diseno conceptual aeronave robayo 2011

Fecha 09 de Diciembre de 2011

NUMERO DE RAE

PROGRAMA INGENIERIA AERONAUTICA

AUTORES

ROBAYO BARRIOS, Laura Angélica

SORA BAEZ, Fabián Camilo

TITULO

DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE ACROBÁTICA PARA RECREACIÓN Y COMPETENCIA

PALABRAS CLAVES

Arésti Aspect Ratio. Cuerda media. c: Eje lateral: Eje longitudinal: Eje vertical: Entrenamiento: Envergadura: Estrechamiento (Taper ratio) λ: Flecha (Sweep). Ʌ: Factor de seguridad: Gravedad: Maniobra Perfil aerodinámico: Superficie alar: Velocidad: Vuelo acrobático:

NUMERO DE RAE


DESCRIPCIÓN

Este trabajo de Grado se desarrollo con el propósito de

suplir amplias necesidades en el medio de la aviación

deportiva y acrobática en el campo de recreación y

competencia, logrando así analizar e implementar los

diferentes métodos de diseño de aeronaves para obtener un

resultado de alto performance y altas capacidades de vuelo.

Después de verificadas las necesidades, reglamentación y

procesos ingenieriles, se procede a realizar el Diseño

Conceptual de la Aeronave supliendo a la vez, algunos

tópicos que puede ser vistos en un Diseño Preliminar.

Este Diseño conceptual estará acompañado de un análisis de

distribución de instrumentos o equipos abordo, un diseño de

la aeronave en CAD, un análisis del ala en 3d a través de

CFD y un estudio básico de estabilidad y control.

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FUENTES

BIBLIOGRAFICA

S

RAYMER Daniel P. Aircraft Design: A conceptual Approach. Second Edition. Education Series. 1992

ROSKAM Jan. Airplane Design Parts. 1985-1990 Edition.

CRAWFORD Donalt R. Airplane Design. Crawford Aviation. Torrance CA.

BRUHN E.F. Analysis and Design of flight vehicles structures. 1973 Edition ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera edición. Editorial Mc Graw Hill. 1999. Fabricante. Disponible en http://www.extraaircraft.com/

Fabricante. Disponible en http://www.mxaircraft.com/

Fabricante. Disponible en http://www.zivko.com/ZIVKO/index.html

Fabricante. Disponible en http://www.xtremeair.de/web/index.php

Conceptos. Disponible en http://www.esparacing.com/index.htm

Conceptos. Disponible en http://www.aerobaticsaircraft.com/

Conceptos. Disponible en http://www.air-races.com/Aircraft.htm

Normatividad. Disponible en http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Official-Red-Bull-Air-Race-Homepage/001238611393596

XFLR.5, Software para análisis de Alas. Disponible en http://xflr5.sourceforge.net/xflr5.htm

Prof. DRELA Mark and YOUNGREN. XFLR5 HandOut. Kentucky ME380. Aeronautic & Astronautics Department (Course 16).

