PROYECTO DE GRADO

DISEÑO CONCEPTUAL DEL SISTEMA AERODINAMICO DE UNA AERONAVE

STOL PARA TRANSPORTAR PERSONAL Y EQUIPO DE DESMINADO EN

COLOMBIA

UNIVERSIDAD DE LOS ANDES

FACULTAD DE INGENIERÍA

DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA

POR: LUIS FELIPE HOYOS CAVIEDES

ASESOR: PhD OMAR DARIO LOPEZ MEJIA

BOGOTÁ, COLOMBIA

NOVIEMBRE DE 2018

2

INDICE

1. Nomenclatura………………………………………………………………………3

2. Ecuaciones………………………………………………………………………....4

3. Introducción………………………………………………………………………..6

4. Marco Teórico.……………………………………………………………………..7

4.1 Tipos aeronaves STOL …………………………………………………....7

4.2 Recomendaciones generales de diseño…………………………………….10

5. Metodología………………………………………………………………………...13

6. Objetivos…………………………………………………………………………....13

6.1 Objetivo principal ………………………………………………………….13

6.2 Objetivos específicos ……………………………………………………....13

7. Estimación de pesos………………………………………………………………...14

7.1 Peso payload………………………………………………………………..14

7.2 Peso Combustible…………………………………………………………..15

7.3 Peso vacío………………………………………………………………….17

8. Dimensionamiento preliminar……………………………………………………....18

8.1 Velocidad de entrada en pérdidas…………………………………………..18

8.2 Requerimientos de distancia de despegue………………………………….18

8.3 Requerimientos de distancia de aterrizaje………………………………….19

8.4 Resumen requerimientos de diseño………………………………………...20

9. Sistemas de alta sustentación……………………………………………………….20

9.1 Geometría del ala…………………………………………………………..20

9.2 Posición del ala…………………………………………………………….22

9.3 Puntas del ala……………………………………………………………....22

9.4 Dispositivos de alta sustentación…………………………………………..23

9.5 Perfil de referencia………………………………………………………....24

9.6 Construcción del perfil……………………………………………………..25

9.7 Análisis despegue…………………………………………………………..25

10. Sistema de fuselaje………………………………………………………………….28

10.1 Dimensiones cabina……………………………………………………….28

10.2 Dimensiones área transversal……………………………………………..29

10.3 Dimensiones generales…………………………………………………....30

11. Sistema de empenaje………………………………………………………………..31

11.1 Tipos de cola……………………………………………………………...31

11.2 Dimensionamiento y geometría general…………………………………..32

11.2.1 Estabilizador horizontal……………………………………………32

11.2.2 Estabilizador vertical………………………………………………32

11.3 Estabilidad estática longitudinal en fase crucero……………………….....34

12. Simulación software ADS light ………………………………………………….....36

13. CAD conceptual Air-H1 ……………………………………………………………36

14. Especificaciones Air-H1……………………………………………………………..37

15. Trabajo futuro………………………………………………………………………..37

16. Conclusiones………………………………………………………………………...37

17. Bibliografía…………………………………………………………………………..38

18. Anexos ………………………………………………………………………………39

3

1. NOMENCLATURA

𝑊𝑡𝑜 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑑𝑒𝑠𝑝𝑒𝑔𝑢𝑒

𝑊𝑝𝑙 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑

𝑊𝑓 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝐶𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒

𝑊𝑒 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑣𝑎𝑐𝑖𝑜

𝑀𝑓𝑓 𝐹𝑟𝑎𝑐𝑐𝑖𝑜𝑛 𝑑𝑒 𝑐𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 𝑚𝑖𝑠𝑖𝑜𝑛

𝑊𝑓𝑢𝑠𝑒𝑑 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑐𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 𝑢𝑠𝑎𝑑𝑜

𝑊𝑓𝑟𝑒𝑠 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑐𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 𝑟𝑒𝑠𝑒𝑟𝑣𝑎

𝑊𝑓 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑐𝑜𝑚𝑏𝑢𝑠𝑡𝑖𝑏𝑙𝑒 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙

𝑊𝑜𝑒 𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑜𝑝𝑒𝑟𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 𝑣𝑎𝑐𝑖𝑜

𝑉𝑆 𝑉𝑒𝑙𝑜𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑒𝑛𝑡𝑟𝑎𝑑𝑎 𝑒𝑛 𝑝𝑒𝑟𝑑𝑖𝑑𝑎𝑠 (𝑓𝑙𝑎𝑝𝑠 𝑑𝑒𝑠𝑝𝑙𝑒𝑔𝑎𝑑𝑜𝑠)

𝑉𝑇𝑂 𝑉𝑒𝑙𝑜𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒 𝑑𝑒𝑠𝑝𝑒𝑔𝑢𝑒

𝑉𝐿𝐴𝑁 𝑉𝑒𝑙𝑜𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒 𝑎𝑡𝑒𝑟𝑟𝑖𝑧𝑎𝑗𝑒

𝑊

𝑆 𝐶𝑎𝑟𝑔𝑎 𝑎𝑙𝑎𝑟

𝑊

𝑃 𝐶𝑎𝑟𝑔𝑎 𝑑𝑒 𝑝𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎

𝜌 𝐷𝑒𝑛𝑠𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒𝑙 𝑎𝑖𝑟𝑒

𝜎 𝑅𝑎𝑧𝑜𝑛 𝑑𝑒 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒𝑙 𝑎𝑖𝑟𝑒

𝐹𝐴𝑅 𝐹𝑒𝑑𝑒𝑟𝑎𝑙 𝑎𝑣𝑖𝑎𝑡𝑖𝑜𝑛 𝑟𝑒𝑔𝑢𝑙𝑎𝑡𝑖𝑜𝑛𝑠

𝑆𝑇𝑂 𝐷𝑖𝑠𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒𝑠𝑝𝑒𝑔𝑢𝑒 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙

𝑆𝑇𝑂𝐺 𝐷𝑖𝑠𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒𝑠𝑝𝑒𝑔𝑢𝑒 𝑡𝑖𝑒𝑟𝑟𝑎

𝑇𝑂𝑃23 𝐹𝐴𝑅 23 𝑝𝑎𝑟𝑎𝑚𝑒𝑡𝑟𝑜 𝑑𝑒 𝑑𝑒𝑠𝑝𝑒𝑔𝑢𝑒

𝐶𝐿 𝐶𝑜𝑒𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑠𝑢𝑠𝑡𝑒𝑛𝑡𝑎𝑐𝑖ó𝑛

𝑡

𝑐 𝑅𝑎𝑧𝑜𝑛 𝑑𝑒 𝑒𝑠𝑝𝑒𝑠𝑜𝑟 𝑑𝑒 𝑝𝑒𝑟𝑓𝑖𝑙

𝑐 𝐶𝑢𝑒𝑟𝑑𝑎

𝐶𝐴𝑀 𝐶𝑢𝑒𝑟𝑑𝑎 𝑎𝑒𝑟𝑜𝑑𝑖𝑛𝑎𝑚𝑖𝑐𝑎 𝑚𝑒𝑑𝑖𝑎

𝐴 𝑅𝑒𝑙𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛 𝑑𝑒 𝑎𝑠𝑝𝑒𝑐𝑡𝑜

𝑏 𝐸𝑛𝑣𝑒𝑟𝑔𝑎𝑑𝑢𝑟𝑎

𝜆 𝑅𝑒𝑙𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛 𝑑𝑒 𝑡𝑎𝑝𝑒𝑟𝑎𝑑𝑜

4

𝑆 𝐴𝑟𝑒𝑎 𝑎𝑙𝑎𝑟

𝜇 𝐶𝑜𝑒𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑓𝑟𝑖𝑐𝑐𝑖ó𝑛

𝑑𝑓 𝐷𝑖𝑎𝑚𝑒𝑡𝑟𝑜 𝑒𝑞𝑢𝑖𝑣𝑎𝑙𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑓𝑢𝑠𝑒𝑙𝑎𝑗𝑒

