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INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y
ELECTRICA UNIDAD PROFESIONAL TICOMAN
INGENIERIA AERONAUTICA
“DISEÑO Y ANALISIS DE LA CUADERNA DONDE EMPOTRA EL ALA DE UNA AERONAVE CUATRIPLAZA MONOMOTOR DE CATEGORIA
UTILITARIA”
TESINA DE PROYECTO
PARA OBTENER EL TITULO DE INGENIERO EN AERONAUTICA
P R E S E N T A:
CALDERON ZALDIVAR ENRIQUE JESUS GALINDO VERGARA LUIS JOSE
LOZANO TRUJILLO RAMON IVAN
MEXICO D. F. 5 DE JULIO DE 2007
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En este camino recorrido, lleno de retos y momentos difíciles, donde los grandes logros
saben mejor compartidos; agradecemos a todas las personas que no solo estuvieron en
los mejores momentos, las que dieron mano y ayuda en los peores, las que fueron fe y
aliento en las vicisitudes, y que fueron y son parte importante en nuestra vida.
A nuestros padres, nuestra guía y gran ejemplo, gracias por sus grandes enseñanzas y
cuidados, esos que son la parte medular de nuestra educación; a nuestras hermanas y
hermanos, nuestro apoyo y conciencia, pues siempre están a nuestro lado y son el
aliento en nuestra existencia; a nuestros compañeros y amigos, cómplices y testigos de
lo vivido, aquellos con quienes pasamos grandes instantes en la vida; a los profesores y
asesores, quienes compartieron su conocimiento y nos hicieron crecer como personas y
como profesionistas; a quienes dudaron de nuestra capacidad y de nuestra pasión por la
vida, pues ellos fueron los que hicieron sacar lo mejor de nosotros y este gran proyecto.
Porque por cada paso que hemos dado ha habido muchos mas al lado, por todo lo que
nos han dado, les agradecemos siempre y por siempre.
Ramón Iván Lozano Trujillo
Enrique Jesús Calderón Zaldivar Luis José Galindo Vergara
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ÍNDICE
Resumen 1 Introducción 2 Capitulado 3 Justificación 4 Objetivo General 5 Objetivos específicos 5 Alcances 5 Marco Teórico 6 Metodología de trabajo 8
Capitulo 1 DEFINICIÓN DEL PROYECTO 9 1.1 Identificación de las necesidades a resolver 9 1.1.1 Determinación de los requerimientos y expectativas del cliente 9 1.2 Compilación de información técnica de aeronaves. 10 1.3 Análisis estadístico comparativo 21 1.4 Características técnicas de la aeronave seleccionada 24 1.4.1 Vistas ortogonales del avión 24
Capitulo 2 CONDICIONES DE TRABAJO 28 2.1 Descripción de las condiciones de carga de la aeronave 28 2.1.1 Cargas a considerar en el fuselaje 29 2.1.2 Estandarización de cargas en el diseño 29 2.2 Peso y balance de la aeronave 30 2.2.1 Cálculo del peso y balance de la aeronave 31 2.3 Envolvente de vuelo 36 2.3.1 Cálculo de la envolvente de vuelo por maniobra 37 2.3.2 Análisis por ráfaga 46 2.4 Cargas en el fuselaje 53 2.4.1 Cargas de equilibrio 53 2.4.2 Cargas de Inercia 57 2.4.3 Cargas críticas sobre la cuaderna 64
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Capitulo 3 MODELADO DE LA CUADERNA DONDE EMPOTRA EL ALA 70 3.1 Definición de las cuadernas 70 3.2 Modelado de la cuaderna donde empotra el ala 73 3.3 Propósito de la geometría de las cuadernas 74 Capitulo 4 SIMULACIÓN Y ANÁLISIS 75 4.1 Condiciones de carga y criterios de simulación 76 4.2 Análisis de la cuaderna 77 Conclusiones 80 Anexos 81 Bibliografía 106
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RESUMEN
En este trabajo se desarrolló el proceso de diseño y análisis de las cuadernas
donde empotra el ala para una aeronave cuatriplaza de categoría utilitaria.
Las características geométricas de la aeronave propuesta se determinaron con
base en un análisis estadístico-comparativo de características cuantitativas y
cualitativas de aeronaves que el mercado ofrece.
Se desarrolló la envolvente de vuelo de la aeronave propuesta y se buscó
contar con un estudio que arrojara fuerzas muy apegadas a la realidad que se
pudieran presentar en las distintas condiciones de vuelo de la aeronave.
Cada uno de los cálculos fue documentado junto con su procedimiento y existe
un apartado de fórmulas que rigen y explican la obtención de los distintos
valores significativos.
Se seleccionó el tipo de viga para la cuaderna en función de la geometría de la
armadura, pensando en la manera más práctica y segura de unir los largueros
y atiezadores.
El análisis de esfuerzos en las cuadernas y su modelado fue realizado por
medio de un programa de cálculo por elemento finito.
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INTRODUCCIÓN
El trabajo que se pretende desarrollar con el presente proyecto de titulación
servirá para identificar y aplicar aspectos, normatividades y consideraciones
importantes e imprescindibles en el cálculo de ciertos elementos estructurales
del fuselaje de un avión utilitario de cuatro plazas, que a su vez determinará las
condiciones máximas de resistencia estructural, una vez logrado lo anterior y
contando con un modelo bastante aceptable, finalmente se puede lograr una
optimización de la misma mediante la evaluación de sus diversos
comportamientos debidos a cambios de las características de la estructura,
tales como materiales, elementos y secciones.
Por otra parte es una herramienta importante el uso de diversos paquetes de
software con los cuales el trabajo tanto de calculo, diseño y dibujo se realizan
de una manera mucho mas sencilla y efectiva, no obstante el razonamiento
lógico y ordenado nos permitirá contar con resultados mas precisos.
El cálculo estructural de los principales elementos de una aeronave es una
tarea sumamente interesante pero a su vez puede tornarse compleja debido a
los diversos factores que intervienen en el proceso de vuelo, es por ello que de
una manera breve pero no por ello ineficiente se considerarán esas
condiciones en el presente trabajo.
Finalmente el motivo principal por el cual se elabora éste trabajo es que su
desarrollo quede como base para su evaluación, brinde un aprendizaje a
futuras generaciones de la especialidad de diseño y construcción y formule la
constitución de prototipos de algunos elementos estructurales para su posible
construcción, de manera próxima a su entrega.
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CAPITULADO Capitulo 1 DEFINICIÓN DEL PROYECTO,
Se realiza la propuesta de una aeronave que satisfaga las características
primordiales de servicio y funcionamiento (cuatriplaza y de categoría utilitaria)
con base en un análisis comparativo.
Capitulo 2 CONDICIONES DE TRABAJO.
Se desarrolla la envolvente de vuelo de la aeronave y se determinan las cargas
aerodinámicas sobre la estructura en condición de vuelo recto y nivelado.
Capitulo 3 MODELADO DE LA CUADERNA DONDE EMPOTRA EL ALA.
En este capitulo se determina la estructura del fuselaje y la geometría de la
sección transversal de la cuaderna, así cómo la forma en planta de ésta.
Capitulo 4 SIMULACIÓN Y ANÁLISIS,
En este capitulo se lleva a cabo la simulación del comportamiento de la
cuaderna bajo las condiciones de funcionamiento que se determinaron a lo
largo del trabajo.
Con base en los datos obtenidos en la simulación, se analizará el
comportamiento de la cuaderna y las condiciones críticas de ésta, así como los
esfuerzos y deformaciones que se presenten en ella.
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JUSTIFICACIÓN
En lo que respecta al trabajo, éste conceptualizará de manera clara,
simplificada y específica lo que mejor se adecua a las necesidades para el
cálculo de los principales elementos de un fuselaje, no obstante que además
se considera en primera importancia la relación del mismo con los demás
elementos como la semiala.
La realización de ésta tesis surge como necesidad al tener que conceptualizar,
identificar y calcular los principales elementos estructurales presentes en una
aeronave cuatriplaza que mejor nos funcionen, debido a que se pueden
utilizar cosas ya existentes en el mercado pero muchas de las veces no son
diseñadas para los fines que se buscan y por lo tanto es una prioridad de
acuerdo a nuestro criterio el buscar la optimización de dicha estructura.
Formalmente nuestra hipótesis queda de la siguiente manera:
“Si se obtiene una estructura adecuada para una aeronave de uso utilitario de
cuatro plazas, entonces las expectativas de contar con un buen desempeño
son mayores”.
Con lo anterior queremos denotar que mientras se le tome mayor importancia
a los elementos principales como la cuaderna donde empotra el ala tendremos
gran ventaja al contrarrestar los problemas mayores que se pueden presentar.
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OBJETIVO GENERAL
Desarrollar la metodología necesaria para diseñar la cuaderna del fuselaje
donde se empotra el ala de una aeronave cuatriplaza monomotor y
posteriormente analizar y simular las condiciones a las que son sometidos los
elementos estructurales propuestos.
OBJETIVOS ESPECÍFICOS
En función de la metodología existente encontrar una propuesta de solución
para el caso en estudio que mejor se adecue al contexto del problema.
Realizar una estimación de las condiciones de carga a las que serán sometidos
los elementos del caso de estudio.
Realizar el modelo virtual de los elementos propuestos en función de las
condiciones de carga estimadas apoyándonos en un software de análisis por
elemento finito.
Realizar una simulación de la operación de estos elementos estructurales,
auxiliándonos del programa computacional Ansys 10.0 así como un análisis e
interpretación de los resultados arrojados por el mismo software.
ALCANCES
• Diseño de las cuadernas donde se empotra el ala.
• Análisis y modelado de las cuadernas.
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MARCO TEORICO En los comienzos de la aviación el objetivo del diseñador era soportar las
cargas estructurales y aerodinámicas, no había tecnología para abordar un
avión mono ala. Los perfiles eran de sección delgada. Las estructuras
exteriores inicialmente sólo servían de revestimiento procurando disminuir la
resistencia aerodinámica.
Hubo intentos fallidos de estructuras monocasco por el no control del pandeo
- Condiciones en el fuselaje
El propósito de un avión es transportar una carga de pago, una carga útil o una
carga militar. Los fuselajes se diferencian claramente entre ellos según cuál
sea el propósito del avión.
Cargas sobre el fuselaje
-Aerodinámicas: de pequeño valor comparadas con el ala
-Concentradas: reacciones del ala, tren, cola...
-Inerciales: en el interior se alojan elementos de tamaños y pesos diversos
-Presurización: Aquellos de atmósfera artificial diferente a la presión ambiental.
Estructura semi-monocasco básica: Un Tubo único de pared delgada con
cuadernas y longitudinalmente con los largueros y larguerillos. De esta forma
se soportan bien los estados de flexión, torsión y cargas axiales. De manera
ideal debería estar libre de aberturas. Las aberturas se suelen solucionar con
marcos de refuerzo.
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Misión del Fuselaje Misiones del fuselaje: albergar y proteger a la carga de pago (ha de tener un
volumen interno que acondicionar para colocarla); albergar a la tripulación (ha
de tener una cabina con visibilidad suficiente); albergar instrumentos y aviónica;
resistir las reacciones del resto de elementos del avión y sus propias cargas
internas, aerodinámicas, etc. (es la estructura central del avión); proporcionar la
distancia necesaria al centro de gravedad de ala y superficies estabilizadoras
(para equilibrar momentos y dar capacidad de mando, lo cual proporciona
requisitos de dimensiones).
Formas típicas de fuselajes dependiendo del tipo de avión.
Las características principales son:
Aspecto longitudinal: caracterizado por una geometría suave para conseguir
buenas propiedades aerodinámicas, pero no demasiado esbelta. =esbeltez
transvcaracttamlongitud . En dirección longitudinal, el fuselaje se divide en
zona de morro, zona del volumen útil (incluye cabina) y fuselaje de cola.
Respecto a su diseño, debe impedirse que éste no toque el suelo al despegar
o aterrizar y que no haya desprendimiento de la corriente.
138 −≈
Sección transversal: puede ser rectangular o circular. Las secciones circulares
se utilizan en aviones que necesitan presurización (necesario en aviones en
subsónico alto, por altura de vuelo), esta sección también puede diseñarse
como una línea cerrada compuesta por arcos de circunferencia u óvalos. Las
secciones aproximadamente rectangulares se utilizan en aviación regional
para aprovechamiento de la cabina, con las limitaciones que conlleva en
cuanto a baja velocidad y altura, además de no presurización.
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METODOLOGÍA DE TRABAJO
La siguiente es la secuencia de pasos que éste equipo de trabajo considera adecuada
y pertinente para cumplir con el desarrollo del proyecto:
1.- Recopilación de información pertinente referente a los elementos estructurales de
un fuselaje (materiales, normatividad, metodologías, consideraciones).
2.- Determinación de los requerimientos de la aeronave.
3.-Formulación del diseño conceptual de los principales elementos del fuselaje, en
esta etapa se deben generar conceptos que solucionen de la mejor manera el
problema del diseño de las cuadernas en un fuselaje y finalmente se selecciona la
mejor opción.
4.-Diseño a detalle funcional, en esta etapa deben realizarse los cálculos de
dimensiones, espacios necesarios, disposición de elementos para el buen
funcionamiento, etc. creando un ciclo de cálculos y la aplicación de los conceptos de
construcción.
5.-Optimización del diseño.
6.-Uso de software CAD Y CAE
7.-Simulación de condiciones reales y obtención de resultados.
8.-Presentación e interpretación de resultados finales.
9.-Desarrollo de conclusiones.
El tipo de fuentes en las cuales se pretende basar éste trabajo constará de aquellas
con un periodo de tiempo no muy largo (5 años) para que se puedan optimizar los
resultados con información reciente, independientemente a ello podrían utilizarse
ciertas bibliografías con periodos de edición superiores pero que nos sirvan como
ayuda extra a la conceptualización y desarrollo de éste proyecto.
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CAPITULO 1 DEFINICIÓN DEL PROYECTO
1.1 IDENTIFICACIÓN DE LAS NECESIDADES A RESOLVER En los orígenes de este proyecto, se planteó la necesidad del diseño y
construcción de una aeronave de cuatro plazas, de categoría utilitaria y con
una capacidad de carga mayor a 1000 Kg.
El diseño estructural requiere de análisis detallados en secciones que sean
críticas debido a las cargas que soportan y a la necesidad de seguridad que la
aeronave requiere. Partes críticas de unión en el fuselaje cómo las cuadernas
donde empotra la bancada del motor, cuadernas donde se empotra el
empenaje horizontal o el empenaje vertical, las alas, cuadernas donde empotra
el tren de nariz, el tren de aterrizaje, la piel del avión, etc.
