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Diseño UAVDiseño UAV
Cálculo de avionesIndianaTeam
INDY UAVINDY_UAV
Diseño
Diseño
Evolución del diseño
Día 0
Diseño
Evolución del diseño
Día 42
Diseño
Evolución del diseño
Día 71
Diseño
Evolución del diseñoDía 0
Día 42
Día 71
Diseño
Día 99
Diseño
Dimensiones FuselajeDimensiones FuselajeLongitud total: 2,65mDiá t d 0 33Diámetros zona carga de pago: 0,33m
Dimensiones AlaDimensiones AlaEnvergadura: 3,20m
Dimensiones Cola en VLongitud: 0,88m
Estructuras
Estimación de pesos, cargas y c.d.g.Estimación de pesos, cargas y c.d.g.
Evolución de pesos
94 8k ( t dí ti )94.8kg.(p. estadístico)
23.5kg. (Revisión 2)
18 02kg (Revisión 3)18.02kg.(Revisión 3)
16.48kg.(Definitivo)
Estimación de pesos. Ala
Estructura internaRefuerzo largueros
C t h d l t l i ti l Contrachapado en la zona central para resistir el momento flector.
Ali i d Aligeramiento de peso
En los extremos eliminamos los largueros g
AR: 9 NACA 4415B l 1/4’’C t h d Peso 3.486KgBalsa 1/4’’Contrachapado
Estimación de pesos. FuselajeVentajas
Mayor capacidad de carga de la requeridaMayor capacidad de carga de la requerida.Posible aumento del tanque de combustible.
Refuerzo (esfuerzos del ala)Refuerzo (esfuerzos del ala)Cuadernas en la zona de encastre de contrachapado.
Dividido en 3 zonasMorro 0.4m.Zona cilíndrica 1.4m (carga de pago)Zona cónica 0.85m (sujeta el tubo de f.c.)
Peso 7.747KgContrachapado 3/8’’Contrachapado 1/8’’
Estimación de pesos. Cola en V
CaracterísticasDiseño simpleCriterio estabilidad: S = 0 263m2Criterio estabilidad: S = 0.263m
Angulo: 43 83ºAngulo: 43.83ºNACA 0012AR: 3
Peso 0.77Kg
Estimación de pesos. Tren aterrizaje
TricicloMateriales:
Aluminio y fibra de Aluminio y fibra de carbono.
Dimensiones:Dimensiones:Altura: 0.35m.Ancho: 0.5m.Diámetro neumático: 5’’.
Peso 1.574Kg
Estimación de pesos. Motor
Ducted fanPeso elementos:
Hélice: 0 05kgHélice: 0.05kgMotor:0.900kgTubo de escape: 0 17KgTubo de escape: 0.17Kg.
Diámetro hélice: 16cm.Altura motor: 16 86cmAltura motor: 16.86cm.
Peso 1.30Kg
Estimación de pesos Tubo fibra de Estimación de pesos. Tubo fibra de carbono
Dimensiones:D inicial: 0 0843mD. inicial: 0.0843m.D. final: 0.073m.Grosor 1mmGrosor 1mm.Longitud: 0.85m.
Hueco para el motorHueco para el motor
Peso 0.735Kg
Estimación de pesos Otros Estimación de pesos. Otros elementos
Servos: 0 3KgServos: 0.3Kg.Tanque de combustible 0.5Kgq gPegamento + pintura: 1.2Kg.
Estimación c.d.g.En vacío:
Centro de gravedad 0.96m.
Estimación c.d.g.Criterio estabilidad:
Centro de gravedad 1.26m.
Comparativa Céfiro vs UAV
RatioElemento UAV Céfiro RatioCéfiro/UAV
P. Motor 1,574 1,8 1,16
P. Ala 4.274 4,4 1.02935
P. Fuselaje 7,747 3,15 0.4066
P. Tren aterrizaje 1,574 1,212 0.77
P. Cola 0,77 0,709 0,9207•Ducted fan
, , ,
Superficie alar 1,15 1,088 0,946
Long. Fuselaje 2 65 1 51 0 569
•Exigencias carga de pago
Long. Fuselaje 2,65 1,51 0,569
Envergadura 3.274 2,81 0.873
CargasAla:
Sustentación: fuerza de sustentación producida por el ala.
Fuselaje:A di á i d i bl f t l d id l l
Resistencia.