𝑙𝑓 𝐿𝑜𝑛𝑔𝑖𝑡𝑢𝑑 𝑓𝑢𝑠𝑒𝑙𝑎𝑗𝑒

𝑙𝑓𝑐 𝐿𝑜𝑛𝑔𝑖𝑡𝑢𝑑 𝑒𝑚𝑝𝑒𝑛𝑎𝑗𝑒

𝜃𝑓𝑐 𝐴𝑛𝑔𝑢𝑙𝑜 𝑒𝑚𝑝𝑒𝑛𝑎𝑗𝑒

𝐶𝐻𝑇 𝐶𝑜𝑒𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒𝑛 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 ℎ𝑜𝑟𝑖𝑧𝑜𝑛𝑡𝑎𝑙

𝐶𝑉𝑇 𝐶𝑜𝑒𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒𝑛 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 𝑣𝑒𝑟𝑡𝑖𝑐𝑎𝑙

𝑙ℎ 𝐷𝑖𝑠𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜𝑠 𝑎𝑒𝑟𝑜𝑑𝑖𝑛𝑎𝑚𝑖𝑐𝑜𝑠 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑦 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 ℎ𝑜𝑟𝑖𝑧𝑜𝑛𝑡𝑎𝑙

𝑙𝑣 𝐷𝑖𝑠𝑡𝑎𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜𝑠 𝑎𝑒𝑟𝑜𝑑𝑖𝑛𝑎𝑚𝑖𝑐𝑜𝑠 𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑦 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 𝑣𝑒𝑟𝑡𝑖𝑐𝑎𝑙

𝑆ℎ 𝐴𝑟𝑒𝑎 𝑦 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 ℎ𝑜𝑟𝑖𝑧𝑜𝑛𝑡𝑎𝑙

𝑆𝑣 𝐴𝑟𝑒𝑎 𝑦 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 𝑣𝑒𝑟𝑡𝑖𝑐𝑎𝑙

𝐿𝑤𝑓 𝐹𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎 𝑠𝑢𝑠𝑡𝑒𝑛𝑡𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛 𝑎𝑙𝑎𝑠 𝑦 𝑓𝑢𝑠𝑒𝑙𝑎𝑗𝑒

𝐿ℎ 𝐹𝑢𝑒𝑟𝑧𝑎 𝑠𝑢𝑠𝑡𝑒𝑛𝑡𝑎𝑐𝑖𝑜𝑛 𝑒𝑠𝑡𝑎𝑏𝑖𝑙𝑖𝑧𝑎𝑑𝑜𝑟 ℎ𝑜𝑟𝑖𝑧𝑜𝑛𝑡𝑎𝑙

𝑀𝑜𝑤𝑓 𝑀𝑜𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑑𝑒 𝑐𝑎𝑏𝑒𝑐𝑒𝑜 𝑎𝑒𝑟𝑜𝑑𝑖𝑛𝑎𝑚𝑖𝑐𝑜 𝑑𝑒 𝑎𝑙𝑎𝑠 𝑦 𝑓𝑢𝑠𝑒𝑙𝑎𝑗𝑒

2. ECUACIONES

(1) 𝑅𝑐𝑟 = 375 ∗ (𝑛𝑝

𝑐𝑝) 𝑐𝑟 ∗ (

𝐿

𝐷) 𝑐𝑟 ∗ 𝐿𝑛 (

𝑊4

𝑊5) [1]

(2) 𝐸𝑙𝑡𝑟 = 375 ∗ (1

𝑉𝑙𝑡𝑟) ∗ (

𝑛𝑝

𝑐𝑝) 𝑙𝑡𝑟 ∗ 𝐿𝑛 (

𝑊5

𝑊6) [1]

(3) 𝑊𝑓𝑢𝑠𝑒𝑑 = (1 − 𝑀𝑓𝑓) ∗ 𝑊𝑡 [1]

(4) 𝑊𝑓 = 𝑊𝑓𝑢𝑠𝑒𝑑 + 𝑊𝑓𝑟𝑒𝑠 [1]

(5) 𝑊𝑜𝑒𝑡𝑒𝑛𝑡 = 𝑊𝑡𝑜 − 𝑊𝑓 − 𝑊𝑝𝑙 [1]

(6) 𝑊𝑒𝑡𝑒𝑛𝑡 = 𝑊𝑜𝑒𝑡𝑒𝑛𝑡 − (𝑊𝑡𝑜 ∗ 0,005) − 𝑊𝑝𝑙 [1]

5

(7) 𝑉𝑆 = √2 𝑊

𝑆

𝜌 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥

[1]

(8) 𝑆𝑇𝑂 = 1,66𝑆𝑇𝑂𝐺 [1]

(9) 𝑆𝐿 = 1,938𝑆𝐿𝐺 [1]

(10) 𝑇𝑂𝑃23 =(

𝑊

𝑆)

𝑇𝑂(

𝑊

𝑃)

𝑇𝑂

𝜎 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥𝑇𝑂

[1]

(11) 𝐶𝐿 =𝐿

1

2𝜌𝑉2𝑆

(12) 𝐶𝐷 =𝐷

1

2𝜌𝑉2𝑆

(13) 𝐶𝑀 =𝑊

1

2𝜌𝑉2𝑆2

(14) 𝛴𝐹𝑥 = 𝐹𝑒𝑚𝑝 − 𝐹𝑎𝑟𝑟𝑎𝑠𝑡𝑟𝑒 − 𝐹𝑓𝑟 = 𝑚𝑎

(15) 𝑙𝑓 = 𝑎𝑊𝑡𝑜𝑐 [2]

(16) 𝐶𝐻𝑇 =𝐿ℎ∗𝑆ℎ

𝐶𝑎𝑚∗𝑆 [3]

(17) 𝐶𝑉𝑇 =𝐿𝑣∗𝑆𝑣

𝐶𝑎𝑚∗𝑆 [3]

(18) 𝑙ℎ/𝑣 = 𝐾𝑐√4∗𝐶𝑎𝑚∗𝑆∗𝐶𝑉𝐻/𝐶𝑉𝑇

𝛱∗𝐷𝑓 [3]

(19) 𝐿𝑤𝑓 =1

2𝜌 ∗ 𝑉2 ∗ 𝑆 ∗ 𝐶𝑙𝑤𝑓 [4]

(20) 𝐿ℎ =1

2𝜌 ∗ 𝑉2 ∗ 𝑆ℎ ∗ 𝐶𝑙ℎ [4]

(21) 𝑀𝑜𝑤𝑓 =1

2𝜌 ∗ 𝑉2 ∗ 𝑆 ∗ 𝐶𝑚𝑜𝑤𝑓 ∗ 𝐶𝑎𝑚 [4]

6

3. INTRODUCCIÓN

El conflicto armado en Colombia ha traído innumerable cantidad de víctimas y familias

afectadas durante más de cincuenta años. La desmovilización de las FARC representa un

gran paso hacia la paz duradera, pero es necesario seguir trabajando con los demás grupos

al margen de la ley para proteger a toda la comunidad.

Uno de los más grandes problemas a raíz del conflicto armado son las minas antipersonal

(MAP), las municiones sin explosionar (MUSE) y los artefactos explosivos improvisados

(AEI) en las zonas rurales del territorio Colombiano. Entre las víctimas de encuentran

personas de la fuerza pública en un 61%, y el resto población civil de un variado rango de

edades.

Según la acción integral contra minas antipersonal hasta el 31 de marzo del presente año se

han registrado 11556 víctimas. Una de las cosas más preocupantes del asunto es la alta tasa

de mortalidad asociada con estos accidentes. Para las minas antipersonal el 20% de las

victimas fallece, mientas que en las municiones sin explosionar (donde el 62% son menores

de edad) es del 25%. El porcentaje de las víctimas que no fallece puede sufrir perdida de

miembros o queda con discapacidades físicas o mentales. Las comunidades indígenas

también han sido afectadas en gran medida por este problema [5].

Las minas colocadas por el gobierno nacional son conocidas y en los próximos años serán

retiradas por completo. El verdadero problema son aquellas colocadas por los grupos al

margen de la ley, ya que las colocaban en zonas secretas para “proteger” sus campamentos.

Estas zonas se encuentran muy retiradas de las ciudades y municipios grandes, y solo tienen

limitados modos de acceso diferentes de llegar caminando.