Es necesario tomar en cuenta el FAR (Federal Aviation Regulation) sección 23
referente al diseño de una aeronave, buscando que una vez llevada acabo la
construcción de la aeronave, ésta este dentro de los lineamientos de
certificación.
1.1.2 DETERMINACIÓN DE LOS REQUERIMIENTOS Y EXPECTATIVAS DEL CLIENTE
De acuerdo con lo definido en el punto anterior, los requerimientos del cliente
se dividirán en obligatorios y deseables. Los obligatorios serian aquellas
normas de diseño que estipula el FAR 23, mientras que los requerimientos
deseables son aquellos que el cliente final puede esperar del producto.
Aun de los requerimientos del cliente, se buscará optimizar el diseño y mejorar
los resultados en los requerimientos deseables, donde es posible aplicar
diversas soluciones no restringidas por alguna norma, cómo ocurre con los
requerimientos obligatorios.
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Requerimientos obligatorios:
• Cumplir con los límites de factor de carga estipulados en la
envolvente de vuelo.
• Factor de seguridad.
Requerimientos deseables:
• Que sea muy confiable
• Que el conjunto sea ligero
• Que tenga un diseño simple
• Menor costo posible
• Estable
1.2 COMPILACIÓN DE INFORMACIÓN TÉCNICA DE AERONAVES
Las siguientes fichas técnicas son resultado de una compilación de distintas
fuentes, donde se buscó que se tuvieran los mismos datos por cada aeronave.
Los datos necesarios para un análisis estadístico general requeridos en este
trabajo son: largo, alto, envergadura, superficie alar, peso vacío, peso máximo,
motor y potencia; los datos secundarios, son para darse una idea más
particular de lo necesario para una aeronave de este tipo.
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NOMBRE: Beechcraft 35 Bonanza
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.67 Altura (m) 4.42 Envergadura (m) 10.01 Superficie alar ( ) 2m 16.5 Plazas 4 Peso Máximo 1236 kg Peso Vacío 760 kg Velocidad de desplome 101 km/h
Velocidad de nunca exceder 306 km/h
Velocidad de crucero 250 km/h
Alcance 1247 km Techo de servicio 5200 m Régimen de ascenso 5.6 m/s
Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo retractil
Motor Continental E-185 de 205 Hp
NOMBRE: Cessna Skylane 182
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.83 Altura (m) 2.84 Envergadura (m) 10.97 Superficie alar ( ) 2m 16.2 Plazas 4 Peso Máximo 1410.672 kg Peso Vacío 893.577 kg Velocidad de desplome 90.748 km/h
Velocidad de nunca exceder 324.1 km/h
Velocidad de crucero 268.6 km/h
Alcance 1722 km Techo de servicio 18,100 ft Régimen de ascenso 4.7 m/s
Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Lycoming IO-540-
AB1A5 de 230 hp
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NOMBRE: Grumman América AA-5
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 6.7 Altura (m) 2.4 Envergadura (m) 9.6 Superficie alar ( ) 2m 13 Plazas 4 Peso Máximo 1090 kg Peso Vacío 680 kg Velocidad de desplome 92.65 km/h
Velocidad de nunca exceder 314 km/h
Velocidad de crucero 217 km/h Alcance 1270 km Techo de servicio 4200 m Régimen de ascenso 259 m/min Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Lycoming O-360-A4k
de 180 hp
NOMBRE: Cessna 177 Cardinal
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.44 Altura (m) 2.62 Envergadura (m) 10.82 Superficie alar ( ) 2m 16.2 Plazas 4 Peso Máximo 1134 kg Peso Vacío 716 kg Velocidad de desplome 85.3 km/h
Velocidad de nunca exceder 300 km/h
Velocidad de crucero 250 km/h Alcance 1120 km Techo de servicio 4450 m Régimen de ascenso 4.27 m/s Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Lycoming O-360-
A1F6D DE 180 hp
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NOMBRE: Piper PA-28
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.3 Altura (m) 2.2 Envergadura (m) 10.7 Superficie alar ( ) 2m 15.8 Plazas 4 Peso Máximo 1,107 kg Peso Vacío 680 kg Velocidad de desplome 88.95 km/h
Velocidad de nunca exceder 296 km/h
Velocidad de crucero 235 km/h Alcance 1,167 km Techo de servicio 3,350 m Régimen de ascenso 3.25 m/s Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo retractil Motor Lycoming O-320-D3G
de 160 hp
NOMBRE: Cessna 210 Centurión
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.59 Altura (m) 2.87 Envergadura (m) 11.15 Superficie alar ( ) 2m 16.3 Plazas 4 Peso Máximo 1725 kg Peso Vacío 1015 kg Velocidad de desplome 100 km/h
Velocidad de nunca exceder 324 km/h
Velocidad de crucero 249 km/h Alcance 1972 km Techo de servicio 5300 m Régimen de ascenso 950 ft/min Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Triciclo retractil Motor Continental IO-520-L
de 300 hp
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NOMBRE: Diamond DA-40
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.01 Altura (m) 2.00 Envergadura (m) 11.94 Superficie alar ( ) 2m 13.5 Plazas 4 Peso Máximo 1150 kg Peso Vacío 750 kg Velocidad de desplome 92.7 km/h
Velocidad de nunca exceder 285 km/h
Velocidad de crucero 278 km/h Alcance 1400 km Techo de servicio 4300 m Régimen de ascenso 730 ft/min Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Lycoming IO-360-M1A
de 180 hp
NOMBRE: Cessna 180
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.7 Altura (m) 2.29 Envergadura (m) 10.36 Superficie alar ( ) 2m 16 Plazas 4 Peso Máximo 1,158 kg Peso Vacío 690 kg Velocidad de desplome 100 km/h
Velocidad de nunca exceder 267 km/h
Velocidad de crucero 195 km/h Alcance 1247 km Techo de servicio 6098 m Régimen de ascenso 350 m/min Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Patín de cola Motor Continental O-470-A de
225 hp
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NOMBRE: Piper PA-20 Pacer
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 6.28 Altura (m) 2.53 Envergadura (m) 8.93 Superficie alar ( ) 2m 13.7 Plazas 4 Peso Máximo 503 Peso Vacío 907 Velocidad de desplome 78 km/h
Velocidad de nunca exceder 227 km/h
Velocidad de crucero 200 km/h Alcance 862 km/h Techo de servicio 4575 m Régimen de ascenso 610 ft/min Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Tren de patín Motor Lycoming O-320-B DE
160 hp
NOMBRE: Stinson 108-3
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.7 Altura (m) 2.29 Envergadura (m) 10.36 Superficie alar ( ) 2m 15.86 Plazas 4 Peso Máximo 1,090 kg Peso Vacío 587 kg Velocidad de desplome 100 km/h
Velocidad de nunca exceder 234 km/h
Velocidad de crucero 200 km/h Alcance 1200 km Techo de servicio 4267 m Régimen de ascenso 235 m/min Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Patín de cola Motor Franklin 6 a 4165 hp
21
NOMBRE: Cessna 172
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.28 Altura (m) 2.72 Envergadura (m) 11 Superficie alar ( ) 2m 16.2 Plazas 4 Peso Máximo 1,110 kg Peso Vacío 743 kg Velocidad de desplome 92.6 km/h
Velocidad de nunca exceder 302 km/h
Velocidad de crucero 228 km/h Alcance 1272 km Techo de servicio 4,120 m Régimen de ascenso 3.7 m/s Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Lycoming IO-360-L2A
DE 160 hp
NOMBRE: Cessna 175 Skylark
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.08 Altura (m) 2.72 Envergadura (m) 10.97 Superficie alar ( ) 2m 16.2 Plazas 4 Peso Máximo 1,066kg Peso Vacío 607 kg Velocidad de desplome 100 km/h
Velocidad de nunca exceder 236 km/h
Velocidad de crucero 224 km/h Alcance 957 km Techo de servicio 4850 m Régimen de ascenso 259 m/min Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Continental GO-300C
de 175 hp
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NOMBRE: Aero Boero AB-180
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.08 Altura (m) 2.05 Envergadura (m) 10.78 Superficie alar ( ) 2m 17.4 Plazas 4 Peso Máximo 890 kg Peso Vacío 602 kg Velocidad de desplome 94 km/h
Velocidad de nunca exceder 225 km/h
Velocidad de crucero 200 km/h Alcance 1180 km Techo de servicio 4200 m Régimen de ascenso 312 m/min Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Patín de cola Motor Lycoming O-360-A1A
de 180 hp
NOMBRE: Fairchild 24 R Argus
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.26 Altura (m) 2.24 Envergadura (m) 11.07 Superficie alar ( ) 2m 16.4 Plazas 4 Peso Máximo 1,089 kg Peso Vacío 669 kg Velocidad de desplome 100 km/h
Velocidad de nunca exceder 254 km/h
Velocidad de crucero 209 km/h Alcance 1200 km Techo de servicio 4100 m Régimen de ascenso 3.4 m/s Posición del ala Ala alta Tren de aterrizaje Patín de cola
Motor Warner R-500 super scarab de 145 hp
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NOMBRE: Robin DR 400
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 6.96 Altura (m) 2.23 Envergadura (m) 8.72 Superficie alar ( ) 2m 13.6 Plazas 4 Peso Máximo 900 kg Peso Vacío 535 kg Velocidad de desplome 94 km/h
Velocidad de nunca exceder 278 km/h
Velocidad de crucero 245 km/h Alcance 1450 km Techo de servicio 4720 m Régimen de ascenso 825 ft/min Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo Fijo Motor Lycoming O360A de
180 hp
NOMBRE: Piper Arrow III
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.49 Altura (m) 2.37 Envergadura (m) 10.76 Superficie alar ( ) 2m 15.8 Plazas 4 Peso Máximo 1,248,5 kg Peso Vacío 812 kg Velocidad de desplome 100.51 km/h
Velocidad de nunca exceder 338 km/h
Velocidad de crucero 253 km/h Alcance 1,644.5 km Techo de servicio 4,939 m Régimen de ascenso 4.22 m/s Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo retractil Motor Lycoming IO-360-C1C6
de 200 hp
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NOMBRE: Z l i n Z 1 4 3 L CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.58 Altura (m) 2.91 Envergadura (m) 10.14 Superficie alar ( ) 2m 15.8 Plazas 4 Peso Máximo 1,350 kg Peso Vacío 730 kg Velocidad de desplome 100.51 km/h
Velocidad de nunca exceder 235 km/h
Velocidad de crucero 210 km/h Alcance 1,335 km Techo de servicio 4,939 m Régimen de ascenso 3.5 m/s Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo retractil Motor TEXTRON Lycoming,
USA Type O-540-J3A5
NOMBRE: Socata Rallye TB9 CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.58 Altura (m) 2.91 Envergadura (m) 10.14 Superficie alar ( ) 2m 15.8 Plazas 4 Peso Máximo 1,350 kg Peso Vacío 730 kg Velocidad de desplome 100.51 km/h
Velocidad de nunca exceder 235 km/h
Velocidad de crucero 210 km/h Alcance 1,335 km Techo de servicio 4,939 m Régimen de ascenso 3.5 m/s Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo retractil Motor Lycoming IO-540
de 250 HP
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NOMBRE: A23A Musketeer Custom III
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 7.85 Altura (m) 2.51 Envergadura (m) 10.0 Superficie alar ( ) 2m 13.6 Plazas 3 Peso Máximo kg 1,089 Peso Vacío kg 624 Velocidad de desplome km/hr 110.4
Velocidad de nunca exceder km/hr 235
Velocidad de crucero km/hr 200
Alcance km 1,257 Techo de servicio m 3,962 Régimen de ascenso m/s 4.46 m/s
Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Lycoming O-360
de 180 hp (136 kW)
NOMBRE: The Beech 76 Duchess
CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS:
Largo (m) 8.00 Altura (m) 2.82 Envergadura (m) 10.85 Superficie alar ( ) 2m 12.6 Plazas 4 Peso Máximo 1,315 kg Peso Vacío 932 kg Velocidad de desplome 188 km/hr
Velocidad de nunca exceder 368 km/hr
Velocidad de crucero 295 km/hr Alcance 1480 km Techo de servicio 4,432 m Régimen de ascenso 5.08 m/s Posición del ala Ala baja Tren de aterrizaje Triciclo fijo Motor Teledyne Continental
IO-360-ES de 180 hp
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1.3 ANÁLISIS ESTADÍSTICO-COMPARATIVO Tabla estadística cuantitativa
No. Aeronave Largo (m) Altura (m) Superficie alar
m2 Envergadura (m) Peso máximo (Kg.) Peso Vacío (Kg.)
1 Beechcraft 35 Bonanza 7,67 4,31 16,5 10,01 1236 760
2 Cessna Skylane 182 8,83 2,84 10,97 10,97 1410,672 893,577
3 Grumman American AA-5 6,7 2,4 13 9,6 1090 680
4 Cessna 177 Cardinal 8,44 2,62 16,2 10,82 1134 716
5 A23A Musketeer Custom III 7,85 2,51 13,6 10 1089 624
6 Cessna 180 7,7 2,29 16 10,36 1158 690
7 Piper PA-28 7,3 2,2 15,8 10,7 1107 680
8 Cessna 210 8,59 2,87 16,3 11,15 1725 1015
9 Fairchild 24 R Aarhus 7,26 2,24 16,4 11,07 1089 669
10 Stinson 108-3 7,67 2,4 15,86 10,35 1090 587
11 Cessna 172sp 8,2 2,72 16,2 11 1110 743
12 Piper Arrow III 7,5 2,4 15,8 10,8 1248,5 812
13 Zlin Z-143-L 7,58 2,91 15,8 10,14 1350 730
14 Cessna 175 Skylark 8,08 2,72 16,2 10,97 1066 607
15 Diamond DA-40 8,01 2 13,5 11,94 1150 750
16 Aero Boero 180 7,08 2,05 17,4 10,78 890 602
17 Robin DR 400 6,96 2,23 13,6 8,72 900 535
18 Socata Rallye TB9 7,64 3,2 15,8 9,76 1350 730
19 Piper PA-20 Pacer 6,28 2,53 13,7 8,93 907 503
20 The beech 76 Duchess 8 2,82 12,6 10,85 1315 932
Medidas Promedio 7,67 2,61 15,06 10,45 1170,76 712,93
Tabla 1,- Comparación de características cuantitativas.
