptcc cKD Dc cM M c c M M Mc c| || || = ==| | | |= = = = ||\ . \ . -Para un turborreactor, tomaremos1 |=Portanto,sicalculamos maxK conelcriteriodelamecnicadelvuelotradicional,estamosobteniendounvalor demasiadooptimista,queademsseconsiguevolandoaunMmayorqueelquelogra maxK para0.5 |= .Y obviamente, si encima de que max max0.5 0K K| | = =< , volamos a max max0.5 0M M| | = =< , ni siquiera estaremos logrando max0.5K| =, sinoque: max1 0.50 1max0max max0.5 0KLLDKK KDccM Mc c| ||| |= == =| |< |\ .Porotraparte 1140max0 02 3 3 12 1 2ref LoptwJref Lopt Da M cWSKc g p c c|||| |u| o | || | =| | |+\ .\ . Es decir, una vez fijados Lcy M ptimos para cada altura: ( )( )120.51 21 2 1 2 1max max max 0.813112 2 1;ggR g R g ggRK h K Ko o |o| |o u o uu o uo u uu| | | |=\ .| | | |\ .+ += = = = = +| |

36 Es decir, que la maxKde las mximas se da para la mxima altura (hasta llegar a la tropopausa) Porejemplo,consideremoselcasodeunavinquedebetransportarunadeterminadacargadepagoauna determinadadistancia.Sitratamosdeconseguir maxE ,segnlateoraclsica( ) 0 | = volaramosa1.316optM , que dara una mejora del 13% en el parmetro 1L Dopt L Doptc c MM c c| | | | |\ . (respecto a la curva real( ) 0.5 | = ).SustituyendoenlasfrmulasdeBreguetlosvaloresnecesariosparaestascondiciones,obtendramosque necesitamos menos combustible del que en realidad hara falta, ya que estamos volando con0.5 |=y la mejora del parmetro es del 3% solo. Sobre la grfica, estaramos sobre el punto B, cuando hemos hecho los clculos pensando que nos encontrbamos en el punto A. Al dar el M correspondiente a0 |= , estamos dando una eficiencia menor que la que es mxima en la curva0.5 |= . Figura 31: Parmetro de alcance adimensional, frente a el nmero de Mach, para tres valores de |. Paraelcasodeunavinturbohlice,losrazonamientoshechosparalavelocidadnosonciertos,ysilosquenos apunta la teora clsica, pues el nico efecto es el de la resistencia aerodinmica lnf f fpP m P i i ipi Lt W WdW dWdtc gP c gTV t W WKp pP P P D fW c dW L dWR Vdt R RcgT cgD L gc c Wqqq q= == = = =} } }_ maxKse obtiene para Loptcy LoptcMCurvas de nivel Las curvas 1 LDcM ctec| =se denominan curvas de nivel, para representarlas, despejamos el Mach: 1 11 10 D D LL Lc c cM cte cteA c c| |t | | | |= = + ||\ . \ .para200.5D LLc cM ctec A|t | |= = + |\ . 37 Estas curvas alcanzan su mnimo para D Lc cmnimo, o sea, en Loptc .Lospuntosdelasmismasquerepresentansituacionesde vuelo posibles (para la h y el peso medio W considerados) sern los de corte con la ligadura( ) ( )1 22w L LM W c pS c = . La curva de nivel correspondiente a 1 1maxL LD Dc cM Mc c| | | |=|\ .ser cortadapor( ) ( ) 2w Lp M c S W = enunnicopunto correspondientea 13Loptc||+segnloobtenidoenla optimizacinanterior.Enrealidad,debidoalosefectosde compresibilidad, las curvas de nivel se cierran. En el caso de no considerar efectos de compresibilidad, no existen lmites para el valor de LDccq , y se podra obtener cualquier alcance deseado aumentando M. Figura 33: (Izquierda) Curvas de nivel considerando efectos de compresibilidad en la resistencia (Derecha) Sin efectos de compresibilidad4 Las curvas de nivel son nicas para cada avin. Vamos a explicar las curvas que aparecen en la Figura 34: -(I) Lugar geomtrico de los puntos de tangente vertical a una curva de nivel. Si volsemos a M=cte, el cL al que se debera volar para obtener el mximo alcance nos lo proporciona el punto de tangente vertical a la curva de nivel para ese valor de M. Fijada la curva de nivel, nos indica dnde