Los cinco departamentos con mayor número de accidentes al año son Antioquia, Nariño,

Meta, Cauca y Norte de Santander. Cuatro de estos cinco departamentos se encuentran en la

zona de la cordillera de los Andes o alguna de sus ramificaciones. La topografía de estas

regiones dificulta aún más la búsqueda de zonas posibles de minas antipersonas [5].

Actualmente, hay mucho desarrollo e investigación para mejorar las técnicas de desminado.

Se busca cubrir áreas más grandes en menores tiempos, siempre teniendo como foco

principal la vida de las personas que lo realizan. Aunque se ha avanzado bastante, el

problema de acceso a las zonas de desminado sigue siendo un problema fundamental. Si se

continua el ritmo actual de trabajo con las técnicas actuales, no se podrá afirmar un

desminado completo por al menos unas cuantas décadas.

Existen actualmente dos técnicas utilizadas en el país para realizar el desminado. En el

primero, de manera manual, donde el operario utiliza un detector de metales y una sonda

para registrar una zona potencialmente contaminada.

Si se llega a encontrar alguna mina, esta se deja descubierta para posteriormente ser

destruida o neutralizada (según estándares nacionales e internacionales). El segundo

7

método es mecánico, y se utilizan equipos dirigidos a control remoto para hacer el mismo

procedimiento mencionado. La asistencia canina es una herramienta adicional para ambos

métodos y resulta muy útil para la delimitación de perímetros de áreas peligrosas [6].

En el país todavía no se cuentan con muchos equipos para el segundo método, por lo que el

primero es el más utilizado hasta ahora.

Como se mencionó anteriormente, las zonas a descontaminar se encuentran en áreas

montañosas de difícil acceso con vehículos terrestres. Una aeronave STOL (short take off

and landing) reduce las distancias de despegue y aterrizaje a comparación de aeronaves

comunes. También pueden estar diseñados para pistas no convencionales (Tierra o pasto

largo). Esto se hace bastante llamativo para la aplicación propuesta, teniendo en cuenta que

la topografía Colombiana dificulta encontrar áreas extensas y con condiciones similares a

las de una pista de asfalto para el despegue/aterrizaje en las zonas potencialmente a

descontaminar.

Por todo lo anteriormente mencionado se hace necesario buscar una alternativa que pueda

facilitar a un equipo de trabajo a acceder de manera más fácil a zonas remotas para realizar

el desminado.

Se plantea un equipo de tres personas (en caso de que un integrante sufra un accidente los

otros dos pueden transportar el herido de vuelta a la aeronave), un perro que facilite la

detección de las minas y los instrumentos adicionales como el detector de metales y la

sonda.

4. MARCO TEORICO

4.1 Tipos de aeronaves V/STOL

Las aeronaves V/STOL son aquellas que tienen capacidades especiales en cuanto a que

pueden despegar y aterrizar verticalmente (VTOL) o en cortas distancias (STOL). Esto

se puede lograr al incrementar el ángulo de ataque de despegue, utilizar dispositivos de

hipersustentación en las alas, reducción de peso al máximo, tener una configuración que

permita tener una componente vertical de empuje, entre otros factores.

En la tabla 1 se puede ver una clasificación de diferentes tipos de aeronaves V/STOL

dependiendo del tipo de sistema de propulsión y generación de sustentación.

8

Tabla 1. Tipos de aeronave vs generadores de sustentación [7]

• Compuestas

Imagen 1. Aeronave compuesta [7]

9

Es una combinación de un helicóptero con alas fijas. En el vuelo hacia adelante la sustentación

está dada por las alas. El empuje frontal está dado por un propeller o jet como se ve en la parte

trasera de la imagen 1.

• Tail sitters

Son aeronaves impulsadas por jet o propellers que tienen suficiente empuje para permitirle

flotar con el eje horizontal moviéndose de manera vertical (VTOL)

• Tilt wing

En este tipo de aeronave se rotan las alas aproximadamente 90 grados con respecto a la cuerda

para incrementar a sustentación. Este diseño debe ir acompañado por propeller en la parte

superior.

Imagen 2. Aeronave tilt wing [7]

• Empuje rotativo (Jets, propeller y rotores)

El principio de funcionamiento de los tres tipos mencionados anteriormente es el mismo. El

empuje esta dado completamente por el elemento que rota. El fuselaje y alas se mantienen

horizontales. Los elementos que rotan pueden ser acoplados a las alas o al fuselaje mismo. En el

momento del despegue se busca una deflexión hacia abajo para producir una componente

vertical de empuje

10

Imagen 3. Aeronave turboprop [3]

4.2 Recomendaciones generales de diseño para aeronaves tipo STOL

1. Sistema de alta sustentación

Alas

Se debe buscar un alto coeficiente de sustentación con velocidades de despegue/aterrizaje

tan bajas como sea posible. Esto se logra con dispositivos de hipersustentación como los

flaps (en el borde de fuga) y slats (en el borde de ataque). Dependiendo del tipo de flaps y

slats estos pueden incrementar la combadura o la cuerda media. Este incremento se puede

apreciar en la figura 1.

Es importante tener un área alar significativa para generar alta sustentación, pero también se

debe tener en cuenta que elevar las dimensiones de la envergadura o cuerda podría

incrementar el peso a un punto donde ya no es beneficioso. Por esto se debe iterar las

dimensiones en el análisis de despegue para llegar a un buen balance área alar vs peso

aproximado.

Para la presente aplicación las alas de menor envergadura reducen la posibilidad de impacto

en terrenos con obstáculos como árboles.

Figura 1. Incremento coeficiente de sustentación con flaps y slats [8]

11

Es importante que el diseño incremente el coeficiente de sustentación en el despegue y

aterrizaje, y minimice el coeficiente de arrastre a velocidades de crucero. Los slats suelen

aumentar el arrastre a velocidades de crucero, así que se pueden utilizar sistemas mecánicos

donde se iguale la presión debajo y encima del ala en el borde de ataque para evitar

pérdidas. Los flaps desplegados fijos también incrementarían el arrastre en crucero por lo

que se hace necesario un sistema para retraerlos en esta etapa de vuelo.

• Puntas de las alas

Los efectos del cambio de presión entre debajo y encima del ala se sienten menos hacia la

punta de esta, creando un segundo flujo que resulta en un vórtice. Curvando la punta del ala

hacia arriba o hacia abajo se centra el vórtice fuera del espacio de ala. Hay que tener como

consideración el peso adicional que esta curvatura brinda al ala. Además de esto, si se

recorta la parte inferior del ala con un ángulo de 45 grados con un filete suave, el vórtice no

entra a la parte superior del ala.

Imagen 4. Efecto Angulo de corte punta del ala [8]

2. Sistema del fuselaje

• STOL

Como se mencionó antes, se necesitan altos ángulos de ataque cerca al piso para lograr

distancias cortas de despegue y aterrizaje. Esto se puede lograr de dos maneras, alargando

la sección entre la cabina y la cola (elevar la nariz, donde el ala queda con un ángulo de

ataque inicial) o elevar la sección trasera del fuselaje (configuración de triciclo, donde el ala

queda con un ángulo de ataque neutral). En la primera solución la aeronave es más sensible

al viento en la etapa de carreteo.

Con suficiente potencia cualquier aeronave puede alcanzar despegues en corta distancia.

Hay que relacionar gasto de combustible, peso de motores y carga para lograr la mayor

eficiencia posible. Chris Heintz (que ha dedicado toda su vida a diseñar aeronaves tipo

STOL) recomienda entre 60-100 hp para una aeronave con dos tripulantes o 150-200 hp

para 4 tripulantes [8].

12

Hay que tener en cuenta que estas soluciones afectaran mucho la configuración y

acomodamiento interna en la cabina, así que se debe seleccionar con parámetros adecuados

para la aplicación en la que se vaya a llevar a cabo.

Imagen 5. Configuraciones recomendadas de fuselaje [8]

• Sistema de aterrizaje

Se recomienda usar configuración triciclo con un sistema de tren de aterrizaje. Cada llanta

tiene un sistema hidráulico individual de freno de disco. Excelente para aterrizajes en

terrenos con pasto y fácil de manejar para el piloto.

• Fuselaje

Se recomienda una cabina rectangular para mayor capacidad de organización de pasajeros y

equipaje. Puede tener puertas o estar abierta para maximizar la visibilidad de los tripulantes.