Tabla estadística cualitativa
No. Aeronave
Posición de
ala Motor Tipo de tren Potencia del Motor
1 Beechcraft 35 Bonanza Ala baja continental e-185 Triciclo Retractil 205 HP
2 Cessna Skylane 182 Ala alta Lycoming IO-540 Triciclo fijo 230 HP
3 Grumman American AA-5 Ala baja Lycoming O-360 Triciclo fijo 180 HP
4 Cessna 177 Cardinal Ala alta Lycoming OI-360 Triciclo Fijo 180 HP
5 A23A Musketeer Custom III Ala baja Lycoming O-540 Triciclo Retractil 180 HP
6 Cessna 180 Ala alta Continetal O-470 Patín de cola 225 HP
7 Piper PA-28 Ala baja Lycoming O-320 Triciclo Retractil 160 HP
8 Cessna 210 Ala alta Continental IO-520 Triciclo Retractil 300 HP
9 Fairchild 24 R Aarhus Ala alta Warner R-500 Patín de cola 145 HP
10 Stinson 108-3 Ala alta Franklin 6 Patín de cola 416 HP
11 Cessna 172sp Ala alta Lycoming IO-360 Triciclo fijo 160 HP
12 Piper Arrow III Ala baja Lycoming IO-360 Triciclo retractil 200 HP
13 Zlin Z-143-L Ala baja Lycoming O-540 Triciclo retractil 250 HP
14 Cessna 175 Skylark Ala alta GO-300C Triciclo Fijo 175 HP
15 Diamond DA-40 Ala baja Lycoming IO-360 Triciclo fijo 180 HP
16 Aero Boero 180 Ala alta Lycoming O_360 Patín de cola 180 HP
17 Robin DR 400 Ala baja Lycoming O-360 Triciclo Fijo 180 HP
18 Socata Rallye TB9 Ala baja Lycoming 540 Triciclo retractil 250HP
19 Piper PA-20 Pacer Ala alta Lycoming O-320 Patín de cola 160 HP
20 The beech 76 Duchess Ala baja Continental IO-360 Triciclo fijo 200 HP
Conclusiones Ala alta +++ Triciclo fijo ***
Tabla 2.- Características cualitativas
27
Estudio comparativo
Este estudio estadístico-comparativo se hizo para determinar de manera
práctica la geometría de una aeronave al no contarse con un análisis
aerodinámico previo; sin embrago, es recomendable que se cuente con un
estudio aerodinámico que permita conocer la geometría aerodinámica mas
eficiente en cuanto al vuelo.
En la tabla 1 y en la tabla 2 se han determinado las medidas generales que
caracterizarán al avión y nos permitirá a avanzar en el cálculo de las cuadernas
de tal forma que lo que se haga sea aplicable a cualquier aeronave en
proyectos futuros de diseño.
Se puede observar fácilmente la eficiencia que muchos aviones alcanzan con
su diseño, y la perfecta combinación entre potencia y aerodinámica, ya que
cumplen con el principal objetivo de hacer volar una peso, que en ocasiones
llega a ser muy grande aun cuando las dimensiones de la aeronave son
relativamente pequeñas en comparación con los demás.
La potencia y el motor fueron determinados en función del peso que la
aeronave tendrá; se hizo una comparación y se buscó un modelo ya existente
que tuviera un peso mayor o igual al propuesto y características geométricas
muy parecidas.
28
1.4 CARACTERISTICAS TÉCNICAS DE LA AERONAVE SELECCIONADA
En conclusión la aeronave tendrá las siguientes características:
Largo (m): 7.67
Alto (m): 2.61
Envergadura (m): 10.45
Superficie alar (m2): 15.06
Peso máximo (kg): 1170.76
Peso en vacío (kg): 712.93
Motor (kg): Lycoming IO-360
Potencia (kg): 200 hp
Perfil aerodinámico: NACA 2412
Tabla 3.- Características finales
Sobre éstas características se diseñará la propuesta de la aeronave y
posteriormente, una vez teniendo las 3 vistas de la aeronave, se determinará la
geometría de las cuadernas.
1.4.1 VISTAS ORTOGONALES DEL AVIÓN
Se determinaron las medidas generales de la aeronave y se plasmaron en las
siguientes vistas ortogonales diseñadas en un programa de CAD y basados en
aviones similares al nuestro.
Con base en estos dibujos y en las medidas del fuselaje se determinaron las
dimensiones de la cuaderna a diseñar.
29
30
31
32
CAPITULO 2 CONDICIONES DE TRABAJO DEL AVIÓN
2.1 DESCRIPCIÓN DE LAS CONDICIONES DE CARGA EN LA AERONAVE
En ingeniería se conocen bien los tipos de fuerzas que pueden actuar en una
estructura: tensión, compresión, torsión y corte.
En una aeronave, compuesta por una estructura, se le someterá a fuerzas de
todo tipo y con efectos combinados, lo cual hace que el diseño sea más
complejo y digno de ser considerado cuidadosamente.
Las cargas varían según la condición de vuelo de la aeronave, partiendo desde
el despegue hasta el aterrizaje, pasando por una condición de vuelo recto y
nivelado.
A) CARGAS EN EL DESPEGUE.- Cargas producidas por el empuje de los
motores o unidades auxiliares en el despegue que después de efectuado se
apagan
B) CARGAS EN EL ATERRIZAJE.- Pueden ser de diferente magnitud
considerando las superficies en las cuales se llevará a acabo el mismo (Tierra,
agua, etc.), pero en todos los casos existen fuerzas de impacto y aceleración a
suelo.
C) CARGAS AERODINAMICAS.- Cargas en vuelo, las cuales se producen
debido a maniobras que realiza el avión y a ráfagas de viento.
33
D) CARGAS DE USO.- Son las cargas que se presentarán según sea el
objetivo y uso de la aeronave (Militares, remolcador, carguero, caza, planeador,
etc.)
2.1.1 CARGAS A CONSIDERAR EN EL FUSELAJE
En el análisis del fuselaje, las cargas producidas por las presiones dinámica y
estática del aire se consideran secundarias, pues toman mayor importancia las
cargas concentradas cuyos efectos están combinados producidas por el motor,
ala, tren de aterrizaje, empenaje, etc.; por otro lado, el fuselaje es el lugar
donde todas las cargas antes mencionadas son distribuidas en todos los
elementos estructurales, los cuales a su vez ofrecen resistencia a esas cargas
consideradas características de sus secciones y arreglo.
En el diseño de fuselaje se deben considerar todas estás cargas y la
aceleración no contemplada en el plan de vuelo, por lo cual el fuselaje se
diseña en las condiciones criticas de carga producidas en vuelo (por ráfaga y
por maniobra) y en el aterrizaje, a fin de ser utilizados en el análisis de
esfuerzos para el diseño de la estructura.
2.1.2 ESTANDARIZACIÓN DE CARGAS EN EL DISEÑO Las agencias que fungen como autoridades aeronáuticas tanto civiles como
militares, han definido requerimientos para los diferentes tipos de aeronaves
con respecto a la magnitud de las cargas a utilizar en el diseño estructural de
un avión.
Los requerimientos especifican las condiciones de diseño de la diversa
clasificación de las aeronaves, los cuales básicamente se refieren a los
factores de carga, velocidades y aceleraciones a las que se encontrará
sometida la aeronave a cualquier altitud de vuelo.
34
Las agencias militares definen las cargas máximas que soportará un avión en
toda su vida como cargas aplicadas, mientras que las autoridades civiles las
definen como cargas límite.
2.2 PESO Y BALANCE DE LA AERONAVE El peso es la fuerza de atracción gravitatoria ejercida de forma perpendicular a
la superficie de la tierra, con un sentido hacia abajo y con una intensidad
proporcional a la masa del cuerpo sobre la cual se ejerce. En un avión, esta
fuerza atrae continuamente al avión hacia abajo, por lo cual ha de
contrarrestarse por la fuerza de levantamiento para mantener al avión en vuelo.
Ésta fuerza no tiene menor importancia que las otras tres principales en una
aeronave (sustentación, resistencia, empuje o tracción); de hecho, éste es de
los mayores problemas en el diseño de una aeronave; es por eso que es
necesario calcular muy bien el peso a cargar y la distribución de éste.
El centro de gravedad es el punto de un cuerpo en el cual se considera ejercida
la fuerza de gravedad que afecta la masa de dicho cuerpo, es decir, donde se
considera ejercido el peso.
El avión es libre de moverse en cualquier dirección, todos sus movimientos los
realiza pivoteando sobre el centro de gravedad, el cual no es necesariamente
fijo sino que su posición hacia atrás, hacia delante, hacia la izquierda o hacia la
derecha está en función de la distribución del peso.
La importancia de la situación del centro de gravedad viene dada por su
carácter determinante en cuanto a la estabilidad y la seguridad del aeroplano.
Las fórmulas necesarias para el cálculo del peso de la aeronave se encuentran
en el anexo 1 y se aplican solo para aeronaves pequeñas con un peso menor a
7000 lb.
35
2.2.1 CÁLCULO DEL PESO Y BALANCE DE LA AERONAVE Ala
( )
⎢⎢⎢
⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +
⎟⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜⎜
⎝
⎛ +⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
993.05.036.0
61.057.065.0
5001
))(2(1
100)0cos(5^10948.96 Ve
ct
SwARNWWt TO λ
( )⎢⎢
⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛ +⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
993.05.036.061.057.065.0
5002051
)44)(.2(72.1
100162
)0cos(25.7
5^104.42570948.96Wt
=Wt 147,35 lb.
Fuselaje
( )⎢⎢
⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
1.1338.0857.0286.0
10010105^10)(
200 VeHWLNWWt FTO
( )⎢⎢
⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
1.1338.0857.0286.0
100205
1057.62579
1016.25
5^10)4.4(2579200Wt
=Wt 322,74 lb.
Empenaje horizontal
( )( )⎢⎢
⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
458.05.0483.02.187.0
33.035.12
1035.46
10003.42
5^10127 NWWt TO
( )( )⎢⎢
⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
458.05.0483.02.187.0
33.035.12
1035.46
10003.42
5^104.42579127Wt
=Wt 106,65 lb.
36
Empenaje vertical
( )⎢⎢⎣
⎡
⎥⎥⎦
⎤⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
5.02.187.0
459.69.4
1007839.19
5̂10)4.4(25795.98Wt
=Wt 6,79 lb.
Tren de aterrizaje
( ) ( )( )( ) 684.0501.0 4.425796.23054.0=Wt
=Wt 153,88 lb. Propulsión
( ) ( )1294575.2 922.0=Wt
=Wt 485,95 lb. Sistema de combustible
( ) ( ) ( ) ]⎢⎢⎣
⎡⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
+=
21.113.02.03.0
6.0 11100116049.2Wt
=Wt 9,11lb.
Superficie de control
( ) 7.257908.1=Wt
=Wt 263,92 lb. Sistema eléctrico
51.
1000811.9426 ⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛ +
=Wt
=Wt 53,50 lb.
37
38
Sistema Mecánico
=Wt
( )( ) 25.01425.34=Wt
=Wt
( )2771.0=Wt
=Wt
=Wt
=Wt
=Wt
145,67 lb. Mueblería Asiento de la tripulación
133,47 lb. Asiento pasajero
64,06 lb. Piloto y pasajero
308,37 lb. Pasajeros
308.37 lb. Equipaje
69 lb.
TABLA DE PESO Y BALANCE DE LA AERONAVE
ELEMENTO Peso (lb) Brazo de palanca (ft) Ejes cuerpo Momentos X Y Z Mx My Mz Ala 147,35 6,98 0 5,8712 1028,501611 0 865,1201517 Fuselaje 322,74 9,0528 0 3,7064 2921,717919 0 1196,210597 Empenaje Horizontal 106,65 20,008 0 3,7064 2133,786697 0 395,2752406 Empenaje Vertical 6,79 20,89 0 6,3304 141,7749564 0 42,9627661 Tren de Aterrizaje 153,88 7,4784 0 0,7544 1150,763505 0 116,0857922 Propulsión 485,95 1,7712 0 4,0672 860,7183769 0 1976,464421 Sistema de combustible 9,11 2,5584 0 2,7552 23,30971387 0 25,10276879 Superficie de control 263,92 8,7 0 5,74 2296,115539 0 1514,908413 Sistema mecánico 145,67 17,0232 0 3,5424 2479,693814 0 516,0056492 Sistema eléctrico 53,50 4,592 0 4,2312 245,6872353 0 226,3832382 Asiento de tripulación 133,47 6,3632 0 3,3128 849,2912962 0 442,1568088 Asiento de pasajeros 64,06 8,8232 0 3,3128 565,214192 0 212,217968 Piloto y pasajero 308,37 6,3632 0 3,3128 1962,219984 0 1021,568136 Pasajeros 308,37 8,8232 0 3,3128 2720,810184 0 1021,568136 Equipaje 69 12 3,5752 850,9632 246,6888 Sumatoria 20230,56822 0 9818,718887 Peso Máximo 2578,83 Carga de paga 0 X y z c.g 7,844875255 0 3,807437536
Distancias en metros del
c.g 2,391730261 0 1,160804127 *Todas las medidas están dadas en pies.
Tabla 4.- Peso y balance con el máximo peso
39
40
ELEMENTO Peso (lb) Brazo de palanca (ft) Ejes cuerpo Momentos
X Y Z Mx My Mz Ala 147,349801 6,98 0 5,8712 1028,501611 0 865,1201517 Fuselaje 322,7419052 9,0528 0 3,7064 2921,717919 0 1196,210597 Empenaje Horizontal 106,6466762 20,008 0 3,7064 2133,786697 0 395,2752406
Empenaje Vertical 6,786737979 20,89 0 6,3304 141,7749564 0 42,9627661 Tren de Aterrizaje 153,8783035 7,4784 0 0,7544 1150,763505 0 116,0857922 Propulsión 485,9521098 1,7712 0 4,0672 860,7183769 0 1976,464421 Sistema de combustible 9,111051389 2,5584 0 2,7552 23,30971387 0 25,10276879 Superficie de control 263,9213263 8,7 0 5,74 2296,115539 0 1514,908413 Sistema mecánico 145,6655514 17,0232 0 3,5424 2479,693814 0 516,0056492 Sistema eléctrico 53,50331779 4,592 0 4,2312 245,6872353 0 226,3832382
Asiento de tripulación 133,469213 6,3632 0 3,3128 849,2912962 0 442,1568088 Asiento de pasajeros 64,06 8,8232 0 3,3128 565,214192 0 212,217968 Piloto 154,185 6,3632 0 3,3128 292294,9696 0 981,109992
Sumatoria 306991,5445 0 8510,003807 Peso Máximo 2047,27 Carga de paga 532 X y z
c.g 149,9515919 0 4,156754936
Distancias en metros del
c.g 4.571694874 0 1,267303334 Tabla 5.- Peso y balance con mínimo peso
*En esta tabla se restan el peso de los pasajeros y del equipaje
2.3 ENVOLVENTE DE VUELO
En aerodinámica, la envolvente de vuelo se refiere a las capacidades de un
diseño en términos de velocidad y factor de carga.