Aerodinámicas: despreciables frente a las producidas en el ala.Concentradas: encastre de la cola y del ala, tren de aterrizaje, carga de pago…Inerciales: debidas a las cargas de pago que hay en su interiorInerciales: debidas a las cargas de pago que hay en su interior.Presurización: al estar hablando de alturas bajas estas cargas van a ser despreciables.
Cola:Cola:Sustentación.Resistencia.
Tren de aterrizaje:Concentradas: peso del UAV, impacto en el aterrizaje.
CargasEncastre ala-fuselaje:
d b d l óMomento debido a la sustentación: 449.28 Nm.Momento debido al peso de ala: 1.42 Nm.
Tren de aterrizajeEsfuerzos en pista antes del despegue: p p g
Tren principal: 33.21kg.Tren de morro: 1.65kg.
Fuselaje:Cargas concentradasCargas de pago: 2x5kg.+2x2.5kg.Carga combustible: 3.38kg.
Aerodinámica
Aerodinámica-datos
Carga alar: 285 N/m^2S fi i l 1 20 ^2Superficie alar : 1,20 m^2Envergadura : 3,21 mEnvergadura : 3,21 mLongitud del fuselaje: 2,6 m
Aerodinámica-1ª estimación
Polar parabólica simple - Crucero
Cdo Clópt EmáxDespeque 0,027844291 0,785187011 14,09960572
Subida 0,027371941 0,778498593 14,22074154
CCrucero 0,0265236 0,766339906 14,446366Espera 0,027032299 0,773653551 14,30979961
DDescenso 0,027043588 0,773815081 14,3068125
Crucero 0,027564942 0,781238389 14,17086953
Aterrizaje 0 027856186 0 785354724 14 09659475Aterrizaje 0,027856186 0,785354724 14,09659475
Polar del avión
1
0,8
20452.00265.0 LD CC +=
0,6
L
despegue
bid
0,4
CL subida
Crucero
Espera
Aterrizaje
0,2
j
crucero2
00,01 0,025 0,04 0,055 0,07
CD
Polar del avión-Eficiencia16
Emáxcrucero=14,45
12
14,
10
nci
a
despegue
crucero
6
8
efi
cien
espera
descenso
crucero2
2
4
aterrizaje
subida
0
2
0 0,5 1 1,5 2 2,5 30 0,5 1 1,5 2 2,5 3
CL
Perfil Ala 4415Designfoil
Perfil Cola-0012Designfoil
Aerodinámica-CL
Función del ángulo de ataqueFunción del ángulo de ataque
α*93943450 +=C α939,4345,0 +=LC1,4
0,8
1
1,2
,
Cl
0
0,2
0,4
0,6C
CL
0
-5 0 5 10 15
Alphap
Aerodinámica-CLmáx
CLMAX Cl *(C /Cl ) C 1 0622DESPEGUE SUBIDA CRUCERO ESPERA CRUCERO2 DESCENSO ATERRIZAJE
CLMAX=Clmax*(CLMAX/Clmax)-ACL =1,0622
Clmax 1,435 1,445 1,458 1,448 1,435 1,446 1,435
0.9*clmax 1,2915 1,3005 1,3122 1,3032 1,2915 1,3014 1,2915
Cmo ‐0,102 ‐0,103 ‐0,104 ‐0,103 ‐0,103 ‐0,102 ‐0,102
correciónClmáx 1,0622
Aerodinámica- Emáx y CLopt
Desp Sub Crucero Esp Cruc Desc ater
Clopt 0,7999 0,7933 0,7815 0,7886 0,7888 0,7960 0,8001
Emáx 17,112 17,287 17 615 17,417 17,412 17,215 17,107Emáx , , 17,615 , , , ,
Aerodinámica-2ª Estimación2,5
LLD CCC 0138,00451,002758,0 2 −+=
1 5
2
1
1,5
crucero
despegue
0,5
CL subida
espera
crucero2
aterrizaje
00 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 0,07 0,08 0,09 0,1 0,11 0,12 0,13 0,14 0,15 0,16
aterrizaje
-1
-0,5
CDCD
Aerodinámica-Eficiencia
Emáx=17,615eficiencia-alpha
20eficiencia-alpha
Alpha=4,8º
10
15
en
cia
5
10
Efi
cie
0-5 0 5 10 15
Alpha
Comparación ambos modelos
1 4
0 9
1,4
0 4
0,9
1
0 1
0,4 crucero1crucero2
0 6
-0,10 0,05 0,1
-0,6
Conclusiones Aerodinámica
• Naca 4415 ala: •Poca curvatura•Poco momento •Bajo Clmáx-1,458Bajo Clmáx 1,458•Fácil Construcción•Entrada en pérdida localizada:alphamáx-14º
Naca 0012 cola:•Perfil simétrico clásico de superficies de control. Fá il t ió•Fácil construcción