tenemos que volar: 2 2( )2 2w wLLWS WSc p p hpM c M = = = 4NtesequelosejescL-MsepuedensustituirporunosM-h,puesfijadosMycL,sepuededeterminarhcon ( ) ( )02w LM WS p h c o o =Figura 32: Esquema de las curvas de nivel. Se aprecia que todas ellas alcanzan el mnimo para clopt 38 Enuninstantedeterminado, wWS cte = , luegolascurvasdep cte = sonlasde 2Lc M cte = .Enelpuntoenqueestas curvas sean tangentes a las curvas de nivel, tenemos la mayor aproximacin al ptimo. -(II)Lugargeomtricodelospuntosde tangentehorizontalalascurvasdenivel. ProporcionaelMachalquehayquevolar parauncLdadodeformaquenos encontremoslomsprximoposibleal alcance ptimo. -(III)Lugargeomtricodelospuntosque dan el alcance ptimo con h=cte. -(IV)Lugargeomtricodelastangentesa lascurvasdenivelparalasque 2Lc M cte = . Vuelodecrucero: 2 21 2 2Dw wT TT D cS pMS V = = = Si 20LT TcM cte cte ctep p p= = =lo que corresponde a una situacin de palanca de gases en posicin fija. 7.4.Empuje necesario para el crucero La ley del equilibrio de fuerzas en sentido horizontal en crucero se va a expresar en funcin de los parmetros de diseo del avin, especificaciones iniciales y datos de aviones semejantes. Se representar la anterior condicin en el diagrama empuje-peso al despegue frente a carga alar en despegue, obteniendo la zona de diseo posible. Para el vuelo de crucero: 22 2 20 0 02 222 2;2LwD D TO TO TO D L TO D LL LWcSw w TO TO TO w wVV VA A VL Wc c T W W c cW W c c T D W T TT D W L c c WS S W T W W W S S A V W t t t == | | = = = + = + = = +`|=) \ . 22022TO D L TO wTO TO w TOT c cW S T WW T SVA V W Wt | || | | = + | |\ .\ . - TOT T seobtienedeavionessemejantes,ylonormalesque sea del orden de 4 5 - TOWWhabr que tomar el valor ms desfavorable, es decir, enelcruceroinmediatamenteposteriordeldespegue,donde 0.95TOWW =-V y : especificaciones iniciales -A: de aviones semejantes - wS : Aproximaciones Figura 34 Figura 35 39 8. Actuaciones en pista y en subida 8.1.Despegue Figura 36: Distancias de despegue segn FAR-25 En un despegue normal, se definen las siguientes velocidades: -V1 (Velocidad de decisin): Aquella por encima de la cual, el despegue debe continuar en caso de fallo de motor -VR (Velocidad de rotacin): Aquella en la que el avin levanta el morro y contina la carrera de despegue rodando slo sobre el tren principal -VLOF: Velocidad en que el avin deja de estar en contacto con el suelo. Debe ser1.15LOF STOV V >-V2: Velocidad con que el avin supera los 35 ft y se da por terminada la maniobra de despegue. Debe ser 21.2STOV V >-VSTO: Velocidad de entrada en prdida con configuracin de despegue. Figura 37: Distancias de despegue con fallo de motor y de aceleracin-parada 40 Estimacin de la distancia de despegue (Mtodo rpido) 22 212TOTO TOW WS V ghgTgq = + = = > > Ahora bien, la longitud de campo de despegue establecida en lasnormases{ } max 1.15 , ,TOFL TO TOEF ASS S S S = , TOEFS es ladistanciadedespegueconfallodemotor,y ASS la distanciadeaceleracin-parada.Encasodefallodemotor. TOEFS sermayorcuantomenorsea 1V ,y ASS sermayor cuantomayorsea 1V .Puestoque TOFLS vaaestar determinada (en general) por el mximo de las dos, 1Vse fija demodoque TOEF ASS S = .Asseobtieneladenominada longitud de campo compensada. Si, en el desarrollo anterior, queremos trabajar con TOFLS(en vez de con TOS ), lo que se hace es modificar la TOKnominal para tener en cuenta tanto el factor 1.15 como un posible fallo de motor( ) ;TOEF ASS S . Esta correccin implica que TOKva a ser slo compartida por aviones