Los aviones son diseñados con factores de seguridad basados en su actuación
durante el vuelo y las velocidades en las que se desempeña.
Las limitaciones por factor de maniobra están basadas en años de experiencia
en la operación de aeronaves y profunda experimentación con tecnología de
vanguardia dando resultados satisfactorios desde el punto de vista seguridad y
desempeño.
Las aceleraciones en el avión debidas a ráfagas de viento, no se encuentran
bajo el control del piloto y dependen de la dirección y velocidad de la ráfaga de
aire.
La velocidad del avión incrementa ampliamente las cargas aplicadas en el
mismo, el momento aerodinámico del ala, así como las aceleraciones por
ráfaga; por lo cual se ha impuesto en los diseños de aeronaves, limitarlas a una
determinada velocidad máxima de vuelo.
Estos requerimientos de diseño pueden ser representados graficando los
factores de carga y velocidad para obtener un diagrama que representa los
límites de los factores de carga positivos y negativos a diversas velocidades a
las cuales se manejará la estructura del avión
Los factores de carga, positivos y negativos, corresponden a las condiciones de
alto ángulo de ataque y bajo ángulo de ataque respectivamente.
41
2.3.1 CALCULO DE LA ENVOLVENTE DE VUELO POR MANIOBRA Existen dos formas de calcular la envolvente de vuelo establecidas en el
FAR 23; un método se encuentra en el apéndice A y el otro método se
encuentra en la subparte C. Para aeronaves con pesos menores a 6000lb de peso se puede utilizar el
método del apéndice A, mientras que las aeronaves con un peso mayor al
mencionado deben utilizar la metodología establecida en la subparte C.
Puesto que el peso de la aeronave propuesta en este trabajo es menor a
6000lb, se procederá entonces a realizar el cálculo de la envolvente de vuelo
por el método establecido en el Apéndice A. Los factores de carga iniciales establecidos con los cuales se debe trabajar
para cada categoría de aeronave, se muestran en la siguiente tabla.
Puesto que la aeronave propuesta en este trabajo será diseñada en una
categoría utilitaria, el factor positivo de carga en la envolvente por maniobra
será de 4.4, mientras que en la parte negativa, según lo que la tabla nos dice,
el factor de carga será de -2.2; tal como se verá en la gráfica y los cálculos
efectuados posteriormente.
Limite de de velocidad con Factores de Cargas. Categoría Categoría Categoría
Normal Utilitaria Acrobática
n1 3.8 4.4 6.0
n2 -0.5n1 0.4 n1
Buscar n3 desde la Fig. 1aa
Factores
de
Cargas
en
Vuelos Buscar n4 desde la Fig. 2aa
Tabla 6. Clasificación de aeronaves por el FAR 23 según el uso de la
aeronave.
42
De acuerdo a la tabla anterior, los factores de carga para nuestra aeronave
quedan de la siguiente forma; los valores de n3* y n4** son calculados con
base en las tablas 1aa y 2aa establecidas en el FAR y mostradas más
adelante.
Limite Ultimo
n1 4.4 6.6
n2 -2.2 -3.3
n3 4.4 *
n4 -2.2 **
Tabla 7. Factores de carga con el factor de seguridad
Especificaciones Generales de la Aeronave Propuesta y datos necesarios para
el desarrollo de la envolvente de vuelo.
Tabla 8. Características generales de la aeronave.
Peso máximo (Wmax) 2579.295154 lb.
Superficie alar (S) 162.1044909 ft2
Envergadura (B) 34.2847769 ft
Longitud (L) 25.16404199 ft
Carga alar W/S 15.91131214 Lb/ft2
Densidad 0.0023769 lb s2/ft4
CL máx. 1.478 perfil 2412
CL máx. negativo -0.8382 perfil 2412 (pendiente de la curva de
levantamiento) a 4.47
Longitud de la CAM 4.265 ft
Factor de Seguridad 1.5
43
Las fórmulas utilizadas para calcular las velocidades de diseño que a
continuación se presentan se encuentran en el apéndice A, en la sección para
el cálculo de la envolvente de vuelo.
a) Cálculo de la velocidad de maniobra Va
⎟⎟⎠
⎞⎜⎝⎛=
SWnVa 10.15
⎟⎟⎠
⎞⎜⎝⎛=
1044909.162295154.25794.40.15Va Va = 125.507765 knots
b) Calculo de la velocidad de crucero Vc
⎟⎟⎠
⎞⎜⎝⎛=
SWnVc 10.17
⎟⎟⎠
⎞⎜⎝⎛=
1044909.162295154.25794.40.17Vc Vc = 142.212433 knots
c) Calculo de la velocidad de no exceder Vd
⎟⎟⎠
⎞⎜⎝⎛=
SWnVc 10.24
⎟⎟⎠
⎞⎜⎝⎛=
1044909.162295154.25794.40.24Vd Vd = 200.812424 knots
44
d) Velocidad de desplome Vs para CL máximo positivo
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
+max
2SCl
WVsδ Vs = 56.38389 knots
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
)1.478)(1044909.162)(0023769.0()295154.2579(2Vs
e) Velocidad de desplome Vs' para CL máximo negativo
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
)-0.8382)(1044909.162)(0023769.0()295154.2579(2 Vs'
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
−max
2 Vs'SCl
Wδ
Vs' = 74.8718258 knots
Vc min 142.242133 Knots Vc seleccionada 145 knots
Vd min 200.812424 Knots Vd seleccionada 205 knots
Va min 125.507765 Knots Va seleccionada 130 knots
Vs 56.38389 Knots
Vs' 74.8718258 Knots
Tabla 9. Velocidades obtenidas en el cálculo de la envolvente.
La velocidad seleccionada corresponde a valores simplificados a enteros de
manera que su lectura en instrumentos sea más práctica que las velocidades
obtenidas.
45
Calculo de n3 (factor de carga limite positivo en velocidad de crucero)
( )
0193.1142.242133
145
0097.701
415.91131214.41
min
.
=
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
=
=
K
knotsVcVc
K
swn
SWn
sel
Figura 1.- Gráfica para cálculo n3
La curva seleccionada según nuestra constante K calculada es la
correspondiente al valor de 1, y nuestro producto SWn1 nos lleva a la parte
donde ya no es legible el valor de intersección de estas coordenadas; por lo
cual se considera el valor de la relación n3/n1 igual a 1.
De la figura A1: 113:1 =
nnA
n3 = n1 = 4.4
46
Calculo de n4 (factor de carga limite negativo en velocidad de crucero)
( )
0097.701
415.91131214.41
=
=
swn
SWn
0193.1142.242133
145
min
.
=
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
K
knotsVcVcK sel
Figura 2.- Gráfica para n4
La curva seleccionada según nuestra constante K calculada es la
correspondiente al valor de 1, y nuestro producto SWn1 nos lleva a la parte
donde ya no es legible el valor de intersección de estas coordenadas; por lo
cual se considera el valor de la relación n3/n1 igual a 1.
)4.4(5.015.04;5.014:2 −=−=−= nn
nnA
2.224 −== nn
47
Cálculo de las curvas cuyo límite es n1 para la parte positiva y n2 para la parte
negativa de la envolvente de vuelo.
La región encerrada entre los límites cuyos factores de carga máximos son n1
y n2 y la velocidad máxima es la velocidad de no exceder se le llama
envolvente de vuelo por maniobra; ya que cualquier perturbación a cualquier
velocidad que genere un factor de carga menor a los máximos establecidos
hará a la aeronave crítica por maniobra.
Para determinar la ecuación de curva es necesario que deduzcamos a partir de
cuando el factor de carga es 1, ya que en ese sentido, tenemos condiciones
ideales que nos dan un equilibrio de fuerzas en vuelo recto y nivelado y nos
permiten entender las demás condiciones de vuelo.
Para:
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=WLn ´ Cuando el factor de carga es igual a 1, tenemos que L = w
Entonces: 2
max2
2
max2
2'⎟⎠⎞
⎜⎝⎛==⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛=
VsVn
SCVVSCVV
LLn
L
L
δδ
Ecuación de curva 1
La velocidad de desplome utilizada en la ecuación varía dependiendo la curva
que se pretenda graficar; cuando se grafica la curva en la región positiva la
velocidad de desplome corresponde a aquella que se calculó utilizando el
CL máximo negativo, mientras que cuando se grafica la curva en la región
negativa la velocidad de desplome corresponde a aquella que se obtuvo
utilizando el CL máximo negativo.
Con este factor de carga obtenemos las curvas de la grafica de la envolvente
de vuelo, se lleva el cálculo hasta un factor de carga último de 6.6 debido al
factor de seguridad indicado en el FAR 23 y cuyo valor es 1.5, por lo tanto:
n= 4.4 (1.5) n = 6.6
48
V 0 25 56.4 75 80 90 119
n 0 0.19659 1 1.76934 2.01312 2.5 4.4
Tabulando la ecuación de curva 2 y multiplicando n × -1 y variando V desde
cero hasta la velocidad de maniobra, se obtiene la siguiente tabla.
49
El cálculo se realiza de la siguiente forma:
La velocidad del punto A de la envolvente (velocidad de maniobra para Vs+)
será:
knotsVaVsVaVsVa 27.1184.4knots 56.38384.44.4
2
===⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛= +
+
Va
sel.= 119 knots
Tabulando la ecuación de curva 1 y variando V desde cero hasta la velocidad
de maniobra, se obtiene la siguiente tabla.
Tabla 10.- Curva en la región positiva
La velocidad del punto G de la envolvente (velocidad de maniobra para Vs-)
será:
knotsVsVsV
GG 05.1112.274.87182582.22.2 '
2
' ==⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
Va
sel.= 112 knots
VVG =
V 0 25 50 74.9 80 112
n 0 -0.11 -.045 -1 -1.4 -2.2
Tabla 11.- Curva en la región negativa
50
Envolvente de Vuelo
VG
VA Vc VdVs
Vs'
Factor de carga ultimo positivo
Factor de carga limite positivo
Factor de carga limite negativo
Factor de carga ultimo negativo-4
-2
0
2
4
6
8
0 50 100 150 200 250
Velocidad (knots)
Fact
or d
e ca
rga
Figura 3.- Envolvente de vuelo por maniobra
2.3.2 ANÁLISIS POR RÁFAGA Para determinar si la aeronave será crítica por maniobra o por ráfaga es
necesario realizar el análisis establecido en la subparte C.
A continuación se presentan las variables y ecuaciones necesarias para el
cálculo.
Símbolo Significado
u Velocidad de Ráfaga (nudos)
v Velocidad de la aeronave (nudos)
α Valor de la pendiente de la curva de
levantamiento
g Constante de la aceleración de la
gravedad 2sft
ρ Densidad del aire 3ftslug
τ Longitud de la CAM
rn Factor de carga por ráfaga
sw Carga alar 2ft
lb
Kg Factor de amortiguamiento
gμ Relación de masa
Ecuaciones:
gasw
g ρτμ
2= g
gKgμμ
+=
3.588.0
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
=
SW
aKgKJE498
*υνKJEnr +=1
51
El valor de la pendiente de la curva de levantamiento se obtiene restando los
puntos extremos de la línea correspondiente a Cn, los cuales se determinaron
en la tabla del anexo 4.
P1= (α1,Cn1) = (-10,-0.76962973) P2= (α2,Cn2) = (15,1.17516853)
gradosCnCn
/07779193.01015
76962973.017516853.1
12
12 =++
=−−
=αα
α
radianRadianesgrados
/4571.42957.5707779193.0=⊗
Cálculo de la relación de masa de la aeronave gμ
)4571.4)(2,32)(265.4)(0023769.0(
)91131214.15(2
24
2
2
segftft
ftseglb
ftlblb
g −=μ
gμ = 21.87246828
Cálculo del factor de amortiguamiento Kg
g
gKgμμ
+=
3.588.0
87246828.213.5)87246828.21(88.0
+=Kg
=Kg 0.708355674
52
Podemos conjuntar todos los términos constantes para simplificar el cálculo en
la siguiente expresión:
)(498
*
SW
aKgKJE =
)415.9113121(4984571.4*875002815.0
=KJE
=KJE 0.000398445
Se procede a tabular la siguiente ecuación para determinar la línea de ráfaga y
sus factores de carga.
Se consideran por acuerdo 4 velocidades de ráfaga, donde dependiendo el
lugar de intersección pueden ser denominados de la siguiente forma:
Alto ángulo de ataque positivo (50, Vc)
Bajo ángulo de ataque positivo (25, Vd)
Alto ángulo de ataque negativo (-50,Vc)
Bajo ángulo de ataque negativo (-25,Vd)
Ahora bien, se procede a tabular cada caso con la siguiente ecuación para
determinar las coordenadas de las líneas en la gráfica.
υνKJEnr += 1
Donde:
υ = Velocidad de ráfaga
ν = velocidad variable dependiendo el caso del ángulo de ataque
=rn Valores obtenidos al introducir las velocidades supuestas de ν
53
54
Tabla de resultados de en la parte positiva rn
Velocidad de ráfaga de 25 knots Velocidad de ráfaga de 50 knots
Velocidad de la
aeronave rn rn Velocidad de la
aeronave
0 1 0 1
205 3.042030791 145 3.37074794
Tabla de resultados de en la parte negativa rn
Velocidad de ráfaga de -25 knots Velocidad de ráfaga de -50 knots
Velocidad de la
aeronave rn rn Velocidad de la
aeronave
0 1 0 1
205 -1.04203079 145 -1.23129218
55
Envolvente de Vuelo por Rafaga
Factor de carga ultimo positivo
Factor de carga limite positivo
Factor de carga limite negativo
Factor de carga ultimo negativo-4
-2
0
2
4
6
8
0 50 100 150 200 250
Velocidad (knots)
Fact
or d
e ca
rga
Figura4.- Envolvente de vuelo por ráfaga
56
Es así como concluimos que al estar las ráfagas dentro de la zona de la
envolvente de maniobra, sabemos que nuestro avión será crítico por maniobra,
lo cual nos deja las cuatro condiciones críticas a continuación:
n V(Knots) CL
A 4,4 119 1,46002
D 4,4 205 0,4920
E -2,2 112 -0,8241
G -2,2 205 -0,2460
Donde:
A es Condición crítica de vuelo para alto ángulo de ataque positivo
D es Condición crítica de vuelo para bajo ángulo de ataque positivo
G es Condición crítica de vuelo para alto ángulo de ataque negativo
E es Condición crítica de vuelo para bajo ángulo de ataque negativo
57
Envolvente de Vuelo
Va'
Va Vc VdVs
Vs'
Factor de carga ultimo positivo
Factor de carga limite positivo
Factor de carga limite negativo
Factor de carga ultimo negativo
D
G E
A
-4.0
-2.0
0.0
2.0
4.0
6.0
8.0
0 50 100 150 200 250
Velocidad (knots)
Fact
or d
e ca
rga
Figura 5.- Envolvente de vuelo con puntos críticos
58
2.4 CARGAS EN EL FUSELAJE Una vez encontrados los seis puntos en la envolvente de vuelo, los cuales nos
darán las condiciones críticas en las actitudes de vuelo de la aeronave,
seguiremos con la obtención de las magnitudes de las cargas que afectan
nuestro fuselaje con el fin de obtener los cortantes y momentos que se
desarrollen en cada sección de nuestra aeronave.