También se puede ubicar las alas encima de la cabina para no estorbar la vista. Esto reduce

el arrastre y mejora la maniobrabilidad, pues no hay obstáculos entre el propeller y la cola.

3. Sistema de empenaje

• Cola

Ya que los ángulos de ataque para un ala de alta sustentación (20-30 grados) es mayor que un ala de

un avión normal (15-17 grados) debe obtener toda la ayuda posible por parte de otras partes de la

aeronave. Es por esto que en el diseño de la cola se busca un coeficiente alto de sustentación

negativo. Esto se logra con un estabilizador invertido y un mecanismo de Venturi (aprovechar el

aumento de velocidad y reducción de presión en la región de sección más pequeña para retrasar la

separación). Se recomienda usar estabilizadores tipo convencional.

13

5. METODOLOGÍA

La metodología utilizada en este proyecto se puede resumir en el siguiente diagrama. Se realizaron

cálculos de las dimensiones y geometrías que posteriormente fueron iterados para llegar a valores

que cumplieran con los requerimientos preliminares y objetivos.

Figura 2. Metodología

6. OBJETIVOS

6.1 Objetivo principal

• Realizar el diseño conceptual del sistema aerodinámico para una aeronave STOL

para el transporte de personal y equipo para el desminado en Colombia

6.2 Objetivos específicos

• Diseñar el sistema de alta sustentación de la aeronave

• Diseñar el sistema de fuselaje de la aeronave

• Diseñar el sistema de empenaje de la aeronave y estabilidad estática longitudinal

14

7. ESTIMACION DE PESOS

Los componentes principales del peso total de la aeronave son el payload, el combustible y el peso

vacío. Para la estimación de los pesos se utilizó el método descrito por J. Roskam [1]. Se seleccionó

esta ya que esta es la utilizada en la mayoría de las referencias consultadas, además de su facilidad

de uso a partir de pocos parámetros conocidos. Inicialmente, se debe hacer una estimación del peso

total de despegue. Después de haber realizado una consulta bibliográfica de aeronaves similares, se

definió un peso de 1.3 toneladas.

7.1 Peso Payload

Este es el peso compuesto por los tripulantes y la carga. La siguiente tabla presenta los valores

utilizados.

Peso por tripulante (Kg) 80

Peso tripulantes (Kg) 240

Peso equipo (Kg) 11,5

Perro (Kg)

Demás equipo (Kg)

Payload (Kg)

33,5

15

300

Tabla 2. Pesos Payload.

Seguido a esto, se debe plantear un perfil de la misión, especificando las diferentes fases que la

conforman. La etapa de Loiter o sobrevuelo es aquella donde se hace el reconocimiento general de

un terreno para identificar la zona potencial de aterrizaje e inspección.

Figura 3. Perfil de la misión

15

7.2 Peso combustible

La estimación del peso del combustible para misión se realiza hallando una fracción (que

representa la razón entre el peso al inicio y al final) por cada fase. La tabla 2 presenta

valores históricos de fracción de combustible por fase para diferentes tipos de aeronaves.

Las fases que son enteramente dependientes del perfil son crucero y Loiter. Para encontrar

la fracción de estas fases se utilizan las ecuaciones de Breguet (1) y (2), con la ayuda

también de la tabla 3, que muestra valores típicos de parámetros de interés como relación

sustentación sobre arrastre y eficiencia de la propela.

Los parámetros a definir para la fase de Loiter son la velocidad de la aeronave y tiempo

(que a pesar de modificar estos valores, varia muy poco alrededor de 0,99); mientras que

para el crucero es el rango (valor que más modifica la fracción final y que se iterara para

converger a un mismo peso vacío). Una vez encontradas todas las fracciones de las fases se

multiplican para encontrar la fracción de combustible de la misión. El combustible usado

durante la misión se calcula con la ecuación (3). Se consultaron valores para la cantidad de

combustible de reserva en aplicaciones militares y se seleccionó un 25% más del necesario

para cumplir con la misión.

Tabla 2. Valores fracción de combustible por fase para diferentes tipos de aeronaves [1]

16

Tabla 3. Valores sugeridos para L/D, np, cp y cj, para fases de crucero y Loiter [1]

Inicio y calentamiento motor 0,995

Taxi 0,997

Despegue 0,998

Acenso a altitud y velocidad crucero

Crucero

Descenso Loiter

Loiter

Descenso final

Aterrizaje

Mff

Wfused (Kg)

Wf (Kg)

Woetent (Kg)

We (Kg)

𝑉𝐿𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟 (mph)

𝑉𝑐𝑟𝑢𝑐𝑒𝑟𝑜 (mph)

𝑡𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟 (min)

𝑅𝑎𝑛𝑔𝑜 (𝑚𝑖)

0,992

0,902

0,993

0,990

0,993

0,993

0,852

178,29

222,86

760

777,14

70

120

30

528

Tabla 4.Fracciones por fase y pesos combustible y parámetros crucero y Loiter.

17

7.3 Peso vacío

Si se observa la gráfica 1 se puede ver que, siguiendo la línea de tendencia, un peso total de

despegue de 1.3 toneladas corresponde aproximadamente a un peso vacío de 760 kg.

Utilizando las ecuaciones 3-6, se itera el rango total de la misión para que Wetent sea

cercano con We encontrado a partir de la gráfica 1. Esta diferencia finalmente queda de

17,14 Kg, lo cual es cercano.

Se encuentra un rango de 528 millas (sin la reserva), el cual es aceptable considerando que

solo se debería hacer una parada para tanquear para el recorrido máximo que tendría que

hacer la aeronave para la distancia entre los departamentos de Nariño y Norte de Santander

(800 millas aproximadamente).

Los valores finales con la iteración se encuentran en la tabla 4.

Grafica 1. Tendencias de peso vacío contra peso total aeronaves de una propela [1].

18

8. DIMENSIONAMIENTO PRELIMINAR

8.1 Velocidad de entrada en perdidas

Las velocidades de despegue y aterrizaje para aeronaves livianas de este estilo son

generalmente entre 40-60 mph. Esto también depende en gran medida de la habilidad del

piloto [8]. Asumiendo que este tendrá buena experiencia, y pensando en reducir lo máximo

las distancias de despegue y aterrizaje se eligió el límite superior de este rango. La

velocidad de entrada en pérdidas para aplicaciones militares es 1.2 veces menor a la

velocidad de despegue [1].

Utilizando la ecuación 7 se calcula la relación 𝑊

𝑆 para una densidad del aire a una altura de

1500 m, y un 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 de 1.8, que se encuentra dentro del estado del arte según la tabla 5.

Este valor es de 19,27 lb/ft^2.

Tabla 5. Valores típicos para coeficiente de sustentación máximo [1]

8.2 Requerimientos de distancia de despegue

Teniendo en cuenta que las distancias de despegue en áreas rurales en Colombia no son muy

extensas, se buscaron unas adecuadas que concordaran con otras aeronaves STOL similares. Se

llegó a la distancia total de 132,8 m, que por normativa FAC 23 son suficientes para elevarse del

suelo y superar un obstáculo de 50 ft.

Figura 4. Distancias de despegue FAR 23 [1]

19

Para calcular la distancia en tierra se utiliza la ecuación (8). Los resultados se pueden ver en la tabla

6.

𝑆𝑇𝑂 (m) 80

𝑆𝑇𝑂 (m) 132,8

Tabla 6. Distancias de despegue FAR23

8.3 Requerimientos de distancia de aterrizaje

Las distancias de aterrizaje naturalmente serán inferiores a las de despegue, por la ayuda de los

spoilers y los frenos de las llantas. La FAR 23 también define dos distancias: una de aterrizaje en

tierra y otra total que incluye llegar a una altura de un obstáculo de 50 ft. Dejando como referencia

la misma distancia total de despegue total, estas distancias se pueden ver en la tabla 7.