•Información •Pérdida controlada:alphamáx-14º
Diseño simple y económico
Estabilidad
Indy: compromisos estables
Nuestro diseño garantizag
Facilidad de trimado en crucero con Facilidad de trimado en crucero con pequeños ángulos de ataque y deriva
Ausencia de pesos adicionales para
posibilitar el trimadoposibilitar el trimado
Posibilidad de sustituir la carga de pago os b dad de sust tu a ca ga de pago
por combustible: misión de autonomía
í áIndy: todavía más
Gran compromiso entre estabilidad y Gran compromiso entre estabilidad y
maniobrabilidad
Estabilidad longitudinal garantizada para
pequeñas perturbaciones
Trimado durante toda la misión-2
Trimado longitudinal desde Wmax hasta W0
-4
-3
-5
4
deriv
a
7
-6
angu
lo
-8
-7
11.522.533.544.55-9
angulo de ataque
Magnitudes Magnitudes representativas (I)p ( )
PARÁMETRO VALOR
Distancia horizontal morro‐cdg 1.26
Distancia hori ontal morro ca ala 1 215Distancia horizontal morro‐ca ala 1.215
Distancia horizontal morro‐ca cola 2.45
Ángulo de incidencia del ala 0
Superficie alar 1.2
Superficie horizontal de cola 0.19p
Margen estático 12.4%
Estabilidad
Simulaciones dinámicas: modo longitudinalu a o d á a odo o g ud a
Respuesta a un impulso para el Respuesta a un impulso para el modo fugoide
4Impulse response for the Phugoide Mode
2
3
1
tude
-1
0
Am
plit
-3
-2
0 50 100 150 200 250 300 350 400-4
3
Time [s]Time [s]
Respuesta a un escalón para el Respuesta a un escalón para el modo fugoide
35Step response for the Phugoide Mode
25
30
20
25
tude
15Am
plit
5
10
0 50 100 150 200 250 300 350 4000
Time [s]
Respuesta a un impulso para el Respuesta a un impulso para el corto periodo
0.15Impulse response for the Short Period Mode
0 05
0.1
0
0.05
tude
-0.05Am
plit
-0.15
-0.1
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-0.2
Time [s]Time [s]
Respuesta a un escalón para el Respuesta a un escalón para el corto periodo
0.15Step response for the Short Period Mode
0.05
0.1
0
itude
-0.05Am
pli
-0.15
-0.1
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-0.2
Time [s]Time [s]
Consideraciones sobre las Consideraciones sobre las superficies de control
Los alerones ocupan el tercio exterior de d i lcada semiala
L d d l l ó 20% l La cuerda del alerón es un 20% la cuerda del ala
Un 80% del borde de salida de la cola en V está dotado de timón
La cuerda de los timones es un 20% la La cuerda de los timones es un 20% la
cuerda del perfil de la colap
Crucero con viento lateralIndy es capaz de volar con viento
dcruzado
L d fl i d l fi i d Las deflexiones de las superficies de mando son razonables y parecidas en
á dmágnitud
Ángulos de balance adecuados que Ángulos de balance adecuados que
garantizan la seguridad de la carga de
pago y la continuidad de la vigilancia
Resultados simulación
δ δ φBETA aδ rδ φ
5º 3.18º 3.22º 6.91º
10º 6 36º 6 44º 13 93º10 6.36 6.44 13.93
15º 9.54º 9.66º 21.16º
Propulsión
Planta PropulsoraDucted Fan
Hélice entubada
+
Motor 2 tiempos
Planta Propulsora
Ducted Fan
T51TA2E s T5,1TAA2E s ==
Planta PropulsoraModelo Propulsivo para Ducted Fan
Basado en el motor 91VR-DFHélice 12 mm de diámetro.Hélice 12 mm de diámetro.Relación áreas: Ah/A=0,9; As/A=0,75