2.4.1 CARGAS DE EQUILIBRIO El primer paso para encontrar las magnitudes de nuestros cortantes que
afectan la sección de la cuaderna a analizar, es analizar las fuerzas que actúan
sobre el plano longitudinal del avión con el fin de encontrando las cargas de
equilibrio que ejercen por el estabilizador horizontal cuando el avión se
encuadra en los puntos críticos de nuestra envolvente de vuelo.
Con esta configuración de factores de carga procederemos a obtener la fuerza
que se ejerce sobre el empenaje horizontal para las diferentes condiciones
críticas, con la máxima y mínima Tracción de nuestro motor, así como para
cada una de las dos condiciones de nuestro centro de gravedad. Estos datos
se obtendrán mediante las siguientes tablas las cuales, concentrando los datos
necesarios de cada condición de vuelo crítica.
Una vez encontrados los datos, buscaremos las cargas mas criticas de cada
una de las condiciones para el levantamiento en el empenaje horizontal, donde
mas adelante vincularemos con las demás cargas presentadas en el fuselaje.
Figura 6.- Cargas de equilibrio
59
A D G E X1 1.19 m 1 V (ft/s) 119 205 112 205 X2 2.19 m 2 N 4.4 4.4 -2.2 -2.2 X3 5.960 m 3 Q 47.9514 142.3032 42.4759 142.3032 H1 0.94 m 4 CL 1.4600 0.491976 -0.8241 -0.24599 H2 0.35 m 5 Cn 1.4421 0.491942 -0.8177 -0.24587 H4 0.4 m 6 Cc -0.2285 -0.0078 -0.1031 -0.0101 c' 1.4 m 7 Xcp 0.2430 0.1279 0.3542 0.5102 P máxima 310 HP 8 N1 4.35 4.40 -2.18 -2.20 P cero 0 HP 9 Nx1 -0.6885 -0.0701 -0.2753 -0.0905 Eficiencia 0.8 % 10 X1 0.8500 0.8500 0.8500 0.8500 11 X2 -0.0012 -0.0121 -0.0031 -0.0094 12 X3 4.2571 4.2571 4.2571 4.2571 13 H1 -0.0005 -0.0052 -0.0013 -0.0040 14 H2 0.0005 0.0003 0.0004 0.0001
Nx4 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 Con Potencia Cero 15 Nx4 0.2631 0.1527 0.2796 0.1527 Con Potencia Maxima Nx2 0.6885 0.0701 0.2753 0.0905 16 Nx2 0.9516 0.2228 0.5549 0.2432 N3 -0.8794 -0.8884 0.4406 0.4432 17 N3 -0.8970 -0.8986 0.4219 0.4330 N2 -3.5206 -3.5116 1.7594 1.7568 18 N2 -3.5030 -3.5014 1.7781 1.7670
L emp (lb) -2268.1769 -2291.5361 1136.5622 1143.2125 19 L emp (lb) -2313.6305 -2317.8706 1088.2698 1116.8391
Tabla 12.- Cargas de Equilibrio para posición izquierda del centro de gravedad
60
61
A D G E X1 1.19 m 1 V (ft/s) 119 205 112 205 X2 2.25 m 2 N 4.4 4.4 -2.2 -2.2 X3 5.960 m 3 Q 47.9514 142.3032 42.4759 142.3032 H1 0.94 m 4 CL 1.4600 0.491976 -0.8241 -0.24599 H2 0.32 m 5 Cn 1.4421 0.491942 -0.8177 -0.24587 H4 0.4 m 6 Cc -0.2285 -0.0078 -0.1031 -0.0101 c' 1.4 m 7 Xcp 0.2430 0.1279 0.3542 0.5102 P máxima 310 HP 8 N1 4.35 4.40 -2.18 -2.20 P cero 0 HP 9 Nx1 -0.6885 -0.0701 -0.2753 -0.0905 Eficiencia 0.8 %
10 X1 0.8500 0.8500 0.8500 0.8500 11 X2 -0.0013 -0.0124 -0.0032 -0.0096 12 X3 4.2571 4.2571 4.2571 4.2571 13 H1 -0.0005 -0.0052 -0.0013 -0.0040 14 H2 0.0005 0.0003 0.0004 0.0001
Nx4 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 Con Potencia Cero 15 Nx4 0.2631 0.1527 0.2796 0.1527 Con Potencia Maxima Nx2 0.6885 0.0701 0.2753 0.0905 16 Nx2 0.9516 0.2228 0.5549 0.2432 N3 -0.8794 -0.8887 0.4407 0.4433 17 N3 -0.8970 -0.8989 0.4220 0.4331 N2 -3.5206 -3.5113 1.7593 1.7567 18 N2 -3.5030 -3.5011 1.7780 1.7669
L emp (lb) -2268.2457 -2292.2085 1136.6482 1143.4733 19 L emp (lb) -2313.6990 -2318.5410 1088.3567 1117.1015 .
Tabla 13.- Cargas de Equilibrio para posición derecha del centro de gravedad
62
2.4.2 CARGAS DE INERCIA Una vez conocidas las cargas producto de las cargas de equilibrio en las cuatro
puntos críticos de la envolvente de vuelo, será conveniente sacar las cargas de
inercia, que no son otra cosa que los pesos que al estar bajo la aceleración que
lleva la aeronave, crean fuerzas cortantes y momentos sobre nuestro fuselaje,
para ello debemos descontar nuestra ala y planta motriz, con lo que
obtendremos la siguiente tabla, donde se muestra cada elemento con su peso,
brazos de palanca y momentos respectivos:
ELEMENTO Peso (lb) Brazo de palanca (ft) Ejes cuerpo Momentos
X Y Z Mx My Mz
Fuselaje 322.74
2 8.596 0.000 0.951 2774.22
5 0.00
0 307.07
1 Empenaje Horizontal
106.647 19.554 0.000 0.919
2085.348
0.000 97.969
Empenaje Vertical 6.787 20.505 0.000 3.576 139.164 0.00
0 24.270
Tren de Aterrizaje 153.87
8 7.021 0.000 -2.034 1080.37
9 0.00
0
-313.00
7 Sistema de combustible 9.111 2.100 0.000 0.000 19.131
0.000 0.000
Superficie de control
263.921 8.235 0.000 2.986
2173.368
0.000
787.954
Sistema mecánico 145.66
6 16.568 0.000 0.755 2413.42
2 0.00
0 109.91
8
Sistema eléctrico 53.503 4.134 0.000 1.444 221.175 0.00
0 77.236Asiento de tripulación
133.469 5.906 0.000 0.558 788.204
0.000 74.441
Asiento de pasajeros 64.060 8.366 0.000 0.558 535.935
0.000 35.729
Piloto 154.35
0 5.906 0.000 0.558 911.516 0.00
0 86.088
Pasajeros 308.37
0 8.366 0.000 0.558 2720.81
0 0.00
0 1021.5
68
Equipaje 69.000 11.844 0.000 0.787 850.963 0.00
0 246.68
9
Sumatoria 16713.6
40 0.00
0 2555.9
26
Peso Máximo 1791.5
0 x y z
c.g 9.329 0.000 1.42
7
Distancias en metros
del c.g 2.844 0.000 0.43
5 Tabla 14.- Pesos para Cargas de Inercia
Una vez encontrados estos pesos y momentos necesitaremos dividir al avión por estaciones para su mejor análisis. Esta división
permitirá encontrar el efecto de los diferentes componentes sobre cada una de las secciones con el fin de encontrar los cortantes y
momentos en la aeronave.
Figura 7.- Estaciones y pesos distribuidos
63
64
Distribución de pesos por estación
Peso 1 2 3 4 5 Peso total No. Elemento Libras x z x z x z x z x z Libras
2 Fuselaje 322.74 0.000 0.951 91.499 0.951 46.581 0.951 184.662 0.951 0.000 0.951 322.74 3 Empenaje Horizontal 106.65 71.954 0.919 34.692 0.919 106.65 4 Empenaje Vertical 6.79 5.683 3.576 1.104 3.576 6.79 5 Tren de Aterrizaje 153.88 57.473 -2.034 96.406 -2.034 153.88
7 Sistema de combustible 9.11 3.836 0.000 5.275 0.000 9.11
8 Superficie de control 263.92 157.399 2.986 106.522 2.986 263.92 9 Sistema mecánico 145.67 18.428 0.755 127.238 0.755 145.67
10 Sistema eléctrico 53.50 44.351 1.444 9.152 1.444 53.50 11 Asiento de tripulación 133.47 22.513 0.558 110.956 0.558 133.47 12 Asiento de pasajeros 64.06 39.748 0.558 24.312 0.558 64.06 13 Piloto y pasajero 308.37 52.014 0.558 256.356 0.558 308.37 14 Pasajeros 308.37 191.338 0.558 117.032 0.558 308.37 15 Equipaje 69 18.289 0.787 50.711 0.787 69.00
Pesos Total 1945.52 48.19 1.33 626.41 1.37 776.45 1.10 331.44 0.95 163.03 0.81 1945.52 Momento Horizontal Σ Wx 413.971 5381.376 6670.379 2847.317 1400.596 16713.64
Momento Vertical Σ Wz 64.024 988.899 856.550 447.300 199.150 2555.92
Tabla 15.- Distribución de Pesos por estación
La tabla anterior muestra los diferentes pesos de la aeronave que afectan
inercialmente a cada una de las estaciones del fuselaje, con los cuales
seguiremos el proceso de obtención de cortantes y momentos en nuestro
fuselaje. Puesto que se tienen distintos brazos de palanca en el eje X y el eje Z
del avión, se analizara para ambas condiciones.
Ahora con los datos de la tabla anterior (momentos y cortantes) realizaremos
los diagramas de cortante y momento en la dirección “z” de nuestro fuselaje.
Figura 8.- Componentes del ala para condición de vuelo recto y nivelado en la
dirección “Z” del fuselaje.
Mediante un sistema de ecuaciones obtenemos los resultados de cada una de
las variables los cuales concentramos en la siguiente tabla:
Cortantes y Momentos dirección "Z" n=1
Estación Distancia
(x) Carga W Cortante V=ΣW Δx ΔM (V Δx) Momento ΣΔM1 0.000 -48.188 -48.188 0 0.000 0.000 2 1.520 -626.410 -674.598 1.52 -952.144 -952.144
2a 1.570 6033.320 5358.722 0.05 301.666 -650.478 2b 2.250 -1945.520 3413.202 0.68 -1322.954 -1973.431 3 3.230 -776.455 2636.747 0.98 -760.926 -2734.357 4 4.890 -331.437 2305.310 1.66 -550.186 -3284.543 5 6.550 -163.034 2142.276 1.66 -270.637 -3555.179
Tabla 16.- Cortantes y momentos en Dirección “Z” del fuselaje
65
66
Donde las estaciones 2ª y 2b son las cuadernas donde empotra el ala con el
fuselaje, siendo las zonas donde se presentan las reacciones
correspondientes.
A esta tabla le corresponden sus respectivas graficas de momentos y cortantes
los cuales nos mostraran en que condiciones se encuentran a lo largo de
nuestro fuselaje.
Representacion Grafica de Cortante Vs Estaciones para vuelo recto y nivelado Direccion "Z" del Fuselaje
1
2
2a
2b
34 5
-2000.000
-1000.000
0.000
1000.000
2000.000
3000.000
4000.000
5000.000
6000.000
0 1 2 3 4 5 6 7
Estaciones
Cor
tant
es (l
b)
8
Representacion Grafica de Momentos Vs Estaciones para vuelo recto y nivelado Direccion "Z" del Fuselaje
1
2
2a
2b
3
4
5
-1600.000
-1400.000
-1200.000
-1000.000
-800.000
-600.000
-400.000
-200.000
0.000
200.000
400.000
0 1 2 3 4 5 6 7
Estaciones
Mom
ento
s (lb
*ft)
8
Figuras 9 y 10.- Graficas de Cortantes y momentos en la Dirección “Z”
De igual manera elaboraremos los cortantes y momentos para la direccion “X”
de nuestro fuselaje.
Figura 11.- Componentes del ala para condición de vuelo recto y nivelado en
la dirección “X” del fuselaje.
De nueva cuenta se hara un sistema de ecuaciones obteniendo los valores de
las variables para llegar a la los momentos y cortantes en el fuselaje.
Cortantes y Momentos direccion "X" n=1
Estacion Distancia (x) Carga W Wz Direccion Z Px Carga axial VΣWz ΔM1 Δx ΔM2 (V Δx) Momento ΣΔΜ
1 0.000 48.188 0.000 48.188 0.000 64.024 0.000 0.000 -64.024 2 1.520 626.410 0.000 674.598 0.000 988.899 1.520 0.000 -1052.923 2ª 1.570 -1945.520 -1764.120 -1270.922 -1764.120 1459.140 0.050 88.206 -2600.269 2b 2.250 0.000 1764.120 -1270.922 0.000 0.000 0.680 -1199.602 -1400.668 3 3.230 776.455 0.000 -494.467 0.000 856.550 0.980 0.000 -544.117 4 4.890 331.437 0.000 -163.030 0.000 447.300 1.660 0.000 -96.818
5 6.550 163.034 0.000 0.004 0.000 199.150 1.660 0.000 102.332
Tabla 17.- Cortantes y momentos en Dirección “X” del fuselaje
Y sus correspondientes graficas son:
67
68
Representacion Grafica de Cortante Vs Estaciones para vuelo recto y nivelado Direccion
"X" del Fuselaje
1
2
2a 2b
3
45
-1500.000
-1000.000
-500.000
0.000
500.000
1000.000
0 1 2 3 4 5 6 7
Estaciones
Cor
tant
es (l
b)
8
Representacion Grafica de Momentos Vs Estaciones para vuelo recto y nivelado Direccion
"X" del Fuselaje
1
2
2a
2b
3
45
-3000.000
-2500.000
-2000.000
-1500.000
-1000.000
-500.000
0.000
500.000
0 1 2 3 4 5 6 7 8
Estaciones
Mom
ento
s (lb
*ft)
Figuras 12 y 13.- Graficas de Cortantes y momentos en la Dirección “X”
Una vez tabulado nos enfocaremos a las secciones 2a y 2b que son las
cuadernas donde empotra la semiala en el fuselaje, buscando las cargas
mayores y estableciendo cual de todas las condiciones es la mas critica para
hacer el análisis.