Figura5. Distancias de aterrizaje FAR23 [1]

𝑆𝐿 (m) 68,52

𝑆𝐿𝐺 (m) 132,8

Tabla 7. Distancias de aterrizaje FAR23

20

8.4 Resumen requerimientos de diseño

En la tabla 8 se ven resumidos los demás requerimientos recopilados

𝑉𝑇𝑂 (mph) 60

𝑉𝐿𝐴𝑁 (mph)

𝑉𝑠 (mph)

𝑉𝐶𝑟𝑢𝑐𝑒𝑟𝑜(mph)

Potencia (HP)

Payload (Kg)

Wto (Ton)

Cabina presurizada

Configuración fuselaje

60

50

120

180-250

300

1.3

No

Triciclo

Tabla 8. Recopilación demás requerimientos de diseño

9. SISTEMAS DE ALTA SUSTENTACION

9.1 Geometría del ala

Para comenzar el diseño se inicia con un ala trapezoidal como la que se muestra en la figura 6. Es

importante mencionar que esta referencia es ficticia, pues el ala se extiende a través del fuselaje

hasta su línea central. La cuerda en la raíz se tiene en cuenta a esta línea central, y no en el

verdadero punto de conexión con el fuselaje.

Algunos parámetros geométricos importantes para definir son los ángulos de flecha, diedro y twist.

Ya que la velocidad máxima de operación va a estar alrededor de 0.18 Mach, no hay que

preocuparse por formación de choques ni efectos de compresibilidad, así que el ángulo de flecha

puede ser 0. El ángulo de diedro esta muy relacionado con el ángulo de flecha y los efectos que

tiene sobre el momento de balanceo, así que este también será 0.

El twist se utiliza para reducir las perdidas por vórtices en las puntas de las alas. Este varia

generalmente entre 0-5 grados. Ya que se tendrá en cuenta una configuración especial para las

puntas de las alas, tampoco se utilizará ningún twist. La figura 7 contiene otros parámetros básicos

importantes a especificar, como la cuerda aerodinámica media y la envergadura [9].

Teniendo en cuenta lo anterior (especialmente la baja velocidad de operación, y que no hay

requerimientos demasiado estrictos en cuanto a maniobrabilidad) y comparando con aeronaves

similares se decidió que las alas serian rectangulares de cuerda constante. Esto también enfocado en

reducir costos de manufactura.

21

Figura 6. Ala trapezoidal de referencia [9]

Figura 7. Cuerda aerodinámica media y distancia a línea central [9]

Relación de aspecto (A)

Para aeronaves STOL generalmente la relación de aspecto varia alrededor de 7 u 8. Esta relación

tiene gran influencia en la sustentación y distancias de despegue pues si se comparan dos alas de

igual área, pero diferente A, la que tenga mayor A tendrá las puntas más alejadas del fuselaje. Esto

significa que la porción del ala afectada por las pérdidas de las puntas será menor. Es por esto que

las aeronaves que despegan y aterrizan sobre agua tienen A de hasta 15 [9]. Hay que tener

precaución de incrementar demasiado A pues esto también genera un aumento en el peso, por lo

tanto también se incrementaría la sustentación necesaria.

La relación de aspecto también tiene gran influencia en el ángulo de entrada en pérdidas. Si se

comparan de nuevo dos alas con igual área pero diferente A, la que tenga menor A entrará en

pérdidas a ángulos de ataque mayores [9].

22

9.2 Posición del Ala

El posicionamiento vertical del ala en el fuselaje depende en mayor medida del ambiente de

operación de la aeronave. Existen varias ventajas de ubicarlas en una posición alta. El fuselaje

puede estar más cerca al suelo, lo cual se vuelve una ventaja para la carga y descarga. Esto es de

gran utilidad en este proyecto pues es de vital importancia que sea lo más fácil posible para un

tripulante ubicar a su compañero dentro de la aeronave, en caso de que haya sufrido algún accidente

el en proceso de desminado. Además de esto, la posición alta da mayor espacio para flaps más

grandes [9].

Otra gran ventaja es que las alas están menos expuestas a posibles impactos contra el suelo u

objetos sobre él, si hay momentos que desestabilizan la nave y provocan que rotación durante el

aterrizaje.

Desde el punto de vista estructural, es más conveniente que alas que atraviesan el fuselaje, pues en

este último caso se debe reforzar el área que penetran (lo cual conlleva a un incremento de peso).

Para la posición alta se “recuesta” sobre el fuselaje, y se refuerza con hombros.

9.3 Puntas del Ala

Como se mencionó anteriormente, el análisis de las puntas es de gran importancia pues en estas

ocurren las pérdidas más significativas de las alas. La diferencia de presiones entre el intradós y el

extrados disminuye, lo cual genera vórtices que generan fuerzas hacia abajo en la parte superior del

ala.

Imagen 6. Puntas de alas [9]

Existen diversas puntas de alas para minimizar el arrastre o incrementar la envergadura efectiva, sin

cambiar la envergadura real. La que más se utiliza es la punta Hoener, que consiste en un borde

superior filoso más largo que el inferior, aproximadamente 30 grados. Este corte desplaza el vórtice

hacia afuera, reduciendo su efecto sobre la parte superior. Se selecciona este tipo de punta ya que

23

reduce la masa (en pequeña medida) a diferencia de otras que pueden ser mas efectivas, pero

aumentan la masa.

9.4 Dispositivos de alta sustentación

La selección de los dispositivos de alta sustentación debería ir acorde con mantener una buena

eficiencia. Para las etapas de despegue y aterrizaje, las alas deben tener elevada sustentación (alta

combadura y baja carga alar), mientras que en crucero se busca disminuir lo más que se pueda el

arrastre (baja combadura y poder operar a altas cargas alares).

En la figura 8 se muestran diferentes tipos de dispositivos para el borde de fuga del ala. Los flaps

planos y Split son casi iguales, aumentando la sustentación dándole una mayor combadura, con la

diferencia que en el segundo solo la parte inferior se gira (genera mayor arrastre y menos momento

de cabeceo, deseado en aplicaciones específicas). Los flaps más complejos incluyen un slot y

mecanismos con superficies adicionales que aumentan la combadura y área. Estos últimos producen

un incremento mayor a la sustentación, pero con la desventaja que son más complejos, caros y

pesados.

Figura 8. Tipos de flaps [9]

Los flaps por si solos no incrementan el ángulo de entrada en pérdidas. Para conseguir esto es

necesario adicionar un dispositivo en el borde de ataque ala. Los slots son esencialmente orificios

que permiten el paso de aire de alta presión en la parte inferior hacia la parte superior, retrasando la

separación y la entrada en pérdidas. Estos pueden ser fijos o con mecanismos para cerrarlos, para

disminuir el arrastre a altas velocidades. Un flap en el borde de ataque combinado con un slot es

conocido como slat.

24

Figura 9. Dispositivos borde de ataque [9]

Teniendo en cuenta que se busca minimizar los costos y el peso de la aeronave, se seleccionan los

dispositivos de flaps planos y slats. Estos dispositivos desplegados incrementarían el arrastre en

etapa de crucero, por lo que deben contar con sistemas retractiles.

9.5 Perfil de referencia

Para las aeronaves tipo STOL se han utilizado perfiles con 𝐶𝐿 máximo de aproximadamente 1.5, 𝑡

𝑐

entre 12-15%, y 𝐶𝐷 de 0,1 en configuración de crucero. Ejemplos de estos perfiles son los NACA

4412, NACA 4415, NACA 23012 y NACA23013 [10]. Para la selección de cuál de estos sería el

más adecuado de usar se utilizó el criterio de entrada en pérdidas del perfil.

Para perfiles de espesor moderado ( 𝑡

𝑐 entre 6-14%) la separación de flujo ocurre cerca al borde de

ataque. Con bajos ángulos de ataque se vuelve a unir rápidamente, así que el efecto es leve. El

problema ocurre a más altos ángulos de ataque, donde falla la unión y hay un abrupto descenso en

la sustentación y el momento de cabeceo.

Para perfiles más gruesos ( 𝑡

𝑐 >14%) la separación de la capa limite ocurre aproximadamente a 10

grados y pasa desde el borde de fuga la de ataque. La pérdida de sustentación es gradual, y el

momento de cabeceo varía en una pequeña cantidad [9].Por esta razón, se seleccionó el perfil

NACA 4415 como referencia.

25

9.6 Construcción del perfil

Se utiliza el método descrito en el libro Theory of wing sections including a summary of airfoil data

[11]. En este se explican las ecuaciones para obtener las curvas del intradós, extrados y la CAM.