91VR-DFMotor de dos tiemposCilindrada: 14 76 ccCilindrada: 14.76 ccrpm: 2,500-25,000Power output: 4.8 hp @ 22,000 Peso: 23.4 oz (660 g)Combustible: glow fuel
Planta PropulsoraModelo Propulsivo para Ducted Fan
Empuje en función de la velocidad para 91 VR-DF
Empuje vs Velocidadp j
70
75
55
60
65
mpu
je (N
)
h=0h=100
h=200h=300
40
45
50Em h=400h=500
350 10 20 30 40 50 60
Velocidad (m/s)
Planta PropulsoraModelo Propulsivo para Ducted Fan
Incremento de empuje con ducted fan:
Empuje en bancada V=0
N22969)PA
A4(E 31
2s =ρ=
Empuje en bancada V=0
Hélice entubada: N229,69)PA
A4(E i =ρ=
( )2
Hélice entubada:
( ) N399,58PA2E 3i =ρ=Hélice convencional:
Incremento del empuje del 18,5%
Planta PropulsoraN6,117T 0t =Elección del motor
AE
801P
23
out =Actuaciones
1,6
1,8
AAA4
8,0 sρ
0,8
1
1,2
1,4
Tto/Wto
MOTORESD Pout0
0,2
0,4
0,6
0,8
12 cm 7,418 kW
14 cm 6,358 kW
00 100 200 300 400
T/W(N/m2)
14 cm 6,358 kW
16 cm 5,563 kWT/W(Subida) T/W(Perdida) T/W(Despegue) T/W(Crucero) T/W(Viraje)
Planta PropulsoraElección del motor
Power output vs Engine capacity
16
24,6 cc10121416
put (
kW)
d=12 cm
32,9 cc7,42 kW
24,6 cc5,56 kW
28,15 cc468
10
ower
uot
p d 12 cmd= 14 cmd=16 cm
6,36 kW02
0 10 20 30 40 50
Po
Engine capacicy (cc)
Planta PropulsoraElección del motor
MOTOR HÉLICE RPMmax
RPM según paso (in)Pout(kW)
D ( )
6 8 10 12 14(kW) (cm)
7,418 12 28679 37442 28081 22465 18721 16046
6 358 14 24582 32093 24069 19256 16046 137546,358 14 24582 32093 24069 19256 16046 13754
5,563 16 21510 28081 21061 16849 14041 12035
D=16 cm, paso= 12 in., p
RPM=14041< RPMmax=21510
Planta PropulsoraElección del motor
Hélice Pout Cubicaje Peso Empuje V=0D=16 cm 5,563 kW 24,61 cc 0,98 kg 117,6 N
Empuje vs Velocidad
140
80
100
120
je (N
)
20
40
60
Empu
j
0
20
0 10 20 30 40 50 60Velocidad (m/s)
Planta PropulsoraDimensionado Motor
Planta PropulsoraDimensionado Motor
Dimensiones (mm)
CC A B C D E F G H J91VR-DF 14,76 52 25 133,5 61 109,5 66 43,5 53,5 87,51,5 in cu 24,61 61,7 29,6 158,3 72,3 129,8 78,3 51,6 63,4 103,8
Planta PropulsoraDimensionado Motor
Tuned PipeSize Length Weight3.5cc (.20-.36) 11" 1.2 oz
Tuned Pipe
6.5cc (.35-.45) 11¼" 1.8 oz7.5cc (.40-.50) 12¼" 2.0 oz L8.5cc (.45-.60) 12¾" 2.0 oz10cc (.60-.75) 13 1/8" 2.2 oz15cc (.90-1.2) 15½" 3.0 oz25cc (1.2-1.7) 23" 6.0 oz
24,61cc=1,5 in cu:
Longitud: 584 mm35cc (1.7-3.2) 23½" 6.6 oz
Longitud: 584 mm
Peso: 170 gr
Planta PropulsoraDimensionado Motor
Motor
980 kg
Tuned Pipe
L=158,3 mmHélice
150 gr Tuned Pipe
170 gr
150 gr
L=100 mm
L=584,2 mm
Longitud total: 842,5 mm
Peso total: 1,3 kg
Planta Propulsora
/ 0 9; 0 75·A A A A= =Dimensionado Motor
0 0
0
/ 0,9; 0,7516, 4
sA A A AD cm
= =
=0D D
14,6sD cm=
L=84 3 cm
0D sD
L=84,3 cm
cm45,8Rcm4,10J 0 =<=
Actuaciones
Punto de trabajoActuaciones
1 8
1 2
1,4
1,6
1,8
0,6
0,8
1
1,2
Tto/Wto
0
0,2
0,4
0,6
0 100 200 300 400
T/W(N/m2)
T/W(Subida) T/W(Perdida) T/W(Despegue) T/W(Crucero) T/W(Viraje)
T/W 0 3T/W 0,3
W/S 285
S 1,2 m2S 1,2 m
Wto 34,86 Kg
Características operativas
Distancias de despegue y aterrizajep g y j
Segmentos restrictivos
Alcances
A t íAutonomías
Consumos y pesosConsumos y pesos
Envolvente de vuelo
Carga de pago alcance
Distancias de despegueLa calculamos por segmento obteniendo:
Sg=110,099mS =66 18mSt=66,18m
Sc=55,66mSc 55,66m
De esta forma la distancia empleada para el despegue será:
Stotal=m<300m impuesta por el RFP
Distancias de aterrizajeEn el caso del aterrizaje las distancia necesaria para su realización es:
S 96 90mSb=96,90m
Sf=55 67mSf 55,67m
Sa=55,67ma
Obteniendo una distancia total de aterrizaje de:
Stotal=218,74m
Segmentos restrictivosViraje
smV
i jstall 4,20= smVopt 12,23=svirajestall , svirajeopt ,
Viraje180
120
140
160
Drag
(
Th t
40
60
80
100
Thru
st o
r ThrustDragVstall
0
20
0
0 10 20 30 40 50 60 70Speed (m/s)
Crucero 2 mVopt 07,23= scruceroopt ,2
Crucero 2
6000bl smV
cruceroaut 0307,182max =
4000
5000
ria o
dis
pini
smV
cruceroalc 73,232max =
1000
2000
3000
ncia
nec
esar
0
1000
0 10 20 30 40 50 60
Pote
n
Potencia disponibleSpeed (m/s) Potencia disponiblePotencia necesariaVstall
Subida Vv 3,954 m/s
Subida
Gradiente 16%V 23 5 m/s
140160180
ag (
V 23,5 m/s
6080
100120
rust
or D
ra
ThrustDrag
0204060
Thr g
Vstall
-4 6 16 26 36 46 56 66 76
Speed (m/s)
Crucero 1
Crucero 1
7000
Potencia disponible
Potencia necesaria
5000
6000
7000
-dis
poni
ble
Vstall
Potenciadisponible(Throttle 1)
2000
3000
4000
a ne
cesa
ria-
0
1000
2000
0 10 20 30 40 50 60
Pote
ncia
0 10 20 30 40 50 60Speed (m/s)
Alcance
Estimado 452,48Km
Real 562,05Km,
Crucero 1
Exigido 185,2 Kmg ,
Real 202,9 Km
Exceso 8,72%
Distribución de alcances
Distribución de alcances (Km)
Subida
Despegue
Descenso
Crucero1Crucero3
DescensoSubida 2Crucero2
Autonomia
Estimada 7h 18min 9s
Real 7h 53min 22s
Espera
Exigido 14400sg do 00s
Real 14521,65s
Exceso 0,83%Exceso 0,83%
Distribución de autonomías
Distribución de autonomias(s)
AterrizajeDescenso Despegue Subida
Crucero1
Crucero2
Subida 2Crucero3
Crucero2
EsperaDescenso
Giros
Consumos y pesos
C=3 38 KgC=3,38 Kg
Wto=34,86 Kg
Wf/Wto=0,90305722
Distribución gráfica de consumos
Distribución de consumos
aterrizaje
descenso2 subida
despegue
crucero1crucero3
subida 2
giros
crucero2
esperag osdescenso
Envolvente de vueloEnvolvente de Vuelo
5
6
7
2
3
4
5
0
1
2
n
-3
-2
-1
-40 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65
Velocidad (m/s)
Diagrama carga de pago-alcance
4034,86
31,45
30
35
26,48
21,4825
30
(Kg
)
15
20
Peso
s
5
10
00 459,75 1190,923 2097,347
alcance(Km)
Mejoras futuras (I)
Estudio de la cola en V detallado y su
influencia en configuraciones de vuelo
i dcon viento cruzado
Estudio de las cargas con más Estudio de las cargas con más
profundidad (diseño de las uniones)p ( )
Estudio de la estabilidad en otras
configuraciones distintas al crucero
Mejoras futuras (II)
Diseño de fuselaje desmontable y Diseño de fuselaje desmontable y
ampliable
Inclusión de tren de aterrizaje
retráctil
Diego CanalesSandra EcheverríaSandra EcheverríaRosa GarridoCristina PrietoJavier Quilez Jesus SampedroJesus Sampedro
Aerodinámica- Datos Polar
Desp Sub Crucero Espera Cruc Desc Ater
Cdo1 0 0278 0 0273 0 02652 0 02703 0 02704 0 02704 0 02785Cdo1 0,0278 0,0273 0,02652 0,02703 0,02704 0,02704 0,02785
Cdo2 0,0289 0,0284 0,02758 0,02809 0,02810 0,02862 0,028913, , 0,02758 , , , ,
K 0,0451 0,0451 0,0451 0,0451 0,0451 0,0451 0,0451
K2 0,0138 0,0138 0,0138 0,0138 0,0138 0,0138 0,0138
Estimación c.d.g.