Cabe mencionar que a su vez tendremos que escoger la carga mas critica con
el fin de simplificar el análisis, así como el uso de nuestro factor de carga
multiplicado por nuestro factor de seguridad.
Para ello con anterioridad hemos calculado ese levantamiento mediante las
cargas de equilibrio. Ayudándonos de un nuevo sistema de ecuaciones
encontraremos las resultantes y con ello los cortantes y momentos que
encontremos en cada una de las condiciones criticas de vuelo.
Una vez conocidos los cortantes y momentos producto de las cargas de inercia
en el fuselaje, es momento de ver las variaciones en las cargas que provoca el
levantamiento en el empenaje horizontal.
2.4.3 CARGAS CRÍTICAS SOBRE LA CUADERNA
Figura 14.- Componentes del ala para condición de vuelo recto y nivelado bajo
los efectos del empenaje horizontal.
69
70
Condicion A Cortantes y Momentos direccion "Z" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Cortante V=ΣW Δx ΔM (V Δx) Momento ΣΔM
1 0 48.1876666 48.18766665 0 0 0 2 1.52 -626.410359 -578.2226928 1.52 -952.143746 -952.1437463 2a 1.57 -13683.1 -14261.32269 0.05 -684.155 -1636.298746 2b 2.25 17942.4 3681.077307 0.68 12200.832 10564.53325 3 3.23 -776.454642 2904.622665 0.98 -760.925549 9803.607704 4 4.89 -331.437274 2573.185391 1.66 -550.185874 9253.42183 5 6.55 -163.034141 2410.151251 1.66 -270.636674 8982.785156 Cortantes y Momentos direccion "X" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Wz Direccion ZPx Carga
axial VΣWz ΔM1 Δ x ΔM2 (V Δx) Momento ΣΔΜ 1 0 48.1876666 0 48.1876666 0 64.024 0 0 -64.02438049 2 1.52 626.410359 0 674.598026 0 988.899 1.52 0 -1052.92311 2a 1.57 -1945.52 -23971.9 -1270.92197 -23971.9 1459.140 0.05 1198.595 -3710.65811 2b 2.25 0 -21658.2 -1270.92197 -45630.1 0.000 0.68 14727.576 -18438.23411 3 3.23 776.454642 0 -494.467332 0 856.550 0.98 0 -19294.7842 4 4.89 331.437274 0 -163.030058 0 447.300 1.66 0 -19742.08384 5 6.55 163.034141 0 0.00408272 0 199.150 1.66 0 -19941.23387
Tabla 18.- Cortantes y momentos en Condición A
71
Condicion D Cortantes y Momentos direccion "Z" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Cortante V=ΣW Δx ΔM (V Δx) Momento ΣΔM
1 0 48.1876666 48.18766665 0 0 0 2 1.52 -626.410359 -578.2226928 1.52 -952.143746 -952.1437463 2a 1.57 3824.06 3245.837307 0.05 191.203 -760.9407463 2b 2.25 440.09 3685.927307 0.68 299.2612 -461.6795463 3 3.23 -776.454642 2909.472665 0.98 -760.925549 -1222.605096 4 4.89 -331.437274 2578.035391 1.66 -550.185874 -1772.79097 5 6.55 -163.034141 2415.001251 1.66 -270.636674 -2043.427644 Cortantes y Momentos direccion "X" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Wz Direccion ZPx Carga
axial VΣWz ΔM1 Δ x ΔM2 (V Δx) Momento ΣΔΜ 1 0 48.1876666 0 48.1876666 0 64.024 0 0 -64.02438049 2 1.52 626.410359 0 674.598026 0 988.899 1.52 0 -1052.92311 2a 1.57 -1945.52 -24026.5 -1270.92197 -24026.5 1459.140 0.05 1201.325 -3713.38811 2b 2.25 0 21708 -1270.92197 -2318.5 0.000 0.68 -14761.44 11048.05189 3 3.23 776.454642 0 -494.467332 0 856.550 0.98 0 10191.5018 4 4.89 331.437274 0 -163.030058 0 447.300 1.66 0 9744.202156 5 6.55 163.034141 0 0.00408272 0 199.150 1.66 0 9545.052128
Tabla 19.- Cortantes y momentos en Condición D
72
Condicion G Cortantes y Momentos direccion "Z" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Cortante V=ΣW Δx ΔM (V Δx) Momento ΣΔM
1 0 48.1876666 48.18766665 0 0 0 2 1.52 -626.410359 -578.2226928 1.52 -952.143746 -952.1437463 2a 1.57 4883.23 4305.007307 0.05 244.1615 -707.9822463 2b 2.25 -4026.06 278.9473072 0.68 -2737.7208 -3445.703046 3 3.23 -776.454642 -497.507335 0.98 -760.925549 -4206.628596 4 4.89 -331.437274 -828.9446085 1.66 -550.185874 -4756.81447 5 6.55 -163.034141 -991.9787494 1.66 -270.636674 -5027.451144 Cortantes y Momentos direccion "X" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Wz Direccion ZPx Carga
axial VΣWz ΔM1 Δ x ΔM2 (V Δx) Momento ΣΔΜ 1 0 48.1876666 0 48.1876666 0 64.024 0 0 -64.02438049 2 1.52 626.410359 0 674.598026 0 988.899 1.52 0 -1052.92311 2a 1.57 -1945.52 14422.7 -1270.92197 14422.7 1459.140 0.05 -721.135 -1790.92811 2b 2.25 0 13334.3 -1270.92197 27757 0.000 0.68 -9067.324 7276.39589 3 3.23 776.454642 0 -494.467332 0 856.550 0.98 0 6419.8458 4 4.89 331.437274 0 -163.030058 0 447.300 1.66 0 5972.546156 5 6.55 163.034141 0 0.00408272 0 199.150 1.66 0 5773.396128
Tabla 20.- Cortantes y momentos en Condición G
73
Condicion E Cortantes y Momentos direccion "Z" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Cortante V=ΣW Δx ΔM (V Δx) Momento
ΣΔM 1 0 48.1876666 48.18766665 0 0 0 2 1.52 -626.410359 -578.2226928 1.52 -952.143746 -952.1437463 2a 1.57 5040.1 4461.877307 0.05 252.005 -700.1387463 2b 2.25 -4211.68 250.1973072 0.68 -2863.9424 -3564.081146 3 3.23 -776.454642 -526.257335 0.98 -760.925549 -4325.006696 4 4.89 -331.437274 -857.6946085 1.66 -550.185874 -4875.19257 5 6.55 -163.034141 -1020.728749 1.66 -270.636674 -5145.829244 Cortantes y Momentos direccion "X" n=1
Estacion Distancia
(x) Carga W Wz Direccion ZPx Carga
axial VΣWz ΔM1 Δ x ΔM2 (V Δx) Momento ΣΔΜ 1 0 48.1876666 0 48.1876666 0 64.024 0 0 -64.02438049 2 1.52 626.410359 0 674.598026 0 988.899 1.52 0 -1052.92311 2a 1.57 -1945.52 13747.1 -1270.92197 13747.1 1459.140 0.05 -687.355 -1824.70811 2b 2.25 0 13630 -1270.92197 27377.1 0.000 0.68 -9268.4 7443.69189 3 3.23 776.454642 0 -494.467332 0 856.550 0.98 0 6587.1418 4 4.89 331.437274 0 -163.030058 0 447.300 1.66 0 6139.842156 5 6.55 163.034141 0 0.00408272 0 199.150 1.66 0 5940.692128
Tabla 21.- Cortantes y momentos en Condición E
Con los datos obtenidos anteriormente en las tablas, podemos concluir que las
cargas mas criticas para ambas cuadernas se encuentran en la condición A
correspondiente a altos ángulos de ataque positivo.
VA = -14261.32269 lb
74
CAPITULO 3 MODELADO DE LAS CUADERNAS DONDE EMPOTRA EL ALA
3.1 DEFINICIÓN DE LAS CUADERNAS
CUADERNAS EN AERONAVES
Usualmente tiene una doble función: transmitir y resistir las fuerzas que son
aplicadas a la aeronave, y también actuar como cubierta, la cual provee la
forma aerodinámica y protege el interior del vehiculo del medio ambiente. Esta
combinación de funciones es desde el punto de vista del peso estructural la
más eficiente para la aeronave. Como resultado la mayoría de las estructuras
de los vehículos aéreos son placas delgadas. Si estas placas no están
soportadas por miembros atiesadotes se refiere a estructuras monocoque.
Cuando las dimensiones de la sección transversal son grandes la pared de la
estructura monocoque debe ser relativamente densa para resistir flexión,
compresión y torsión sin fallar. En tales casos un tipo mas eficiente de
construcción es una la cual contenga miembros atiezadores, esto permite una
placa mas delgada en la cubierta. Los miembros atiezadores pueden también
ser requeridos para disipar cargas concentradas en la piel que recubre. Las
construcciones de este tipo se llaman estructuras semimonocoque.
Figura 15.- Diseño estructural
75
En la figura anterior se muestran dos ejemplos típicos de estructuras
semimonocoque y de superficies aerodinámicas. Mientras que a primera vista
parecen diferentes, funcionalmente son similares. Ambos tienen cubiertas de
hojas delgadas, miembros atiezadores longitudinales y elementos de soporte
transversal los cuales juegan roles estructurales similares.
En estructuras semimonocoque la cubierta o piel tiene las siguientes funciones:
1.- El transmitir fuerzas aerodinámicas a los miembros longitudinales y
transversales de soporte mediante placas y membranas.
2.- Desarrolla esfuerzos de corte los cuales reaccionan el momento torsión al
aplicado y el esfuerzo de corte.
3.- Actúa con los miembros longitudinales resistiendo la flexión aplicada y las
cargas axiales.
4.- Actúa con los largueros resistiendo la carga axial y con los miembros
transversales en la reacción del arco o de la circunferencia cuando la
estructura es presurizada.
En adición a esta función estructural, esta provee una superficie aerodinámica
y una cobertura al contenido de la aeronave.
Los miembros longitudinales son conocidos también como atiezadores. Los
miembros longitudinales con secciones transversales amplias son referidos
como largueros. Estos miembros sirven a los siguientes propósitos.
1.- Resisten flexión y cargas axiales a lo largo de la piel
2.- Actúan con la piel resistiendo las cargas axiales causadas por la
presurización.
76
3.- Dividen la piel en pequeños paneles y de ese modo incrementan su
resistencia a la fractura.
Los miembros transversales en el cuerpo de las estructuras son llamados
cuadernas. En superficies aerodinámicas son referidos como costillas. Estos
miembros son usados para:
1.- Mantener la forma de la sección transversal.
2.- Distribuir las cargas concentradas en la estructura y redistribuir los
esfuerzos alrededor de las discontinuidades estructurales.
3.- Establece la longitud de la columna y provee un límite a los largueros para
así incrementar su resistencia a los esfuerzos.
4.- Provee un borde límite para los paneles de piel incrementando así su
resistencia a los esfuerzos
5.- Actúa en conjunto con la piel para resistir las cargas radiales debido a la
presurización.
El comportamiento de estos elementos estructurales es frecuentemente
idealizado para simplificar el análisis del componente ensamblado.
Usualmente se asumen los siguientes puntos:
1.- Los largueros soportan solo esfuerzos axiales
2.- La piel (recubrimiento) soportan solo esfuerzos de corte.
3.- El esfuerzo axial es constante a sobre la sección transversal de cada uno de
los largueros.
77
4.- Las cuadernas y las costillas son rígidas dentro de su propio plano y la
sección transversal se mantiene sin cambios durante la carga. Sin embargo
fuera de este no hay restricciones a la deformación
3.2 MODELADO DE LA CUADERNA DONDE EMPOTRA EL
ALA La cuaderna que ha sido diseñada se modeló en un programa tipo CAD y su
geometría se realizó en función del espacio requerido en la cabina. La
cuaderna final queda de la siguiente forma. La lamina utilizada en la cuaderna
tiene un espesor de 0.032” y es de Aluminio 2024-T3 con un esfuerzo máximo
de 73.1 GPa.
Figura 16.- Dimensiones de la cuaderna (Acotación: metros)
78
3.2.1 PROPÓSITO DE LA GEOMETRÍA DE LAS CUADERNAS
El diseño de las cuadernas obedece en geometría a la aplicación de las cargas
y el lugar donde el ala empotra, ya que el arreglo estructural que tenemos es
de tipo semi-monocasco.
La cuaderna tiene una “variación de perfil en C” diseñada por nosotros con el
propósito de facilitar el empotre del ala y la unión de los largueros y
atiezadores, variando la forma de la cuaderna a través de su longitud con el fin
de soportar los grandes esfuerzos producidos por la acción del ala, ya que en
el avión no existen vigas principales sino que toda la carga será soportada por
el arreglo de los largueros y por las cuadernas.
El material propuesto para las cuadernas es Aluminio 2024-t3 cuyo alto
rendimiento al soportar esfuerzos y su ligereza en comparación con el acero lo
hacen un buen material en cualquier construcción aeronáutica o aeroespacial.
Las dimensiones de la cuaderna en planta obedecen al espacio diseñado para
la cabina del avión propuesto en el capitulo 1 y del cual se calcularon las
condiciones de carga para llegar a un diseño final en los elementos
estructurales.
Figura 17.- Perfil de la cuaderna con medidas en metros
79
CAPITULO 4 SIMULACIÓN Y ANÁLISIS
Simulación
La simulación es la representación de un proceso o fenómeno mediante otro
mas simple, que permite analizar sus características; Pero la simulación no es
solo eso también es algo muy cotidiano, hoy en día, puede ser desde la
simulación de un examen, que le hace la maestra a su alumno para un examen
del ministerio, la producción de textiles, alimentos, juguetes, construcción de
infraestructuras por medio de maquetas, hasta el entrenamiento virtual de los
pilotos de combate.