NUMERO DE RAE


CONTENIDOS

INTRODUCCIÓN

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

1.1.1 Zivko Edge 540

1.1.2 MXS

1.1.3 Extra 330SC

1.1.4 Akro Z

1.1.5 CAP 232

1.1.6 SU-26

1.1.7 SU-31

1.1.8 YAK-55

1.2 DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA

1.3 JUSTIFICACIÓN

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN

1.4.1OBJETIVO GENERAL

1.4.2 OBJETIVOS ESPECIFICOS

1.5 ALCANCES Y LIMMITACIONES

1.5.1 Alcances

1.5.2 Limitaciones

2 MARCO DE REFERENCIA

2.1 VUELO ACROBATICO

2.2 TIPOS DE MISIÓN DE VUELO

2.2.1 Vuelo Recto y Nivelado – Giros no Mayores a 45°

2.2.2 Vuelo Recto y Nivelado - Invertido

2.2.3 Vuelo de Cuchilla (Knife Edge)

2.2.4 Vuelo en Zig-Zag a través de la Chicane

2.2.5 Rizo (Looping Interior) o Giro 360° en el Plano Vertical

2.2.6 Medio Ocho Cubano

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CONTENIDOS

2.2.7 Barrena

2.2.8 Caída de Cola

2.2.9 Simbología de Maniobras Acrobáticas

2.3 PARÁMETROS Y FUNDAMENTOS DE DISEÑO

2.4 CONFIGURACIÓN Y DIMENSIONAMIENTO GENERAL

2.5 MARCO LEGAL O NORMATIVO

2.5.1 FAR 91.303

2.5.2 Regulaciones Técnicas Parte E. Red Bull Air Race

World Championship50

3 METODOLOGÍA

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB LINEA DE

FACULTAD / CAMPO TEMATICO DEL PROGRAMA

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCION DE INFORMACIÓN

3.4 VARIABLES

3.4.1 Variables Independientes

3.4.2 Variable Dependientes

4 DESARROLLO INGENIERIL

4.1 ANALISIS DEL ESTADO DEL ARTE

4.1.1 BOSQUEJOS INICIALES

4.2 ETAPAS DE MISIÓN DE VUELO

4.2.1 Misión de Traslado de un “Punto A” a un “Punto B”

4.2.2 Misión de Maniobras Acrobáticas, Show Aéreo o

Competencia

4.3 APROXIMACCIÓN DE DIMENSIONES Y TAMAÑOS

4.3.1 Estimación. Peso Bruto de Despegue

4.3.1.1 Estimación de la fracción Wf/Wo

4.3.1.2 Estimación de la fracción We/Wo

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CONTENIDOS

4.3.2 Selección de la Geometría. Ala

4.3.2.1 Selección del Perfil Aerodinámico

4.3.2.2 Estimación del Drag

4.3.2.2.1 Drag Polar

4.3.2.3 Carga Alar y Diagrama de Restricciones

4.3.2.3.1 Velocidad de Pérdida

4.3.2.3.2 Aterrizaje

4.3.2.3.3 Maniobra

4.3.2.3.4 R/C Max

4.3.2.3.5 Despegue

4.3.2.4 Estimación del Drag Parasito e Inducido

4.3.3 Configuración del Ala

4.3.3.1 Geometría y Estructura

4.3.3.2 Ubicación

4.3.3.3 Twist

4.3.3.4 Angulo de Diedro

4.3.3.5 Dimensionamiento

4.3.4 Configuración del Fuselaje



4.3.4.3 Configuración de Cabina

4.3.4.3.1 Panel de Instrumentos

4.3.5 Configuración del Empenaje



4.3.6 Selección de la Planta Motriz

4.3.6.1 Potencia Requerida y Potencia Disponible

4.3.7 Segunda Estimación de Combustible

4.3.8 Pesos Individuales

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CONTENIDOS

4.4 Análisis en XFLR.5

4.4.1 Distribución de Cargas

4.4.2 Validación

4.5 Diagrama de V-N

4.6 Peso y Balance

5 ESTABILIDAD Y CONTROL

6 PRESENTACIÓN Y ANALISIS DE RESULTADOS

7 CONCLUSIONES

8 RECOMENDACIONES

GLOSARIO

BIBLIOGRAFIAS

ANEXOS

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METODOLOGIA

1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACION

De acuerdo a los lineamientos de la Universidad de San

Buenaventura y a los establecidos en el programa de Ingeniería

Aeronáutica, se ha decidido utilizar en esta investigación un

Enfoque basado en el Empírico Analítico el cual está basado en

la interpretación de resultados y a la transformación de los

mismos.

2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE

FACULTAD / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA

La línea de Investigación es Tecnologías Actuales y Sociedad,

la Sub-Línea de Facultad es Instrumentación y Control de

Procesos y el Campo Temático del Programa es el Diseño y

Construcción de Aeronaves.

3. TECNICAS DE RECOLECCION DE INFORMACION

Se han establecido algunas técnicas de recopilación de datos

las cuales dirigen y brindan herramientas suficientes para

realizar el desarrollo de la investigación, de acuerdo a lo

anterior se han recurrido a fuentes como:

- Textos de Consulta Especializados

- Papers

- Internet:

Consulta Pagina Web Autoridad Reguladora

Consulta Pagina Web Competencia y Eventos

Correos Electrónicos

- Investigación con Personal Experimentado en el tema

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METODOLOGÍA

- Investigación junto con Tutoría de Docentes.

- Simulaciones, Cálculos Matemáticos, Pruebas.