semejantes, puesto que por ejemplo, para un bimotor un fallo de motor es mucho msgravequeparauntetramotor,demodoquetendruna TOK mayoraigualdaddelrestodeparmetrosdela ecuacin. Quedar finalmente: maxTO TO wTOTO TOFL L TOcT W SKW S o> NenginesKTO 20.26030.24740.227Figura 39: (Izquierda) Para realizar un despegue seguro, el diseo ha de ser tal que para mi carga alar, T/W sea suficiente, esto es, est por encima de la lnea representada. (Derecha) Representacin de la distancia de despegue frente a la carga alar para distintos aviones Figura 38: Concepto de la longitud de campo compensado 41 8.2.Subida en segundo segmento con fallo de motor Seconsideraqueelavincontinaenconfiguracindedespegue(flaps),peroconeltrenrecogido.Sehade ascender manteniendo una velocidad V2, con un ngulo superior a uno mnimo indicado por la norma, en el caso de que uno de los motores est parado. ( )112 21cossin1TO e TOeDe e LTT D Wc TLN TT D WT W L N T W W c == += + = = +` ` `= ) ) ) + | |\ . Esta condicin supone un lmite inferior al empuje peso, independiente de la carga alar (Figura 40). 1 21 TOe eT Tlo dar el fabricante( ) 1 0.85 = ; 20.95 1TOW W = ,2L Dc ces incgnita de diseo, y 2viene especificado en normas (Figura 40). Hemos estudiado la subida a velocidad constante. Lo haremos ahora con aceleracin: 1 1sinsinWdVdh Wdh T D dV dhT Dg dhdt Vdt W W g dt VdtdhVdWdVtT D Wg dt = > + +`== ) Turbohlice ( )22 12 2 2 2 2 22 2 2 22 2 2 2 2 21 22 222 21 1*222 1121 ; ; ;utilp eje ejeTO ejeTOee TO D DL e eje e TO w L TO L peeje e eje ejeTO e ejeTOe TOTO wTOLPP P PN W T D T V D V c W W cV VW L W L W c W N P W c W cW WP N P P N P W W VW cSSq q| | | |= + = + = + = + || ||\ . \ .

- = = = =( (1.5122min21 221 21ejeTO ejeTOee DTO p e eje e TTOOL w LP PN W W cW N P W c S cq | || | | |> + | || |\ . \ .\ . Figura 40: (Izquierda) Valores del ngulo de ascenso en segundo segmento con el nmero de motores. (Derecha) Representacin en un diagrama empuje-peso/carga alar de la condicin de ascenso en segundo segmento 42 8.3.Aterrizaje Elaterrizajecomienzaaunaalturade50ft,alaquedebellegarsecon 31.3SLV V > (Velocidaddeentradaen prdida en configuracin de aterrizaje). Estimacin de la distancia de aterrizaje: 2312L LW WV ghg g+= > s s 0max max1.69LTO TO TL L L L L L Lw L LOwTKOW W W Wc K cS W SSWgS qo o s sSe define la distancia de aterrizaje1.67LFL LS S = , Esto se incluye en LK (anlogamentealoquesehacaendespegue).Sedejamucho margen de seguridad porque los ensayos se hacen en pista seca, lisa y dura; si est mojada se tarda ms en frenar.maxTO TOL LFL L Lw LW WK cS WS o s- TO LW W : De aviones semejantes -o : especificaciones iniciales 1 o =- max L Lc : incgnita - LFLS :Especificacindirecta(loimpongo),o indirecta (aviones semejantes) - LK :Avionessemejantes(eselparmetrode ajuste del modelo) Noinfluyelaplantapropulsora(Figura42),puesenel aterrizaje, los motores estn en ralent. Figura 43: Representacin de la distancia de aterrizaje frente a la velocidad de aproximacin para distintos aviones Figura 42: Representacin en un diagrama empuje-peso/carga alar de la condicin de aterrizaje Figura 41 43 9. Pesos del avin 9.1.Introduccin La minimizacin del peso de un avin es un tema de gran importancia por su impacto en el DOC, an a pesar de incrementar el coste del proyecto Imposicindelimitacionesalospesoscaractersticosporrequisitosdeaeronavegabilidad(actuaciones, controlabilidad, estabilidad, resistencia estructural, etc), especificaciones y condiciones de vuelo. De cara a las posible limitaciones, los