Las aplicaciones recreativas, hoy muy extendidas y mejoradas principalmente
por los adelantos en este campo, están especialmente diseñadas para crear un
pasatiempo que logre sacar de la rutina al ser humano, y que el mejor de los
casos de otro modo seria impracticable debido a su costo. Estas consisten en
crear ambientes y decorados artificiales con sonido en algunos casos, que
logran una perfecta simulación de cualquier tipo de contenido, creando el
pasatiempo perfecto
Uno de los principales proyectos futuristas de la simulación aunque muy
costoso, es en el campo de las minusvalías físicas, ya que su diseño tendría
que incluir, sobre todo en el campo de los invidentes, unos censores
especiales, que adaptados, conseguirían una visión simulada del terreno
permitiendo dotar de visión (en este caso) a esas personas, incluso en algunos
casos, dotar de facultades superiores a las humanas médiate esta realidad
simulada real al mismo tiempo.
80
4.1 CONDICIONES DE CARGA Y CRITERIOS DE SIMULACIÓN
Una vez conocidas las cargas es necesario establecer algunos criterios para
realizar el análisis:
1) Las unidades manejadas en el análisis serán en el sistema internacional
tales como metros, Newton, Pascal.
2) La cuaderna será restringida en ocho puntos donde se encuentran
localizados los largueros de la aeronave.
3) El material usado será un aluminio 2024 T3 con un modulo elástico de
73.1 GPa con una relación de Poisson de 0.33.
4) Nuestra carga critica se multiplicara por nuestro factor de Carga y por
nuestro factor de seguridad, obteniendo así una fuerza de 418837.98 N.
81
4.2 ANÁLISIS DE LA CUADERNA
Las flechas azules en el dibujo representan las restricciones que se tomaron en cuenta según la posición de los largueros en la cuaderna; así como las cargas que se ejercen sobre el fuselaje y las reacciones (flechas rojas).
82
Una vez aplicadas las cargas, se presenta la deformación en la cuaderna y la
intensidad de esfuerzo están en Pascales, donde las zonas rojas son los
puntos que se encuentra bajo el mayor esfuerzo.
83
84
Conclusiones
Para el diseño de la cuaderna y su análisis, se desarrolló una metodología que
llevó a determinar las condiciones de carga que se tienen en la cuaderna
donde empotra el ala.
Posteriormente cuando se hallaron las cargas actuantes en la cuaderna se
determinó cuales de ellas eran las más críticas en función de su magnitud de
tal forma que fueran éstas las que se aplicaran al modelo en la simulación.
Se diseñó la cuaderna en un programa tipo CAD, y se propuso una geometría,
que cumpliera con nuestros requisitos para posteriormente analizarla utilizando
un programa de análisis por elemento finito.
De acuerdo al análisis, los esfuerzos a los que la cuaderna se encuentra
sometida en las cargas críticas son los siguientes:
Valores máximos de esfuerzo. NODO 1402 1281 1002 1007 1007 ESFUERZO .47760e10 0.19304e10 0.10785e10 0.50806e10 0.48111e10
Nota: Los esfuerzos están dados en Pascales
Se demostró que el diseño de la cuaderna es eficiente y que es capaz de
soportar los esfuerzos inducidos por las diferentes cargas a las que se
encuentra las distintas condiciones de vuelo.
Con este diseño de cuaderna y el material propuesto se logró obtener un alto
grado de confiabilidad, teniendo un margen de seguridad con respecto al
esfuerzo requerido de 1.5.
Este trabajo sienta las bases para un rediseño o un mejoramiento continuo de
la propuesta, de tal forma que sea un método confiable para análisis
estructurales futuros en esta zona de la aeronave.
85
ANEXO 1 NOMENCLATURA λ = Conicidad.
λ y = Conicidad del empenaje vertical.
Δv = Flecha del empenaje vertical a 1/4 de la cuerda.
Δ1/2 = Flecha en la línea a 1/4 de la cuerda.
Δ1/4 = Flecha en la línea de un cuarto de la cuerda.
Δle = Flecha del borde de ataque.
AR = Alargamiento.
ARv = Alargamiento del empenaje vertical.
b = Envergadura del ala (ft).
bH = Envergadura del empenaje horizontal.
bv = Envergadura del empenaje vertical (ft).
CAMh= Cuerda aerodinámica media del empenaje horizontal.
CAMy= Cuerda aerodinámica media del empenaje vertical.
CAMw= Cuerda aerodinámica media del ala.
dp = Diámetro de la hélice (ft).
FG = Combustible total (galones).
FGF = Combustible total del fuselaje (galones).
FGw = Combustible total del ala (galones).
H = Altura máxima del fuselaje.
HP = Potencia nominal en la flecha del motor.
hH/hv = Relación de altura del empenaje horizontal y empenaje vertical.
KCBL = Coeficiente de carga y equipaje.
Np= Número de hélices.
NPAX = Número de pasajeros.
N PIL = Número de pilotos.
P2 = Máxima presión estática en la cara del compresor del motor (lbs/in2).
q= Presión dinámica máxima (lb/ft).
SH = Superficie del empenaje horizontal (forma en planta) incluyendo fuselaje (ft2).
ST= Área del timón (ft2).
STOT = Área total de superficie de control (ft2).
86
Sv= Área del empenaje vertical (ft2).
Sw= Superficie alar (ft2).
t/c = Espesor máximo relativo.
tH= Espesor máximo del empenaje horizontal (in).
tRH = Espesor en la raíz del empenaje horizontal (ft).
tV= Espesor máximo del empenaje vertical (in).
Ve= Velocidad máxima equivalente al nivel del mar (kts).
VPR= Volumen ocupado o presurizado (ft3).
W= Ancho del fuselaje (ft).
WAV= Peso de equipo electrónico (antes de instalar).
W ENG = Peso del motor (lbs/motor).
WFS= Peso del sistema de combustible (lbs).
W Land = Peso de aterrizaje.
Wto= Peso de despegue (lbs).
W TRON= Peso del equipo electrónico (lbs).
KECO = Coeficiente de tipo de motor - control del motor.
LF= Largo del fuselaje.
LH= Brazo de momento del empenaje horizontal (ft).
Lv= Brazo de momento del empenaje vertical.
LLG= Largo de estructura del tren principal (in).
N= Factor último de carga.
NBL= Número de palas por hélice.
NCR= Número de tripulantes.
NE= Número de motores.
NLand = Factor último de carga a peso de aterrizaje.
87
ANEXO 2
PARTE 23 ESTANDARES DE AERONAVEGABILIDAD CATEGORIA PARA AERONAVES ACROBATICAS,
UTILITARIA Y NORMALES. SUBPARTE A. GENERALIDADES
1) APLICABILIDAD
a) Esta parte prescribe los estándares de aeronavegabilidad para la generación
de certificados,
tipos y los cambios a dichos certificados para aviones pequeños en las
categorías normales, utilitarias y acrobáticas que llevan una configuración de
pasajeros sentados excluyendo los asientos del piloto y copiloto de nueve
asientos o menos.
2) CATEGORÍA DE AEROPLANOS. a) La categoría esta limitada a aviones para la operación de aviones no
acrobáticos. Una operación no acrobática incluye.
I) Incidentes de maniobra normal.
II) Perdidas (excepto con desplome).
IIII) Ochos amplios, y vueltas por pasos en los que el ángulo de alabeo no sean
mayor a60°.
88
b) La categoría utilitaria esta limitada a aeronaves, intentadas a operaciones
acrobáticas limitadas. Los certificados en la categoría utilitaria pueden ser
utilizados para cualquiera de las situaciones cubiertas bajo el párrafo (a) de
esta sección en operaciones acrobáticas limitadas. Las operaciones
acrobáticas limitadas incluyen.
1) Giros (sí son aprobados para el tipo particular de la aeronave).
11) Ochos lentos, y vueltas por pasos en los que el ángulo de alabeo no sea
mayor a 60°.
c) La categoría acrobática esta limitada a aviones que se intenten utilizar sin
restricciones otras que no sean necesarias como resultados de los vuelos de
prueba.
d) Los aviones pequeños pueden certificarse en más de una categoría si los
requerimientos de cada petición de cada categoría son cumplidos.
89
ANEXO 3
APENDICE A
Diseño simplificado del criterio de carga, para aviones convencionales de
motores de 6000 libras o menos de peso máximo.
A.1) GENERALIDADES.
a) A menos que se indiquen de otra manera, la nomenclatura y símbolos
de este apéndice son los mismos que corresponden a la nomenclatura y
símbolos de la parte 23.
A.2) SÍMBOLOS ESPECIALES.
A. 3) CERTIFICACIÓN EN MAS DE UNA CATEGORÍA.
El criterio de este apéndice se utiliza para la certificación en las categorías
normal, acrobática y utilitaria o en cualquier combinación de estas categorías.
Si la certificación en más de una categoría es deseada, los pesos de diseño de
cada categoría deben ser seleccionados para que él termino "nW" sea
constante para todas las categorías o mayores que para una categoría
deseada que para otras.
90
El ala y las superficies de control (incluyendo flaps y aletas compensadoras),
necesitan ser investigadas para el valor máximo de "n1W", o para la categoría
correspondiente al peso de diseño máximo donde "n1W" es constante. Sí la
categoría acrobática es seleccionada debe de haber una investigación no
simétrica de carga de vuelo de acuerdo a los subparrafos (A.5) inciso (c) parte
dos y (A.6) inciso (c) parte dos de este apéndice que deben ser completados.
Las vigas del ala y las estructuras de los estabilizadores horizontales deben ser
revisados para esta condición. La estructura básica del fuselaje necesita ser
únicamente investigada para un factor de carga máxima de diseño de la
categoría seleccionada. La estructura de soporte local para los dispositivos de
peso muerto necesita ser únicamente diseñada para los valores de los factores
de carga máxima impuestos cuando los dispositivos particulares son instalados
en el avión.
El montaje del motor sin embargo debe ser diseñado para un factor de carga
lateral mayor si la certificación en la categoría acrobática es deseada, más que
requerida por la certificación en las categorías normal y utilitaria. Cuando se
diseñan las cargas de aterrizaje el tren de aterrizaje y el avión como un
completo deben ser investigadas solo para la categoría correspondiente al
peso máximo de diseño. Estas simplificaciones aplican para aviones
monomotores de tipo convencional para los cuales la experiencia es disponible
y el administrador puede requerir investigaciones adicionales para el avión con
características inusuales de diseño.
AA) CARGAS DE VUELO
b) Cada carga de vuelo pude ser considerada independiente de la altitud y
a excepción de las estructuras de soporte local para dispositivos de peso
muerto, únicamente el peso máximo de diseño deberá ser investigado.
91
b) La tabla Al y las figuras 1.40. y 1.41. de este apéndice deben ser
utilizadas para determinar los valores n1, n2, n3 y n4, correspondiente a los
pesos máximos de diseño en las categorías deseadas.
c) Las figuras 1.40. y 1.41. de este apéndice deben ser utilizadas para
determinar los valores de n3 y 14 correspondientes a los pesos mínimos de
vuelo de las categorías deseadas y si estos factores de carga son mayores
a los factores de carga de diseño de peso; las estructuras de soporte para
los dispositivos de peso muerto deben sostenerla para altos factores de
carga resultante.
d) El ala y cola de la aeronave especificada deberá ser cargadas
independientemente del rango del centro de gravedad. El aplicar el centro de
gravedad debe ser seleccionado sin embargo, y la estructura básica del
fuselaje debe ser investigada para las condiciones de carga de peso muerto
adversas para el rango del centro de gravedad seleccionado.
e) Las siguientes cargas y condiciones de carga son los mínimos para los
cuales la resistencia debe de soportarse en la estructura:
92
93
2.- condición G no necesita ser investigado
Limite de Vuelos con Factores de Cargas. CategoríaCategoría Categoría
Normal Aprovechada Acrobática
n1 3.8 4.4 6.0
Alerones n1 -O.5n1
Arriba
n1 Buscar n3 desde la Fig. 1
n1 Buscar n4 desde la Fig. 2
Alerones nflap
Factores
de
Cargas
en
Vuelos
Abajo nflap
O.5n1
Cero. *
*Puede asumirse la carga del ala vertical igual poner a cero y sólo la parte del
ala flexible de la necesidad del ala se verifique para esta condición.
94
95
I) Equilibrado del avión.
Las cargas aerodinámicas del ala pueden ser consideradas para actuar
normales al viento relativo, y tener una magnitud de 1.05 veces las cargas
normales del avión (se determinan en los párrafos (A.5) incisos (b) y (c) de este
apéndice), para la condición positiva de vuelo y magnitud igual a las cargas
normales del avión para condiciones negativas. Cada cuerda y componente
normal del ala debe ser cargada como se considere.
II) Velocidades de diseño mínimas.
Las velocidades de diseño mínimas pueden ser escogidas por el aplicante, a
excepción de que ellas no sean menores que las velocidades mínimas, al
utilizar la figura 3 del apéndice. En adición, V Cmin no debe exceder los valores
de 0.9 VH actualmente obtenidos al nivel medio del mar para el peso mínimo
de la categoría para la cual la certificación es deseada, Al calcular estas
velocidades de diseño mínimas, nI no debe ser tomada menor a 3.8.
III) Factor de carga de vuelo. Él limite del factor de carga de vuelo especificado en este apéndice representa
la relación de los componentes de la fuerza aerodinámica (actuando normales
al eje longitudinal asumido para el avión), al peso de la aeronave, Un factor de
carga de vuelo positivo es una fuerza aerodinámica actuando hacia arriba con
respecto al avión.
A. 5) CONDICIONES DE VUELO.
a) Generalidades. Cada condición de diseño se muestra en los párrafos (b) y
(c) deben ser
utilizados para suministrar suficiente resistencia para condición de velocidad y
factor de carga sobre o dentro de los limites del diagrama "V vs n" para la
96
aeronave, similar al diagrama de la figura 1.39 de este apéndice. Este
diagrama también debe ser utilizado para determinar las limitaciones
estructurales de operación de la aeronave especificada.
b) Condiciones de vuelo simétrico. El avión debe ser diseñado para las
condiciones de vuelo simétricos como sigue:
I) El avión debe ser diseñado para un mínimo de cuatro condiciones de vuelo,
"A", "D", "E" Y "G", como se indica en la envolvente de vuelo mostrado en la
figura 1.39 de este apéndice. En adición a los siguientes requerimientos.
i) El factor de carga de diseño correspondiente a las condiciones "D" y "E" de
.la figura 1.39. Deben ser al menos mayores a las especificadas en la tabla 1 y
la figura 1.39. de este apéndice, y la velocidad de diseño para estas
condiciones deben ser al menos igual a los valores de VD encontradas en la
figura 3 de este apéndice.
ii) Para las condiciones "A" y "G" de la figura 1.393., los factores de carga
deben corresponder a los especificados en la tabla Al de este apéndice, y las
velocidades de diseño pueden ser calculadas utilizando los factores de carga
con los coeficientes de levantamiento estático máximo CNA determinado por el
aplicante. Sin embargo en la ausencia de cálculos más precisos estas últimas
condiciones pueden ser basadas en un valor de CNA=:t1.35 y la velocidad de
diseño para la condición "A" debe ser menor a la velocidad VAmin.
iii) Las condiciones "C" y "F" de la figura 1.39. deben ser investigadas
únicamente cuando "n3 w/S" ó "n4 w/s" sean mayores a "n1w/S" ó "n2 w/S" de
este apéndice respectivamente.