Para emprender el diseño de la aeronave acrobática,

primerio se realizara un estudio del estado del arte a nivel

internacional, para recopilar y analizar características y

parámetros de diseño, fundamentales para tener un punto de

partida en el desarrollo de los cálculos y tener además un

marco de referencia de datos reales, los cuales brindan

confianza y veracidad en los datos obtenidos, son

importantes para establecer criterios argumentativa

Una vez se cuenten con los parámetros iniciales se

emprende todo un ciclo de cálculos que incluyen iteraciones,

aproximaciones y complementaciones de diferentes métodos

que apuntan al mismo fin. A continuación se enseña un

diagrama de flujo en el cual es posible observar rápidamente

las etapas desarrolladas para llevar a cabo el proyecto

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METODOLOGÍA

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METODOLOGÍA

4. HIPOTESIS

La Aeronave Acrobática diseñada en este trabajo de Grado, es capaz de realizar una Misión de maniobras Acrobáticas que exigen una gran capacidad de la misma tanto para recreación como para competencia, y está dentro de los rangos exigidos por la reglamentación que lo rige, cumple con los siguientes requerimientos:

Rango Total 655000 m

Tiempo de Vuelo Total 10000 s

Rango. Maniobras 148443,88 m

Tiempo de Vuelo. Maniobras 2340 s

Velocidad de maniobra n+ 103,3416 m/s

Velocidad de maniobra n- 108,8976 m/s

Velocidad de Crucero 87,7848 m/s

Velocidad Máxima 136,3998 m/s

Velocidad de Perdida 26,6688 m/s

Peso Total al Vacio 624,83 kg

Peso Total de Despegue 878,8 kg

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CONCLUSIÓNES

En el proceso de recolección y búsqueda de las características

físicas y de rendimiento, realizada para establecer una base

clara de antecedentes y tendencias, se encuentra que son muy

pocas las aeronaves que cumplen con todos los estándares y

requisitos necesarios para suplir condiciones de alto

desempeño y competencia aérea, se evidencio que las

tendencias entre si son congruentes, aunque

desafortunadamente el campo de evaluación es pobre para

obtener datos totalmente certeros y confiables. (La Red Bull Air

Race actualmente solo cuenta con tres tipos de aeronaves

aprobadas para participar y competir.

La correcta selección de los perfiles aerodinámicos a lo largo de

los planos es de vital importancia, ya que a diferencia en la

mayoría de aeronaves donde el mayor objetivo en su diseño es

obtener la mayor ventaja posible en aumento de la sustentación

y disminución de la resistencia en condición de crucero, en las

aeronaves acrobáticas tipo competencia, el desempeño bajo

constantes cambios en ángulos de ataque y los momentos

generados, hacen parte de los aspectos de mayor relevancia en

su selección.

La selección y correcta configuración de los planos principales

(twist, diedro, relación de aspecto y demás factores analizados),

requieren de gran atención ya que las características de la

misma, son la esencia de una aeronave acrobática, al ser el

componente principal en soportar las altas cargas realizadas en

maniobra, la rápida y precisa ejecución de movimientos y la

eficiencia del rendimiento general de la

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CONCLUSIÓNES

aeronave.

Es posible observar en los resultados finales que la aeronave

cumple con todos los requisitos y normatividad expuesta por el

marco legal, en cuanto a restricciones de diseño y operación,

cumpliendo a cabalidad con todos y cada uno de los ítems

expuestos.

La correcta y adecuada selección de parámetros como el valor

de carga alar y potencia requerida, es fundamental en el

proceso de diseño, ya que es una aeronave muy sensible a

variaciones en su geometría debidas a cambio en el peso total

de despegue.

Para el proceso de diseño y desarrollo de la Aeronave es muy

importante iniciar con un proceso de dimensionamiento de

cabina, en donde todos los componentes principales de la

aeronave se ubican respecto a la posición y ergonomía del

piloto, calculando los correctos y suficientes espacios para que

el mismo se pueda desenvolver fácilmente.

Un factor importante para el dimensionamiento de la aeronave

es el tamaño del motor seleccionado ya que de allí se puede

obtener tanto un estimado total del ancho y alto del fuselaje,

como también es posible buscar la forma aerodinámica mas

apropiada y eficiente para el desarrollo del Cowling o tapa del

motor.