Para esto se utiliza la cuerda, el espesor máximo y la combadura máxima y su posición. Se utiliza

una aproximación porcentual para la ubicación de todos los puntos que conforman las rectas. En la

gráfica #2 se puede ver el perfil finalizado.

Grafica 2. Perfil NACA 4415

b/2 (m) 5

λ 1

Croot (m) 1,35

CAM (m)

�̅� (m)

A

S (m^2)

Cam (m)

Incidencia (°)

Area flaps y alerones (m^2)

1,35

2,5

7,4

13,5

1,35

2

2,88

Tabla 9. Parámetros geométricos de las alas.

9.7 Análisis despegue

Para asegurar que la aeronave va a elevarse se debe revisar que la fuerza de sustentación es al

menos igual al peso total de despegue. Para esto en primera medida se utiliza la ecuación (11), para

conocer (con los parámetros seleccionados) el 𝐶𝐿 necesario.

También es necesario definir el ángulo de ataque α para el despegue, pues es el parámetro de

entrada para el diagrama polar del perfil NACA 4415. Teniendo en cuenta que para este perfil el

ángulo de entrada en pérdidas es alrededor de 20-21 grados, se seleccionó α=18 grados. Según el

diagrama polar de la figura 10 el 𝐶𝐿 a este ángulo es de 1,5 para el perfil solo, sin los dispositivos

26

de alta sustentación). Según valores históricos el aumento del coeficiente de sustentación para flaps

planos y slats es de más o menos 1,3 (como se puede ver en la tabla 10), dejando el coeficiente

máximo teórico de 2,8.

Figura 10. Diagrama polar NACA 4415

Tabla 10. Aproximación de la contribución de dispositivos de alta sustentación a 𝑪𝑳 [9]

27

La tabla 11 presenta los coeficientes de sustentación requeridos a diferentes alturas. Por encima de

2500 m el coeficiente es mayor que el máximo teórico encontrado. Ya que este incremento depende

en gran medida del área de los dispositivos, se utilizara el software ADS light para verificar estos

valores.

Alturas

(m)

Rho

(kg/m^3) 𝐶𝐿 (-)

0 1,225 2,143

500 1,13 2,324

1000 1,053 2,494

1500 1 2,626

2000 0,941 2,791

2500 0,885 2,967

3000 0,829 3,168

Tabla 11. Coeficientes e sustentación requeridos a diferentes alturas

Utilizando las ecuaciones 11, 12, 13 y el diagrama polar del perfil NACA 4415 se pueden calcular

las fuerzas de sustentación y arrastre, y el momento de cabeceo a diferentes alturas. Para calcular el

empuje necesario por el sistema de propulsión se utilizó la ecuación 14 resultado del diagrama de

cuerpo libre. Se asumió un tiempo de despegue de 12s, lo cual es típico en aeronaves similares

(como el Zenith 801) [10]. Con la velocidad de despegue se calculó finalmente la potencia

requerida por el motor. Estos resultados se pueden ver en la tabla 12.

Alturas

(m) ρ

(kg/m^3) L(N) D(N) M(Nm) Femp (N) Potencia

(HP) 0 1,225 16656,86 951,82 -722,79 5397,04 194,13

500 1,13 15365,10 878,01 -666,74 5323,23 191,47 1000 1,053 14318,10 818,17 -621,30 5263,39 189,32 1500 1 13597,43 776,99 -590,03 5222,21 187,83 2000 0,941 12795,18 731,15 -555,22 5176,37 186,19 2500 0,885 12033,73 687,64 -522,18 5132,86 184,62

Tabla12. Fuerzas y momentos aerodinámicos a diferentes alturas de despegue solo alas

Ya que la tabla anterior solo contemplaba el arrastre generado por las alas, es importante agregar la

otra gran fuente generadora que es el fuselaje. Una simplificación que da como resultado una buena

aproximación utilizada para las primeras etapas de diseño es asumir el doble de arrastre. Los

resultados contemplando el arrastre de las alas y fuselaje se pueden ver en la tabla 13.

28

Alturas (m) D(N) Femp (N) Potencia (HP) 0 1903,64 6348,86 228,36

500 1756,01 6201,23 223,05 1000 1636,35 6081,57 218,75 1500 1553,99 5999,21 215,79 2000 1462,31 5907,53 212,49 2500 1375,28 5820,50 209,36

Tabla13. Fuerzas y momentos aerodinámicos a diferentes alturas de despegue alas y fuselaje

10. SISTEMA DE FUSELAJE

10.1 Dimensiones cabina

Ya que el fuselaje es el componente de mayor tamaño es de vital importancia minimizar el área

perpendicular al flujo frontal del mismo para disminuir el arrastre y por tanto consumo de

combustible. Esto se debe hacer sin perjudicar la comodidad de los pasajeros y el espacio necesario

para el equipo de desminado.

Para un diseño acorde a este caso específico sería ideal tener una muestra significativa de medidas

antropométricas (hombro-muñeca, hombro-cintura, cintura-rodilla, rodilla-talón, etc.). Ya que este

tipo de estudios no se realiza en Colombia desde la década de los noventas, se utilizó el siguiente

esquema estandarizado tomado de J. Roskam [2].

Ya que se busca reducir los costos de manufactura lo máximo posible, se utilizará un área

transversal cuadrada y se trabajará con el diámetro equivalente. Las medidas se muestran en las

figuras 11 y 12.

Figura 11. Dimensiones cabina [2]

29

10.2 Dimensiones área transversal

Figura 12. Dimensiones área transversal [2]

Una vez definido el peso total de la aeronave, y basados en históricos se puede calcular la longitud

total con la ecuación 15 y la tabla 15. Con esto se pueden determinar otros factores dimensionales

como longitud total sobre diámetro y longitud empenaje sobre diámetro, que se encuentran dentro

de los rangos históricos. Es importante resaltar que el valor de la relación lf/df que minimiza el

arrastre es de 6, por lo que el valor para esta aeronave es muy bueno [12].

Tabla 15. Constantes para hallar longitud fuselaje [2]

30

Tabla 16. Históricos de dimensiones de fuselaje por tipo de aeronave [2]

El ángulo del empenaje no se encuentra dentro de los rangos históricos para aeronaves de un motor,

pues estos son bajos. El problema con esto es que el ángulo de ataque final seleccionado para las

alas que brinda el suficiente coeficiente de sustentación para vencer el peso y elevarse es de 18

grados, por lo que el empenaje golpearía el suelo antes que el avión se elevara.

En el rango histórico de transporte y patrullas militares (clasificación que también aplicaría para

este proyecto) si entraría este ángulo. Se selecciona un ángulo de 20° para tener una diferencia de 4°

(contando el ángulo de incidencia de las alas).

10.3 Dimensiones generales

Los valores finales de estos parámetros dimensionales se pueden ver en la tabla 14.

𝑑𝑓 (m) 1,35

𝑙𝑓 (m) 8,31

𝑙𝑓/ 𝑑𝑓 (-) 6,15

𝑙𝑓𝑐 𝑚𝑖𝑛(m)

𝑙𝑓𝑐 𝑚𝑎𝑥(m)

𝑙𝑓𝑐 (-)

𝜃𝑓𝑐 (°)

3,375

8

3,709

20

Tabla 14. Dimensiones generales fuselaje.

31

Figura 13. Dimensiones generales fuselaje [2]

11. SISTEMA DE EMPENAJE

La función principal del sistema de empenaje es brindar estabilidad y control a la aeronave. Se

compone de estabilizador horizontal y vertical, cada una con dispositivos adicionales.

11.1 Tipo de cola

Figura 14. Tipos de cola [9]

En la figura 14 se pueden ver diferentes tipos de cola. Aproximadamente el 70% de las aeronaves

tienen la cola convencional. Esta cumple con los requerimientos generales de estabilidad y control

necesarios, con un peso ligero. Otro tipo bastante utilizado es la cola tipo T, que comparada con la

convencional permite una reducción de envergadura de la cola vertical. La cola vertical sostiene la

horizontal, así que esta debe ser más robusta, por lo que hay un aumento substancial en el peso.