II) Si los flaps, otros dispositivos de levantamiento que se intenten utilizarse son
relativamente a baja velocidad para aproximación, aterrizaje y despegue son
instalados, el avión debe ser diseñado para las dos condiciones de vuelo
correspondiente a los valores limites de flaps abajo especificados en la tabla Al
97
de este apéndice con los flaps totalmente extendidos y no menos que la
velocidad de diseño de los flaps VFmin.
c) Condiciones no simétricas de vuelo. Cada estructura afectada debe ser
diseñada para cargas no simétricas como sigue:
1) La parte trasera del ala que se conecta al fuselaje debe estar diseñada
para cargas superficiales criticas verticales determinadas en los párrafos
(A. 6) inciso (c) parte (1) y (II) de este apéndice.
2)
II) El ala y las estructuras que la cargan deben ser diseñadas para una
condición del 100% de la condición "A" cargándose por un lado del plano de
simetría y 70% en el lado opuesto para la certificación en las categorías normal
y utilitaria ó 60% en el lado opuesto para la certificación en la categoría
acrobática.
III) El ala y las estructuras que la cargan deberán ser diseñadas para cargas
resultantes para una combinación del 75% de la carga positiva de maniobra del
ala en ambos lados del plano de simetría y la torsión máxima resultante del ala
del desplazamiento del alerón. El efecto del desplazamiento del alerón en la
torsión del ala Ve ó VA utilizando los coeficientes de momentos de los perfiles
básicos modificados en la parte final del alerón de la envergadura, se pueden
calcular como:
i) Cm = Cm + 0.001d (cuando el alerón se encuentra hacia arriba), con el perfil
básico de la aeronave.
ii) Cm = Cm – 0.001d (cuando el alerón se encuentra hacia abajo), con el perfil
del ala básico, cuando 0d se encuentra con la deflexión hacia arriba y 0d
se encuentre con la deflexión hacia abajo
98
IV) delta critica, cual la suma de du + dd debe ser calculada como sigue:
iii) Si K es menor a 1.0, delta a es la critica y debe ser utilizada para
determinar du y dd. En este caso, Ve es la velocidad crítica en la cual debe
ser utilizada para calcular las cargas de torsión del ala sobre la envergadura
del alerón.
iv) Si K es igual ó mayor a 1.0, b es la critica y debe ser utilizada para
determinar du y dd. En este caso VD es la velocidad crítica que debe ser
utilizada para calcular las cargas de torsión sobre la envergadura del alerón.
d) Condiciones suplementarias; dispositivos para soportar el levantamiento
de la estructura trasera, torque del motor, carga lateral del montaje del
motor. Cada una de las condiciones suplementarias debe ser investigada.
1) El diseño del soporte de las cargas de levantamiento trasera, la condición
especial especificada en el punto 19 de la subparte "C" pueden ser
investigadas en vez de la condición "G" de la figura 1.39., de este apéndice.
Si esto es dado, y si la certificación en más de una categoría es deseada, el
99
valor de w/s utilizado en la formula que aparece en la parte 19 de la
subparte "C" debe ser aquella para la categoría correspondiente al peso
máximo de la aeronave.
11) Cada montaje del motor y su soporte estructural deben ser diseñados
para el torque limite máximo correspondiente a la potencia METO y la
velocidad de la hélice actuando simultáneamente con las cargas limite
resultante para máxima maniobra positiva de vuelo para factor de carga nI.
Él limite de torque debe ser obtenido al multiplicar el torque medio por el
factor de 1.33 para motores con 5 ó más cilindros. Para 4,3 y 2 cilindros en
la maquina el factor debe ser 2,3 y 4 respectivamente.
III) Cada montaje del motor y su estructura de soporte puede ser diseñado
para las cargas resultantes de un factor de carga lateral limite no menor a
1.47 para las categorías normal, utilitaria, ó de 2 para la categoría
acrobática.
A. 6) CARGAS EN LAS SUPERFICIES DE CONTROL.
a) Generalidades. Cada carga de la superficie de control debe ser
determinada usando el criterio del párrafo (b) de esta sección y deben de
estar dentro de las simplificaciones de carga del párrafo (c) de esta sección.
b) Fuerzas limite del piloto. En cada superficie de control las condiciones
descritas de cargas superficiales se describen en los párrafos (c) hasta él
(e) de esta sección, las cargas aerodinámicas sobre las superficies
movibles y las correspondientes de flexión no deben exceder a aquellas que
puedan ser obtenidas en vuelo al emplear los limites máximos de las
fuerzas del piloto especificadas en la tabla (24) inciso (b). Si las cargas de
las superficies están limitadas por las fuerzas máximas del piloto, las aletas
compensadoras deberán considerarse para deflectar ya sea hacia el viaje
máximo a la cual asistirá al piloto o en la deflexión correspondiente al grado
100
máximo fuera de la tolerancia esperada en la condición de velocidad bajo
consideración.
c) Aletas externas. Las aletas externas deben cumplir con los
requerimientos del punto (37) de
la subparte "C".
d) Dispositivos especiales. Los dispositivos especiales deben cumplir con
los requerimientos del
punto (39) de la subparte "C".
A. 7) CARGAS DE LOS SISTEMAS DE CONTROL.
a) Los sistemas y controles primarios de vuelo. Cada control y sistema
primario de vuelo
deben ser diseñados como siguen:
Si K es menor a l. 1.0 delta a es la critica y debe ser utilizada para determinar
du y dd. En este caso, Ve es la velocidad crítica en la cual debe ser utilizada
para calcular las cargas de torsión del ala sobre la envergadura del alerón.
Si K es igual ó mayor a 1.0, delta u es la ~ critica y debe ser utilizada para
determinar dd y dd. En este caso VD es la velocidad crítica que debe ser
utilizada para calcular las cargas de torsión sobre la envergadura del alerón.
d) Condiciones suplementarias; dispositivos para soportar el levantamiento de
la estructura trasera, torque del motor, carga lateral del montaje del motor.
Cada una de las condiciones suplementarias debe ser investigada.
101
I) El diseño del soporte de las cargas de levantamiento trasera, la condición
especial especificada en el punto 19 de la subparte "C" pueden ser
investigadas en vez de la condición "G" de la figura 1.39., de este apéndice. Si
esto es dado, y si la certificación en más de una categoría es deseada, el valor
de w/s utilizado en la formula que aparece en la parte 19 de la subparte "C"
debe ser aquella para la categoría correspondiente al peso máximo de la
aeronave.
II) Cada montaje del motor y su soporte estructural deben ser diseñados para el
torque limite máximo correspondiente a la potencia máximo y la velocidad de la
hélice actuando simultáneamente con las cargas limite resultante para máxima
maniobra positiva de vuelo para factor de carga nI. Él limite de torque debe ser
obtenido al multiplicar el torque medio por el factor de 1.33 para motores con 5
ó más cilindros. Para 4,3 y 2 cilindros en la maquina el factor debe ser 2,3 y 4
respectivamente.
III) Cada montaje del motor y su estructura de soporte puede ser diseñado para
las cargas resultantes de un factor de carga lateral limite no menor a 1.47 para
las categorías normal, utilitaria, ó de 2 para la categoría acrobática.
A. 6) CARGAS EN LAS SUPERFICIES DE CONTROL.
a) Generalidades. Cada carga de la superficie de control debe ser determinada
usando el criterio
del párrafo (b) de esta sección y deben de estar dentro de las simplificaciones
de carga del párrafo (c) de esta sección.
b) Fuerzas limite del piloto. En cada superficie de control las condiciones
descritas de cargas superficiales se describen en los párrafos (c) hasta él (e)
de esta sección, las cargas aerodinámicas sobre las superficies movibles y las
correspondientes de flexión no deben exceder a aquellas que puedan ser
obtenidas en vuelo al emplear los limites máximos de las fuerzas del piloto
especificadas en la tabla (24) inciso (b). Si las cargas de las superficies están
102
limitadas por las fuerzas máximas del piloto, las aletas compensadoras
deberán considerarse para deflectar ya sea hacia el viaje máximo a la cual
asistirá al piloto o en la deflexión correspondiente al grado máximo fuera de la
tolerancia esperada en la condición de velocidad bajo consideración.
c) Aletas externas. Las aletas externas deben cumplir con los requerimientos
del punto (37) de la subparte "C".
d) Dispositivos especiales. Los dispositivos especiales deben cumplir con los
requerimientos del punto (39) de la subparte "C".
A. 7) CARGAS DE LOS SISTEMAS DE CONTROL.
a) Los sistemas y controles primarios de vuelo. Cada control y sistemas
primarios de vuelo
deben ser diseñados como siguen:
1) Los sistemas de control de vuelo y sus estructuras de soporte deben de
estar diseñados por las cargas correspondientes al 125 % de los cálculos de
los momentos de la superficie de control y estas condiciones se prescriben en
(A.6) de este apéndice, con las siguientes adiciones:
i) Los sistemas del limite de carga no debe exceder las producidas por parte del
piloto y operaciones automáticas de los controles.
ii) El diseño esta previsto a sistemas gruesos para su servicio, incluyendo
grandes ráfagas, grandes perdidas, fuerzas de inercia y fricción.
11) Aceptables máximos y mínimos límites de fuerza del piloto por elevador,
alerón y timón de control mostrados en la tabla (24) inciso (b). Cuando las
cargas del piloto tal vez asuman una actuación apropiada de los controles
sobre la condición de vuelo, y tal vez reaccione a lo enviado por parte del
sistema de control y la superficie del cono.
103
b) Controles dobles. Para los controles dobles, el sistema es diseñado para la
operación en condiciones de oposición al piloto, usando las cargas individuales
del piloto se calcula al 75% que se obtiene en concordancia con el párrafo (a)
de esta sección, excepto, cuando la
carga individual del piloto es menor al mínimo, entonces las fuerzas del limite
del piloto se
mostraran en la tabla de la sección (24) inciso (b) de la subparte "C".
c) Grandes condiciones de ráfaga. Para las grandes condiciones de ráfaga
deben cumplir con los requerimientos del punto (29) de la subparte "C".
d) Controles y sistemas secundarios. Los controles y sistemas secundarios
deben cumplir con los requerimientos de la sección (26) de la subparte "C".
104
Tabla de ángulo de ataque contra coeficiente de levantamiento del perfil NACA
2412
GRÁFICA DE LEVANTAMIENTO DEL PERFIL NACA 2412
ANEXO 4
Alfa Vs CL
2
-15 -10
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
-5 0 5 10 15 20
105
Alfa Vs CL
X FOIL Versión n 6.96 densidad 0.0023769 W 3964.75771Calcula ted polar for: NACA 2412 1 1 Rey nolds num ber fixed M ach numbe r fixed xtrf = 1.000 ( top) 1.000 (b ottom) Mach = 0.5 Re = 4.000 e 6 Ncr it = 9. 0 alpha CL CD CDp CM CC CN XCp
-10 -0.7723 0.05219 0.05127 -0.0683 -0.08271137 -0.76962973 0.33874397-9.75 -0.7875 0.0457 0.04479 -0.0732 -0.08832282 -0.78386467 0.34338347
-9.5 -0.7968 0.03735 0.03636 -0.0823 -0.09467217 -0.7920369 0.3539093-9.25 -0.8071 0.03021 0.02903 -0.0925 -0.09991816 -0.8014608 0.36541425
-9 -0.8246 0.02551 0.02407 -0.0931 -0.10379993 -0.81843845 0.36375321-8.75 -0.8381 0.02132 0.01953 -0.0913 -0.10642274 -0.83158905 0.35978981
-8.5 -0.8382 0.01785 0.01566 -0.0887 -0.10623992 -0.83163149 0.35665782-8.25 -0.8289 0.01493 0.0123 -0.0859 -0.10416554 -0.82246438 0.35444221
-8 -0.8091 0.01282 0.00981 -0.0831 -0.09990972 -0.80301009 0.35348562-7.75 -0.7818 0.01139 0.00806 -0.0805 -0.09414049 -0.77619491 0.35371106
-7.5 -0.75 0.01047 0.00689 -0.0782 -0.08751422 -0.74495026 0.35497345-7.25 -0.7157 0.00982 0.00605 -0.0763 -0.08057911 -0.71121722 0.35728087
-7 -0.6806 0.00931 0.0054 -0.0747 -0.07370367 -0.67666151 0.36039493-6.75 -0.6449 0.00894 0.0049 -0.0732 -0.06692184 -0.64148063 0.36411101
-6.5 -0.6089 0.00862 0.00448 -0.0719 -0.06036485 -0.60596171 0.36865436-6.25 -0.5733 0.00831 0.00408 -0.0707 -0.05415277 -0.57079718 0.37386186
-6 -0.5376 0.00806 0.00375 -0.0696 -0.04817866 -0.53549747 0.3799726-5.75 -0.5019 0.00786 0.00346 -0.0686 -0.04246394 -0.50016218 0.38715551
-5.5 -0.4667 0.00764 0.00317 -0.0677 -0.03712639 -0.46528367 0.39550264-5.25 -0.4311 0.00748 0.00295 -0.067 -0.03199773 -0.42997594 0.40582267
-5 -0.3961 0.0073 0.0027 -0.0662 -0.02725017 -0.39522896 0.41749785-4.75 -0.3609 0.00716 0.00251 -0.0656 -0.02275007 -0.3602534 0.43209405
106
-4.5 -0.3262 0.00702 0.00232 -0.065 -0.018595 -0.32574522 0.44954245-4.25 -0.2915 0.00689 0.00214 -0.0644 -0.01473157 -0.29120904 0.47114698
-4 -0.2568 0.00679 0.002 -0.0639 -0.01114 -0.25664809 0.49897905-3.75 -0.2224 0.00668 0.00185 -0.0635 -0.00787996 -0.22236072 0.53557202
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