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CONCLUSIÓNES

El correcto análisis del centro de gravedad de la aeronave es un

paso importante para lograr el performance deseado de la

aeronave, en donde la correcta distribución de componentes

internos juega un papel importante. Como también la medida de

la posición del ala, elevador y Rudder respecto a la línea

Datum, para así generar el momento deseado para realizar

maniobras bruscas y generar inestabilidad, como es el propósito

de este tipo de aeronaves.


FABIAN CAMILO SORA BÁEZ LAURA ANGÉLICA ROBAYO BARRIOS

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA. SEDE BOGOTA FACULTAD DE INGENIERIA INGENIERIA AERONAUTICA

BOGOTA 2011


FABIAN CAMILO SORA BÁEZ LAURA ANGÉLICA ROBAYO BARRIOS

Trabajo presentado como requisito parcial para optar al título profesional en Ingeniería Aeronáutica

Asesor Metodológico y Temático Jorge Gaitán Aroca

Ingeniero Aeronáutico

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA. SEDE BOGOTA FACULTAD DE INGENIERIA INGENIERIA AERONAUTICA

BOGOTA 2011

Nota de Aceptación

___________________ ___________________ ___________________ ___________________ ___________________ ___________________

_______________________________________

Firma del Presidente del Jurado

_______________________________________

Firma del Jurado

_______________________________________ Firma del Jurado

DEDICATORIA

Deseo agradecer y dedicar de manera personal a las personas que siempre me han brindado su apoyo, amor y grandes consejos a lo largo de toda mi vida; en primer lugar a mi mami quien siempre me ha formado y motivado para ser una persona grande en la vida, a tener metas y valores claros y definidos, y quien indiscutiblemente ser la persona más importante en toda mi vida, eres la persona más grandiosa en el mundo entero. Agradezco también a mi papi, quien ha sido un gran ejemplo de dedicación, tenacidad y responsabilidad para mi, gracias por recordarme a diario lo importante que es realizar las cosas de la mejor manera para no caer nunca en falso. Dedico también este trabajo a mi hermana menor para quien Deseo ser un total ejemplo, guía y apoyo incondicional, en todas tus metas y objetivos planteados estate siempre dándote mis mejores consejos y palabras. Deseo agradecer y dedicar tanto esfuerzo y sacrificio a la persona con quien compartí toda mi vida universitaria, el cual se ha convertido en mi mejor amigo, confidente, compañero laboral, sentimental y sin lugar a dudas la mejor persona con quien he podido compartir grandes momentos y logros en mi corta vida, gracias por permitirme saber quién eres realmente. Finalmente Deseo agradecer a Dios por darme la oportunidad de estar rodeada de tan buenas cosas, personas y grandes oportunidades, espero me regales mucha vida y felicidad para seguir logrando muchas cosas más!!

LAURA ANGELICA ROBAYO BARRIOS

DEDICATORIA

Deseo Agradecer de manera muy especial a Dios, ya que gracias a el podemos estar en el lugar que estamos, gracias a él podemos vivir y lo más importante, gracias a él podemos cumplir todos nuestros objetivos y metas. Agradezco a mi Madre por ser siempre un apoyo incondicional durante el transcurso de todos mis estudios de pregrado, por brindarme las alas para empezar mi vida profesional y principalmente por darme toda su confianza, todos sus concejos, los cuales fueron muy bien recibidos y aplicados, Gracias Mamá por darme la Vida. También Agradezco a mi Papá que estuvo apoyándome durante todo mi proceso, por animarme a ser siempre el mejor, por confiar en mí, por enseñarme a vivir y por ser ese ejemplo a seguir. Finalmente deseo agradecer a todos los compañeros, profesores y directivos que me ayudaron a crecer y ser mejor día a día. Pero principalmente doy Gracias a la persona que estuvo a mi lado durante todo este proceso, la persona que me enseño a ser luchador y consistente, la persona con la cual he compartido grandes y buenos momentos. Gracias por todo lo que hemos Vivido.