32

Se selecciona para el diseño la cola convencional, ya que con la tipo T habría que analizar la

posición de la aeronave durante el ascenso y confirmar que el estabilizador horizontal no quedara en

la estela de las alas, pues esto reduciría la sustentación generada y causaría desestabilidad. Con la

cola convencional no hay que preocuparse por esto.

11.2 Dimensionamiento y geometría general

11.2.1 Estabilizador horizontal

La función principal del estabilizador horizontal es balancear el momento creado por las alas

(momento de cabeceo). Típicamente tiene un ángulo negativo de incidencia de 2-3 grados para

balancear el momento de cabeceo (con un rango de variación de 3 grados para diferentes fases de

vuelo). Ya que el centro de gravedad de la aeronave varia con respecto al eje x mediante avanza la

misión de vuelo (por consumo del combustible), los estabilizadores horizontales cuentan con

elevadores para tener control y estabilidad longitudinal [3].

Por facilidad de sistemas y reducción de pesos se utiliza un estabilizador horizontal rectangular, de

ángulo de diedro y flecha de cero grados, y de paso fijo. Aunque el estabilizador de paso variable

permite un rango mayor de ángulos, este involucra un sistema con más actuadores (mayor peso),

además de que si el sistema llegase a fallar representaría peligro inminente por perdida de

estabilización y control longitudinal.

Se iteraron relaciones de aspecto dentro del estado del arte (tabla 15) para encontrar cuerdas en la

raíz y en las puntas dimensionalmente congruentes para ambos estabilizadores.

El procedimiento de dimensionamiento se explica en la siguiente sección.

11.2.2 Estabilizador VERTICAL

El estabilizador vertical es el encargado de la dirección (momento de guiada) de la aeronave. Esta

direccionalidad es llevada a cabo con el rudder, dispositivo presente en el borde de fuga.

Para el estabilizador vertical es necesario tener en cuenta que la aeronave propuesta es de un motor,

por lo que hay un momento unidireccional causado por la rotación de la propela. Es necesario

entonces generar un momento que permita un balanceo.

Se seleccionó una relación de taperado de 0,45 (que entra en los rangos históricos según la tabla 15)

ya que esta asemeja un ala elíptica, la cual es la más eficiente de todas [9].

Geometría de la cola

Para hallar las áreas de los estabilizadores verticales y horizontales se utiliza el método propuesto

por Anderson [3]. Se utilizan los coeficientes de volumen basados en históricos de la tabla 17 para

33

calcular el área de cada estabilizador y las ecuaciones 16 y 17. Es importante también encontrar la

distancia entre el centro aerodinámico medio y el centro aerodinámico total del avión. Esta distancia

se puede encontrar a través de la ecuación 18.

Tabla 15. Rangos históricos relación de aspecto y taperado [9]

Tabla 16. Relación l/L Histórica para diferentes tipos de aeronaves [4]

Tabla 17. Coeficientes de volumen estabilizadores [4]

Los valores finales se pueden ver en las tablas 18 y 19.

34

A 3,5

λ 1

Croot (m) 1

Ctip (m)

S (m^2)

A elevador (m^2)

Perfil referencia

Lh (m)

1

3,508

0,702

NACA0009

4,16

Tabla 18. Dimensiones y geometría estabilizador horizontal

A 1,5

λ 0,45

Croot (m) 1,267

Ctip (m)

Cam (m)

S (m^2)

A rudder (m^2)

Perfil de referencia

Lv (m)

0,570

0,962

1,251

0,702

0,35

NACA0009

4,36

Tabla 19.Dimensiones y geometría estabilizador vertical

11.3 Estabilidad estática longitudinal en fase crucero

Es la condición en la que hay equilibrio de fuerzas en el eje x, en cuanto a momentos de cabeceo.

En la siguiente figura se presenta el diagrama de cuerpo libre en el que se da esta condición. Se

simplifican otros momentos alrededor del centro de masa como lo son el empuje del motor y

arrastre del tren de aterrizaje (ya que este es fijo). La sustentación de la cola horizontal debe

balancear los momentos generados por la sustentación del ala Lwf y el momento de cabeceo

aerodinámico del ala-fuselaje Mowf (esto asumiendo también que el empuje generado por el motor

se encuentra en la misma línea horizontal que el centro de masa).

Se utilizan los diagramas polares para encontrar los coeficientes de sustentación (utilizando la

figura 16 y las ecuaciones 19-21).

Finalmente se llega a las fuerzas y momentos de la tabla 20, que se deben cumplir para cumplir la

estabilidad estática longitudinal. Esta tiene en cuenta las áreas de las alas y estabilizador horizontal.

35

Figura 15. Diagrama de cuerpo libre estabilidad lateral [4]

Figura 16. Diagrama polar perfil NACA0009

Lwf (N) 4833,07 Lh (N) 157,00

Mowf (Nm) 4833,07

Tabla 20. Resultados estabilidad estática longitudinal

36

12 SIMULACIÓN SOFTWARE ADS LIGHT

Como fue mencionado anteriormente, era necesario buscar una alternativa que respaldara los

cálculos basados en ecuaciones encontradas en la bibliografía. Puntualmente hablando, los

incrementos teóricos al coeficiente de sustentación por los dispositivos de alta sustentación.

El software ADS light permite hacer simulaciones para obtener parámetros de interés en diferentes

fases de vuelo como ascenso, crucero y descenso. Se selecciona una aeronave de características

similares (en este caso, se seleccionó el Zenith 801) y se agregan como input parámetros

geométricos y pesos tentativos para correr la simulación.

En la imagen 7 se puede ver el resultado de la simulación de la parte de aerodinámica. Como se

puede ver, el máximo coeficiente de sustentación fue mayor al encontrado con los incrementos

teóricos por dispositivos en los bordes de fuga y ataque. Esto comprueba que la aeronave no tendrá

ningún problema para elevarse a ninguna de las alturas analizadas.

Imagen 7. Resultados aerodinámica software ADS light

13 CAD CONCEPTUAL AIR-H1

Imagen 8. CAD conceptual Air-H1.

37

14 ESPECIFICACIONES AIR-H1

Vto(mph Vlan(mph Vc(mph) Vs(mph W/S

(lb/ft^2)

Lf Altura Envergadura

(m)

60 60 120 50 19,27 8,31 3,78 10

We/Wto (Kg) Wto (Kg) Combustible

(Kg)

Rango (mi) Potencia (HP)

0,583 1300 222 (sin

reserve)

528 250

15 TRABAJO FUTURO

Los puntos principales a trabajar para complementar y alcanzar un diseño conceptual a un nivel

considerable para pasar a una etapa de diseño preliminar son:

• Sistema de propulsión: El alcance de este proyecto se limitó en el sistema de propulsión a

calcular cuál debería ser la potencia del sistema de propulsión para elevar la aeronave

satisfaciendo el requerimiento de distancia de despegue. Es necesario hacer el análisis

completo del motor turboprop y consultar en la industria motores con características

adecuadas. Esto con el fin de replantear o justificar las dimensiones y pesos propuestos.

• Tren de aterrizaje: Es necesario realizar el análisis completo del tren de aterrizaje más allá

de especificar si es fijo o replegable. Esto complementaria la estabilidad estática, los pesos

propuestos y tendría en cuenta el incremento de arrastre en las diferentes etapas de vuelo

• Viabilidad desactivación aérea: Seria interesante investigar la viabilidad de un sistema que

eliminara por completo el peligro de los tripulantes al realizar la labor de desminado. Esta

se haría sin aterrizar, descendiendo a una altura considerable donde sea posible la

desactivación una vez identificada la zona potencialmente contaminada.

16 CONCLUSIONES

• Se realizó el diseño conceptual del sistema aerodinámico de una aeronave STOL para

transportar personal y equipo de desminado en Colombia que optimiza el peso y

complejidad de los sistemas, y es de manufactura simple.

• Se realizó el diseño del sistema de alta sustentación de la aeronave, que es capaz de generar

la sustentación necesaria para elevar la aeronave a casi cualquier altura del territorio

nacional.

• Se realizó el diseño del sistema del fuselaje que minimiza el arrastre sin comprometer la

comodidad de los pasajeros y con el suficiente espacio para llevar el equipo. También, tiene

38

espacio suficiente para reclinar una silla en caso de que un miembro del equipo resulte

herido.