pesos ms importantes son:5 -MTOW(Pesomximoaldespegue)Lalimitacinpuedetenerorigenenlascaractersticasdel aeropuerto(longituddepistadisponible,resistenciadelpavimento,)enlasexigenciasde aeronavegabilidad(gradientedesubidaensegundosegmentoconmotorinoperativo,),oenla resistenciaestructuraldelavin(amayorpeso,mayorsustentacinyportantomscargasobrelas alas) -OEW (Peso vaco operativo): En un avin de transportecomercialincluyetodolo necesarioparalaoperacin(cualquier elementosalvoelcombustibleylacargade pago). -MPL(Mximacargadepago):Esta limitacinsuelesercuestindeespacio,no de tipo estructural -MZFW(Mximopesosincombustible):La razndeestelmiteesqueenausenciade combustible,desapareceelalivioqueste ejerce en el momento flector originado en las alas debido a la sustentacin, y sta debe por tanto moderarse. -MFW(mximopesodecombustible):Est determinado por la capacidad de los tanques. 9.2.Estimacin inicial de pesos El peso del avin se divide en distintos bloques para un estudio ms sencillo. Los bloques principales son: -Combustible (Pre-despegue, despegue, subida, crucero, aproximacin, adicional, de reserva,) -Carga de pago (pasajeros, mercancas,) -Avin (Operacionales, fijos, variables, motores, estructura,) Carga de pago: Una estimacin de la carga de pago puede hacerse de la siguiente forma: 16 77 0.85 18paxtotalequipajeequfactor deW N pipajemercancas BodegaequipajaxllenadoW N peaxW kg paxMPL N pax kg pax Volkg pax ( ( ( ( (= + + ` ( ( ) ( ( __Dnde 5 El peso mximo en rampa es ligeramente superior al MTOW, pero no ser un peso considerado en el diseo Figura 44: Clasificacin de pesos segn Torenbeek 44 -16kg pax Vuelos de corto/medio alcance -18kg pax Vuelos de medio/largo alcance -Factor de llenado: Da una idea de la fraccin de volumen de bodega ocupada por carga de pago - 3 3160 200equipajeskgm kgm s sEn vuelos de largo alcance. - 3 3120 160equipajeskgm kgm s sEn vuelos de medio/corto alcance. Peso en vaco operativo: (OEW=TOW-PL-FW).-Existen expresiones para predecir el OEW a partir de ciertos datos. Por ejemplo: 0.2 500mot EOEW M W TOW W kg = + + + A dnde( ), ,E f f ff l a h W= AElvalorde EW A seextraedelagrficadelaFigura45. Noobstante,novamosautilizarestamismaecuacin,ya queeselresultadodeobservaravionesqueyason antiguos,yque,aunquebastanteprecisaensutiempo, ahora habra que retocar (modificar la constante, o rehacer la grfica de EW A ). -Roskampropone una funcin logartmica con el MTOW: log log OEW A B MTOW = +-Segnlaprecisinquesequieraobtener,pueden emplearsediversasexpresiones.Lamssencillaes emplear: OW OW E MT o =Yestimaro deavionessemejantes:calculoparacada uno de ellos iiiOEWMTOWo=y obtengo la mediaoPeso de combustible Figura 46: Perfil de vuelo tpico de aviones comerciales Elpesodecombustiblesedivideendospartes,elpesodelcombustibleparaelviaje(TF)yelpesodel combustible de reserva (RF) FW TF RF = +Utilizaremoselmtododelperfildevueloparaestimarelpesototaldecombustiblenecesario,paraello dividiremos el combustible en partes, cada una de ellas corresponder a un tramo del perfil de vuelo. Cada una de las fracciones la estimaremos de una forma: 9 8 7 6 5 3 4 29 8 7 6 5 4 3 2* * * * * *10 11 111 111 1 10*11 1W WWWWW W W W W W FWFW W WW W W WWWWWWWWW= = = Figura 45 45 -El peso en el punto 1 (peso en rampa) es el peso del avin antes de arrancar motores. Es algo mayor que el TOW, aunque en ocasiones se desprecia esta diferencia. -Paraestimarelpesodecombustibleenetapasmuycortascomparadasconladuracindelvuelo(enla