FABIAN CAMILO SORA BAEZ

AGRADECIMIENTOS Los autores desean brindar sus totales agradecimientos a todas las personas que participaron y contribuyeron de manera favorable al desarrollo y conclusión de este proyecto de grado, como lo fue el profesor Aurelio Méndez quien desde un principal apoyo y mantuvo el entusiasmo en dar continuidad a la propuesta inicial como primer tutor, aunque desafortunadamente no fue posible continuar con su asesoría como tutor, se desea agradecer al Profesor Jorge Gaitán quien continuo con la labor de tutor temático y de manera satisfactoria logro dar continuidad con la línea de desarrollo del proyecto, siendo una completa guía académica. Finalmente se extiende un grato agradecimiento al piloto acrobático de la Red Bull Air Race Alejandro Maclein y su equipo de trabajo liderado por el Señor Sergio Pla quienes sin dudar desde un principio apoyaron y respaldaron todas las inquietudes generadas así como también lograron mantener el entusiasmo en el desarrollo de este tipo de proyectos en los países Latinoamericanos. Se extiende el agradecimiento de manera especial al piloto mencionado anteriormente quien desafortunadamente falleció durante un entrenamiento a bordo de su aeronave tipo acrobática, al ejecutar una maniobra de manera errónea.

TABLA DE CONTENIDO

INTRODUCCIÓN .................................................................................................... 17

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA .............................................................. 18

1.1 ANTECEDENTES ............................................................................................ 18

1.1.1 Zivko Edge 540 ............................................................................................. 20

1.1.2 MXS ................................................................................................................ 20

1.1.3 Extra 330SC .................................................................................................. 21

1.1.4 Akro Z ............................................................................................................. 22

1.1.5 CAP 232 ......................................................................................................... 23

1.1.6 SU-26 ............................................................................................................. 24

1.1.7 SU-31 ............................................................................................................. 25

1.1.8 YAK-55 ........................................................................................................... 26

1.2 DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA................................. 29

1.3 JUSTIFICACIÓN .............................................................................................. 29

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN .......................................................... 31

1.4.1OBJETIVO GENERAL ................................................................................... 31

1.4.2 OBJETIVOS ESPECIFICOS ........................................................................ 31

1.5 ALCANCES Y LIMMITACIONES.................................................................... 32

1.5.1 Alcances......................................................................................................... 32

1.5.2 Limitaciones ................................................................................................... 32

2 MARCO DE REFERENCIA ................................................................................ 33

2.1 VUELO ACROBATICO .................................................................................... 33

2.2 TIPOS DE MISIÓN DE VUELO ........................................................................ 35

2.2.1 Vuelo Recto y Nivelado – Giros no Mayores a 45° ...................................... 35

2.2.2 Vuelo Recto y Nivelado - Invertido ................................................................ 36

2.2.3 Vuelo de Cuchilla (Knife Edge) ...................................................................... 37

2.2.4 Vuelo en Zig-Zag a través de la Chicane ..................................................... 38

2.2.5 Rizo (Looping Interior) o Giro 360° en el Plano Vertical ............................. 39

2.2.6 Medio Ocho Cubano ....................................................................................... 40

2.2.7 Barrena ............................................................................................................. 41

2.2.8 Caída de Cola .................................................................................................. 42

2.2.9 Simbología de Maniobras Acrobáticas ......................................................... 43

2.3 PARÁMETROS Y FUNDAMENTOS DE DISEÑO .......................................... 45

2.4 CONFIGURACIÓN Y DIMENSIONAMIENTO GENERAL ............................. 47

2.5 MARCO LEGAL O NORMATIVO ..................................................................... 50

2.5.1 FAR 91.303 ...................................................................................................... 50

2.5.2 Regulaciones Técnicas Parte E. Red Bull Air Race World Championship50

3 METODOLOGÍA .................................................................................................. 54

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN ............................................................... 58

3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB LINEA DE FACULTAD / CAMPO TEMATICO DEL PROGRAMA .................................................................. 58

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCION DE INFORMACIÓN.................................... 58

3.4 VARIABLES ........................................................................................................ 59