Elemento C.D.G. respecto al morro PesopMotor 1,98 1,25
Ala 1,275 3,48690484
Fuselaje 1 1 4 34971733Fuselaje 1 1 4,34971733
Fuselaje2 2,08 2,01496714
Fibra de carbono 2,27 0,73514596
Tren de aterrizaje principal 1,3 1,06602714
Tren de aterrizaje delantero 0,45 0,50823759
Carga de pago1 0,9 5
Carga de pago2 0,6 5
Carga de pago3 1,5 2,5
Carga de pago4 1,5 2,5g p g
Combustible 1,75 3,4
Cola 2,5 0,77
Estimación de pesos. Cola en V
ElementosElemento Material Elementos Peso total
Costillas Balsa 1/8’’ 6 0.0843/
Borde de salida B. 1x1x36’’ 1 0.0238
Borde entrada B. Leading edge 1x36’’ 1 0.0290
Largueros B 3/8x3x36’’ 2 0 0518Largueros B. 3/8x3x36 2 0.0518
Soporte largueros Spruce 4 0.0808
Recubrimiento B. Sheets 1/4x4x36’’ 2 0.1146
Estimación de pesos. FuselajeFuselajeElemento Material Elementos Peso total
Cuadernas I Balsa 1/8’’ 16 0.106
Cuadernas II Contrachapado 1/8’’ 9 0.147
C d III C t h d 3/8’’ 3 0 295Cuadernas III Contrachapado 3/8’’ 3 0.295
Larguerillos B. Strips 1/8x3/8x36’’ 12 0.2036/ /
Suelo Contrachapado 1/8’’ 1 1.921
Paredes B. sheets 1/4x4x36’’ 2 0.801Paredes /
Recubrimiento B. Sheets 1/4x4x36’’ 1 1.624
Estimación de pesos. AlaElementosElemento Material Elementos Peso total
Costillas Balsa 1/8’’ 42 1.184
Borde de salida B. 1x1x36’’ 1 0.156
Borde entrada B. Leading edge 1 0 214Borde entrada g g1x36’’ 1 0.214
Largueros 1 Contrachapado 1/8'' 2 0.141
Largueros 2 Balsa ¼’’ 4 0.147
Soporte largueros Spruce 4 0.598
Recubrimiento B. Sheets 1/4x4x36’’ 2 1.044
Magnitudes Magnitudes representativas (extra)p ( )
PARÁMETRO VALOR
Flecha ala y cola 0ºy
Diedro 2º
Distancia vertical ala‐centro fuselaje 0.15
Distancia horizontal aerodinámico del ala con cdg 0.9
Superficie de cola vertical 0.17
i i h i l di á i d l l d 0Distancia horizontal centro aerodinámico de la cola con cdg 0.7
Distancia horizontal centro aerodinámico de la cola con cdg 0.6
Diámetro medio del fuselaje en la raíz del ala 0.33j
Superficie vertical con Rudder 25%
Superficie de ala con alerón 33%
Ratio cuerda alerón‐cuerda media ala 0.2
Ratio cuerda deriva‐cuerda cola 0.3