ecuacinanterior,lasmarcadascon*rodadura,despegue,ascenso)seempleantablasestadsticas obtenidas de aviones semejantes. Figura 47 -Paralostramosdecrucero,seempleanlasecuacionesdeBreguet,pueselconsumodecombustiblees funcin del alcance. No se considera el alcance total del vuelo, se le descuenta una cierta cantidad, que es lo recorrido durante ascenso y descenso: 34ln, ; ,LJ D cruise descuentoJ L Dc VKWc c R R R KWVc datos c c aviones semejantes== = Figura 48 46 -El peso del combustible de reserva RF se da como una fraccin del peso de aterrizaje LW: ( ) ( )1LW OEW PL RF RF OEW R PL Foo oo= + + = +=o bien1LW TFMTOW MTOWMTOW MTRFOWo o =| |= |\ . Tambinsepuedecalcularsisuponemoselaeropuerto alternativoaunadeterminadadistancia(p.ej200nm),osi consideramosqueelcombustibledereservaesaquelque permiteprolongarelcrucerodurante45minutosms.Sea comosea,alfinalobtendremoselFWcomounafuncindel tipo: ( )6 6 61 1 1' ' '1 1 1W W W FW TF RFMTOW MTOW W W Wo o| | += = + = |\ . Para estimar MFW, podemos tomar una cierta fraccin del volumen del ala3 2ala wV S MFW | | = = 'wS MFW CMA | = Una vez estimados PL, OEW y FW, podemos pasar a calcular MTOW. El peso mximo al despegue viene dado por la expresin: 1PLMTOW OEW PL FW MTOWFW OEWMTOW MTOW> + + > -Estimacin de carga de pago -( ) OEW f MTOW =- FWFW MTOWMTOW| |= |\ . ( )FWMTOW f MTOW PL MTOWMTOW| |> + + |\ .Tenemos una ecuacin que ser ms o menos difcil de resolver, pero que su nica incgnita es MTOW. Figura 49: Estimacin de la fraccin de peso de combustible para turbohlices 47 10.Dimensionado inicial 10.1.Seleccin del punto de diseo Representacin en el diagrama empuje-peso al despegue (o potencia-peso en el caso de turbohlices) frente a carga alar al despegue, de las actuaciones ya vistas (crucero, despegue, aterrizaje y subida en segundo segmento) -Objetivos de diseo0 max max max, , , , , , , ,TO TOD e L TOaviones decombL L LTOateW TAC N c c cS W-Especificaciones iniciales 0.80.95, , , , , , ,largo alcancecortocr LTO eTO TOalcanceTOW W Wq S S nW W Wo -Factores adicionales 21.15 4 6, , , ,TO TOTcrang ascenso rend heliceT TcT T q ~ Despegue:Sonrectasquepasanporelorigen,cuyapendientedependede max L TOc (Cuantoms max L TOcmenos pendiente), el resto, o son especificaciones iniciales o variables de diseo: ( )max1.7 2.2L TOc =maxTO TOTOTO L TO TOFLT W ScKW S o>Segundo segmento: Son rectas horizontales, cuya ordenada depende del valor de 2L Dc c . Cuanto mayor sea estevalor,menorvalorde TO TOT W . 2L Dc c hadesercoherenteconeldedespegue,puesrespectoaste slo cambia el haber recogido el tren.( )28 11L Dc c =1 22min2121TO e TOe DTO e e TO LT N T W cW N T W c| |> + | |\ . Crucero:Serepresentacomounacurvatipoparablica.Aumentarelvalorde 0 Dc desplazalacurvahacia arriba,yaumentarA hacequelacurvasetiendamenosrespectoalejehorizontal ( ) ( ) ( )10 ; 12 A TF A TH = =2 220 021 2 2;TO TO D cr TO TO TO D cr TO wTO cr TO w TO w TO cr TO w TOT T V W W P P c W W S V VqW T WcA S W S W T W S W q V At q q t | | | || | | | || > + > + || ||\ . \ .\ . \ . Aterrizaje:Setratadeunarectavertical,cuyaabscisadependede max L Lc ;amayorvalordeesteparmetro, msalejadadelorigenestar(Amayor max L Lc sustentomejor,luegopuedoiracargasalaresmayores)max2.5 3L Lc =maxTO TOL LFL L LTO LT WcW WK S o >En aviones militares, existen ms condicionantes, como por ejemplo el viraje sostenido con factor de carga n 2 0 TO TO cr D TO TO crTO cr TO TO cr TOT T W c W W S Wq nW T W W S W W A qt | |> + |\ . Las lneas que delimitan las condiciones de despegue y subida en 2 segmento, han de ser coherentes como hemos visto. Por ello, en la representacin, se relaciona 2L Dc ccon max L TOc . 