3.4.1 Variables Independientes ............................................................................... 59

3.4.2 Variable Dependientes ................................................................................... 59

4 DESARROLLO INGENIERIL................................................................................ 60

4.1 ANALISIS DEL ESTADO DEL ARTE ............................................................... 60

4.1.1 BOSQUEJOS INICIALES ............................................................................... 68

4.2 ETAPAS DE MISIÓN DE VUELO ..................................................................... 71

4.2.1 Misión de Traslado de un “Punto A” a un “Punto B” .................................... 71

4.2.2 Misión de Maniobras Acrobáticas, Show Aéreo o Competencia ............... 74

4.3 APROXIMACCIÓN DE DIMENSIONES Y TAMAÑOS .................................. 78

4.3.1 Estimación. Peso Bruto de Despegue ......................................................... 78

4.3.1.1 Estimación de la fracción Wf/Wo ............................................................... 79

4.3.1.2 Estimación de la fracción We/Wo .............................................................. 81

4.3.2 Selección de la Geometría. Ala .................................................................... 82

4.3.2.1 Selección del Perfil Aerodinámico ............................................................. 82

4.3.2.2 Estimación del Drag .................................................................................. 100

4.3.2.2.1 Drag Polar .............................................................................................. 100

4.3.2.3 Carga Alar y Diagrama de Restricciones ............................................... 105

4.3.2.3.1 Velocidad de Pérdida ............................................................................ 106

4.3.2.3.2 Aterrizaje ................................................................................................. 108

4.3.2.3.3 Maniobra ................................................................................................. 111

4.3.2.3.4 R/C Max .................................................................................................. 113

4.3.2.3.5 Despegue ............................................................................................... 115

4.3.2.4 Estimación del Drag Parasito e Inducido ................................................ 118

4.3.3 Configuración del Ala ................................................................................... 125

4.3.3.1 Geometría y Estructura ............................................................................ 125

4.3.3.2 Ubicación ................................................................................................... 129

4.3.3.3 Twist ........................................................................................................... 131

4.3.3.4 Angulo de Diedro ...................................................................................... 132

4.3.3.5 Dimensionamiento .................................................................................... 133

4.3.4 Configuración del Fuselaje .......................................................................... 137

4.3.4.1 Geometría y Estructura ............................................................................. 137

4.3.4.2 Dimensionamiento .................................................................................... 139

4.3.4.3 Configuración de Cabina .......................................................................... 139

4.3.4.3.1 Panel de Instrumentos .......................................................................... 146

4.3.5 Configuración del Empenaje ....................................................................... 155

4.3.5.1 Geometría y Estructura ............................................................................ 155

4.3.5.2 Dimensionamiento ..................................................................................... 157

4.3.6 Selección de la Planta Motriz ....................................................................... 160

4.3.6.1 Potencia Requerida y Potencia Disponible ............................................. 164

4.3.7 Segunda Estimación de Combustible ......................................................... 169

4.3.8 Pesos Individuales ........................................................................................ 172

4.4 Análisis en XFLR.5 ........................................................................................... 177

4.4.1 Distribución de Cargas ................................................................................. 177

4.4.2 Validación ...................................................................................................... 180

4.5 Diagrama de V-N .............................................................................................. 184

4.6 Peso y Balance ................................................................................................. 187

5 ESTABILIDAD Y CONTROL .............................................................................. 190

6 PRESENTACIÓN Y ANALISIS DE RESULTADOS ......................................... 204

7 CONCLUSIONES ................................................................................................ 207

8 RECOMENDACIONES ....................................................................................... 209

GLOSARIO .............................................................................................................. 211

BIBLIOGRAFIAS ..................................................................................................... 213

ANEXOS .................................................................................................................. 215

LISTA DE TABLAS

Tabla 1. . Base de Datos. Aeronaves Acrobáticas. Parte 1 ................................... 27 Tabla 2. Base de Datos. Aeronaves Acrobáticas. Parte 2 ..................................... 28

Tabla 3. Simbología Maniobras en Vuelo .............................................................. 44 Tabla 4. Base de Datos. Limitantes y Normatividad. Parte 1 ................................. 52

Tabla 5. Base de Datos. Limitantes y Normatividad. Parte 2 ................................. 53 Tabla 6. Resumen de Distancia Recorrida y Tiempo Transcurrido Mision de Traslado ................................................................................................................. 74 Tabla 7. Cuadro Comparativo Tiempo Misiones de Vuelo ..................................... 76

Tabla 8. Repetida. Simbología Maniobras en Vuelo .............................................. 77 Tabla 9. Resultados. Estimación del Peso Bruto de Despegue ............................. 82