• Se realizó el diseño del sistema de empenaje que permite la estabilidad y control de la

aeronave. Se analizó el caso básico de estabilidad estática longitudinal en fase de crucero.

17. BIBLIOGRAFÍA

[1] J. Roskam, Part I: Preliminary sizing of airplanes, Lawrence, Kansas: DAR corporation, 1997.

[2] J. Roskam, Part III: Layout design of cockpit, fuselage, wing and empennage: Cutaways and inboard

profiles, Lawrence, Kansas: DAR corporation, 1997.

[3] J. D. Anderson, Fundamentals of aerodynamics, Maryland: McGraw-Hill, 2001.

[4] M. Sadraey, Aircaft design: a systems engineering approach, New Hapmshire: Wiley, 2013.

[5] R. Salazar, «Descontamina Colombia,» Alto comisionado para la paz, [En línea]. Available:

http://www.accioncontraminas.gov.co/estadisticas/Paginas/victimas-minas-antipersonal.aspx. [Último

acceso: 21 04 2018].

[6] P. Republica, «Normatividad de la acción integral contra minas antipersonal en Colombia,» Programa

Presidencial para la Acción contra Minas Antipersonal (PAICMA), Bogotá, 2014.

[7] N. A. T. Organization, The aerodynamics of V/STOL aircraft, Berkley, California: AGARD, 2011.

[8] C. Heintz, «Anatomy of a STOL aircraft: Designing a Modern Short Take-Off and Landing Aircraft,»

Mexico, 2009.

[9] D. Raymer, Aircraft design: a conceptual approach, Second ed., Washington D.C: American institute of

aeronautics and astronautics, Inc., 1992.

[10] C. Heintz, «Zenith air,» [En línea]. Available: http://www.zenithair.net/airfoils/. [Último acceso: 15 11

2018].

[11] I. H. Abbot y A. Von Doenhoff, Theory of wing sections including a summary of airfoil data, New York:

Dover publications, Inc, 1959.

[12] J. Roskam, Part VI: Preliminary calculation of aerodynamic thrust and power Characteristics, Lawrence,

Kansas: DAR corporation, 1997.

[13] J. Franklin, «V/STOL Dynamics, Control, and Flying Qualities,» NASA, Moffet Field, 2000.

39

18. ANEXOS

1. Resultados completos simulación software ADS light

GENERAL (ADS V327)

Model Zenith STOL CH 801

Manufacturer

Sources Manufacturer website, 3-Vieuw drawing

Classification Light Airplane

General Layout Conventional

Flight Controls Dual central stick control

Accommodations 4 seats

Airworthiness Requirements FAR Part 23 (N)

Aircraft Type Touring

Airframe Fabric, Light alloy, Tube

Wing Configuration Braced, Rectangular, Unswept, High

Tail Configuration T-Tail, Fuselage mounted

Power Plant Configuration Single-engine, Turboprop, Tractor,

... Fuselage mounted

Landing Gear Configuration Fixed, Nose, Fuselage mounted

Length Overall 8,310 m

Height Overall 3,780 m

Maximum Positive Load Factor 3,8

Maximum Negative Load Factor -1,9

WING

Area 13,500 m²

Span 10,000 m

Aspect ratio (geometric) 7,41

Aspect ratio (aerodynamic) 7,41

Dihedral 0,0°

Incidence at root position 2,0°

Standard mean chord 1,350 m

AIRFOIL CHARACTERISTICS

WING LEADING EDGE DEVICE

Type

FLAPERONS

Type

Area (both) 3,460 m²

AIRFOIL OPTIMISATION

AIRFOIL GENERATING LOWER DRAG AT DESIGN SPEED

ADS-Professional ONLY

TAILS

Tails area 4,750 m²

Tails area / Wing area 0,352

HORIZONTAL TAIL

Type Stabiliser and elevator

40

Area 3,510 m²

AIRFOIL CHARACTERISTICS

ELEVATOR

Area 0,877 m²

Ratio - Elevator area vs Horizontal tail area 0,250

AIRFOIL OPTIMISATION

AIRFOIL GENERATING LOWER DRAG AT DESIGN SPEED

ADS-Professional ONLY

VERTICAL TAIL

Type Fin and rudder

Area 1,240 m²

AIRFOIL CHARACTERISTICS

RUDDER

Area 0,434 m²

Ratio - Rudder area vs Vertical tail area 0,350

FUSELAGE

Maximum Width 1,120 m

LANDING GEAR

Base 1,700 m

Track 1,600 m ( 16,0%)

ENGINE

Engine number 1

Engine model

Engine type

Weight-to-power ratio (Power loading) 9,69 kg/kW

PROPELLER

Number of propeller 1

Type

Number of blades 3

Propeller diameter 0,500 m

Disc area 0,196 m²

FUEL SYSTEM

Fuel system - Maximum fuel capacity 270.l

Fuel system - Fuel unusable 54.l

WEIGHT AND LOADING

Maximum Takeoff weight 1300,0 kg

Empty weight 867,6 kg

Useful weight 432,4 kg

Weight of fuel 194,4 kg

MISSION SEGMENT WEIGHT FRACTION

41

ADS-Professional ONLY

Ratio - Empty weight vs Maximum Takeoff weight 0,667

Ratio - Useful weight vs Maximum Takeoff weight 0,333

Ratio - Fuel weight vs Maximum Takeoff weight 0,150

Ratio - Useful weight vs Empty weight 0,498

Ratio - Fuel weight vs Empty weight 0,224

Ratio - Fuel weight vs Useful weight 0,450

Moment of inertia (MOI) about the longitudinal axis. 1493 kg.m²

Moment of inertia (MOI) about the vertical axis. 3039 kg.m²

Moment of inertia (MOI) about the lateral axis. 2380 kg.m²

Moment of inertia (MOI) about the long. & vert. axis. 0 kg.m²

Radii of gyration about the longitudinal axis 1,312 m

Radii of gyration about the vertical axis 1,872 m

Radii of gyration about the lateral axis 1,656 m

AERODYNAMICS

Maximum lift coefficient (Dirty) 3,66

Maximum lift coefficient (Clean) 2,53

Maximum lift increment 1,13

Wing loading at maximum Takeoff weight 96,3 kg/m²

Wing loading at empty weight 64,3 kg/m²

QUALITY CRITERIA

Fuel consumption (max.range) 53,25 l/100km

Fuel consumption (max.range) / Useful weight 0,1232 l/100km/kg

Fuel consumption (max.range) / Occupant 13,31 l/100km/Occ

CO2 emission (max.range) / Useful weight 0,2660 kg/100km/kg

CO2 emission (max.range) / Occupant 28,76 kg/100km/Occ

Ratio - Useful weight vs Maximum Takeoff weight 0,333

Ratio - Empty weight vs Maximum Takeoff weight 0,667

FLIGHT AT CRUISE SPEED

Mode

Flight speed 169 km/h

- True Air Speed (TAS) 169 km/h

- Indicated Air Speed (IAS) 150 km/h

Flight weight 975,0 kg

Flight altitude 2400.m

Lift coefficient - Total 0,66

Reynolds Number - Wing 3562404

RATE OF CLIMB

MAXIMUM RATE OF CLIMB

Mode

Flight weight 975,0 kg

Flight altitude 0.m

Rate of climb 3,700 m/s

TAKEOFF

Runway surface

Takeoff run 80.m

42

Takeoff distance to 15m 133.m

Takeoff weight 1300,0 kg

Flight altitude 1500.m

At rotation speed ...

BEST ENDURANCE

Endurance 3 h 0 min

BEST RANGE

Range 507 km

STALL

Stall speed (clean)

Mode

Stall speed 77 km/h

Flight weight 975,0 kg

Flight Altitude 0.m

Lift 9561 N

Lift coefficient 2,53

Stall speed (dirty)

Mode

Stall speed 64 km/h

Flight weight 975,0 kg

Flight Altitude 0.m

Lift 9561 N

Lift coefficient 3,66

MAXIMUM SPEED

Maximum speed 240 km/h

CEILING

Ceiling 4267.m

43

2. Planos aeronave air-H1