48 A continuacin, se representarn en el mismo diagrama, las lneas TO TOT W cte =(horizontales) para cada planta propulsora disponible (esto ya es posible porque se dispone de una estimacin de TOW ) -Un grupo motor que (en el diagrama de la Figura 50) se site por debajo del corte entre la curva de crucero y la de aterrizaje, quedar descartado, ya que no ser capazdellevaracabo(almenos)lasactuaciones impuestas para crucero. -Ungrupomotorsituadoexcesivamenteporencima deestecorte,tampocoservlido,yaque proporcionaunascaractersticasmuyporencimade las requeridas, lo que implicar mayores consumos, y motor ms pesado innecesariamente. -TambinsepodranrepresentarlneasdeDOC constante. -Elegiremosunaconfiguracinquenospermitasituar elpuntodediseoenlazonainferiorderecha(dentrodelazonadevalidezobviamente),yaqueahse sitan los puntos demenor MTOW y menor DOC; adems, eso puntos tienen lasmayores cargasalares, que presentan un buen comportamiento del avin ante rfagas (vuelo ms cmodo para el pasajero). 10.2.Dimensionado inicial del ala Una vez seleccionado el punto de diseo, tengo los valores de TO TOT Wy TO wW S ; por tanto, y como ya habamos obtenido una estimacin de TOW , tengo el grupo motor necesario TOT , la carga alar wS , y adems max L TOcy max L Lcsi estos fueran limitantes. Si la limitacin en vuelo de crucero es muy significativa, obtengo del grfico el valor del alargamientonecesario;sino,setomardeavionessemejantes.Valorescomolaflecha,elparmetrode estrechamiento y la posicin relativa del ala ( )CMA fl l6, se obtendr de aviones semejantes. 10.3.Dimensionado inicial de las superficies de cola Anlogamente a cmo se hace en el ala, se toman los parmetros necesarios de aviones semejantes: -Coeficiente de volumen de la cola horizontal: 221 21 2hh hhVHorizw wS l S lcSCVV MA SCMA= =-Coeficiente de volumen de la cola vertical: 221 21 2 10hh hh VHorizVVew wrtS l S l ccSVV b Sb= = =10.4.Dimensionado inicial del tren de aterrizaje Posicin: el tren principal se colocar un poco retrasado frente al c.d.g. Respecto a las dimensiones del tren, se tendr en cuenta que fTb B l =Siendo T la va (Distancia entre patas del tren principal) y B la batalla SiMTOW>200Tm,rerequierenmsdedospatasprincipales,ysiMTOW>130Tm,cadapatadeltren principal constar de cuatro ruedas (Generalmente se colocan 2).La configuracin (Triciclo, rueda de cola,) depender del tipo de avin y sus caractersticas 6 CMAlrepresenta la distancia desde el morro hasta de la CMA. hles la distancia entre el centro aerodinmico de ala y el de la cola horizontal. vles la distancia horizontal entre el centro aerodinmico del ala y el de la cola vertical. Estos tres valores (adimensionalizados con la longitud del fuselaje fl , se toman de aviones semejantes) Figura 50: Representacin de las misiones requeridas para un avin de transporte comercial en un diagrama empuje-peso/carga alar 49 11.Diagrama de pesos-alcances 11.1.Diagrama TOW-R Elgrficovienelimitadopordoslneas:La lneainferiorhorizontalcorrespondealpeso vacooperativoque,obviamentecorrespondea unvalorconstanteeindependientedelalcance. Lalneasuperior(tambinhorizontal) correspondealvalordeMTOW;estaltima, apareceenciertostramoscomounalnea discontinua, esos tramos corresponden a valores delalcancealosquenosepuedellegarcon MTOW,bienporlimitacionesdelpesode aterrizaje,bienporlimitacindevolumenen los tanques. Elreagriscomprendidaentrelarectadel OEWylaquebradadelpesosincombustible (ZFW) corresponde a la carga de pago (PL). El valormximodelacargadepagoMPL correspondealtramohorizontalinicial(Entre lospuntosAyB).Lalnearectainicialquelo delimitacorrespondealmximopesosin combustible MZFW=OEW+MPL) Ladistanciacomprendidaentrelaquebrada correspondientealMZFW,ysuparalela inmediatamentesuperior,correspondeal combustibledereserva.Ambaslneasson paralelasporque,enprimeraaproximacin, tomaremos la cantidad de combustible de reserva como independiente de la distancia que vaya a recorrer el avin. Encima de la recta que limita RF se encuentra otra recta horizontal. sta corresponde al peso mximo de aterrizaje. Obviamente, se debe encontrar por encima de la que delimita el combustible de reserva; de encontrarse por debajo, significara que, para esas determinadas condiciones de carga de pago y alcance, sera necesario consumir parte del combustible de reserva para poder aterrizar. LaquebradaquenacedelcortedeRFconelejeverticalcorrespondealpesodedespegue.EltramoA-Bes puramente una representacin de la ecuacin de Breguet para el alcance, sin ser simplemente una limitacin al peso de despegue de la aeronave (es decir, el avin podra cargar mas combustible y despegar con un TOW mayor, pero para llegar al alcance especificado en las abscisas no sera necesario). El resto de tramos ya son limitaciones: Entre B-C esta limitacin es el propio MTOW, y entre C-D, el volumen mximo de los tanques. El peso de combustible del vuelo (TF) es el delimitado por la quebrada del TOW y la del RF, por lo tanto, el peso totaldecombustible(FW),serelcomprendidoporlalneadelTOWyladelZFW.Comosepuedeapreciar,a partir del punto C, los tanques van al mximo de su capacidad; lo que se hace para aumentar el alcance entonces es reducir la PL ElalcanceenC(RC),correspondealmximoalcanceconMTOW.ElalcanceenB(RB)correspondealmximo alcanceconMPL.Podramosrepresentarotropunto(E)(ficticio),resultadodelcortedelalneadecombustible reserva con el eje horizontal. RE representara el mximo alcance de la aeronave consumiendo las reservas. Por ltimo, existe una lnea por encima de la de TOW en el primer tramo. Representa el mximo peso de despegue de la aeronave si pretende llegar a un alcance R. Por encima de ese peso, y llegando slo a ese alcance, superara MLW, por lo que no podra aterrizar. Figura 51: Grfico TOW-R. En gris se representa la carga de pago PL de la aeronave en funcin del alcance de la misma (diagrama PL-R) 50 ( )0.05 0.061 11ln ln lnB BB B BBLW BOEW PL ZFW B BLW LWRFLW OEWB B BZFW OEW MPLMPL MZFPLWMTOW TOW MTOWR K K R KL MZFW W OEW PL RFo ooo oo+ = === + +== + == = =+ +~ Otro desarrollo:1ln ln ln 1B B BB BBTFMTOWBTOW TF TF MTOWR K K K R KLW MTOW TF MTOW MTOW| |= = = |\ .(Mach para el que una pequea regin del flujo alcanza M=1), aparecen en el extrads ondas de choque intensas que engrosan la capa lmite y hacen crecer la resistencia. A partir de aqu, si aumentamos el Mach, eventualmente llegaremos a la aparicin del Machdedivergenciadelaresistencia( )DDM ,puntoapartirdelcual,laresistenciacrecerpidamente. Aumentar el Mach a partir de este punto llevara a la aparicin de inestabilidades longitudinales y ondas de choqueenelintradsquedanlugaralaaparicindelMachdedivergenciadelasustentacin ( ) 0DL LM M M c c c < > . c)Entrada en prdida: Es imprescindible que el avin tenga tendencia a picar( ) 0mac < , por lo que el diseo delacolahorizontaliracordeconesterequerimiento;estohadeserdemostrablemedianteensayosen vuelo.Lavelocidadde