Tabla 10. Base de Datos. Perfiles Aerodinámicos Simétricos. Parte 1° ................ 87 Tabla 11. Base de Datos. Perfiles Aerodinámicos Simétricos. Parte 2° ................ 88

Tabla 12. Base de Datos. Perfiles Aerodinámicos Simétricos. Parte 4° ................ 90 Tabla 13. Base de Datos. Perfiles Aerodinámicos Simétricos. Parte 6° ................ 92

Tabla 14. Valores Críticos. Perfiles Seleccionados ................................................ 99 Tabla 15. Datos Recopilados de los Perfiles Seleccionados ................................. 99

Tabla 16. (L/D)max vs AR .................................................................................... 103 Tabla 17. CD, CL, CL/CD vs Angulo de Ataque ................................................... 104

Tabla 18, Parámetros y Constantes para Sg ....................................................... 109 Tabla 19. Valores de W/S y T/W durante un giro sostenido................................. 113

Tabla 20. Valores de W/S y T/W en R/C max. ..................................................... 114 Tabla 21. Valores de W/S y T/W durante la fase del despegue ........................... 116

Tabla 22. Conclusión. Diagrama de Restricciones .............................................. 118 Tabla 23. Drag Parasito Total De La Estructura .................................................. 120

Tabla 24. Drag Parasito Motor. ............................................................................ 121 Tabla 25. Equipo mínimo de Aviónica abordo...................................................... 146

Tabla 26. Equipo Aviónica Digital ........................................................................ 148 Tabla 27. Equipo Aviónica Análogo. Parte 1 ........................................................ 149

Tabla 28. Equipo Aviónica Análogo. Parte 2 ........................................................ 150 Tabla 29. Resultados. Configuración Inicial. Estabilizador Horizontal ................. 157

Tabla 30. Resultados. Configuración Inicial. Estabilizador Vertical ...................... 158 Tabla 31. Base de Datos. Plantas Motrices Autorizadas ..................................... 160

Tabla 32. HP según aeronave acrobática ............................................................ 162 Tabla 33. Capacidad de Combustible en Tanques de Combustible .................... 170

Tabla 34. Pesos de componentes principales de la aeronave ............................. 174 Tabla 35. Dimensiones Finales. Ala – Empenaje – Fuselaje ............................... 175

Tabla 36. Velocidades Finales ............................................................................. 187 Tabla 37. Pesos y Distancias al Datum Line de Componentes Principales ......... 188

Tabla 38. Presentación de Datos Configuración General Aeronave Acrobática .. 204 Tabla 39. Presentación de Resultados. Performance Aeronave Acrobática ........ 206

LISTA DE FIGURAS

Figura 1. Zivko Edge 540 ....................................................................................... 20

Figura 2. MXS Aircraft ............................................................................................ 21 Figura 3. Extra 330SC ........................................................................................... 22

Figura 4. AkroZ ...................................................................................................... 23 Figura 5. CAP 232 ................................................................................................. 24

Figura 6. SU-26 ...................................................................................................... 25 Figura 7. SU-31 ...................................................................................................... 25

Figura 8. YAK-55 ................................................................................................... 26 Figura 9. Clasificación. Aeronave Acrobática......................................................... 34

Figura 10. Clasificación. Aeronave capaz de realizar maniobras acrobáticas ....... 34 Figura 11. Vuelo recto y nivelado ........................................................................... 36

Figura 12. Vuelo Invertido Aeronave Acrobática .................................................... 37 Figura 13. Vuelo de Cuchilla .................................................................................. 38

Figura 14. Vuelo a través de la Chicane ................................................................ 39 Figura 15. Looping Interior, demostrado mediante Notación Aresti ....................... 40

Figura 16. Medio Ocho Cubano, demostrado mediante Notación Aresti ............... 41 Figura 17. Barrena Positiva.................................................................................... 42

Figura 18. Caída de Cola, demostrado mediante Notación Aresti ......................... 43 Figura 19. Configuraciones Típicas del Ala............................................................ 48

Figura 20. Características Típicas ......................................................................... 60 Figura 21. Ancho de Fuselaje ................................................................................ 62

Figura 22. Bosquejo No 1. Vista superior, frontal y lateral ..................................... 69 Figura 23. Bosquejo No 2. Vista frontal y lateral .................................................... 70

Figura 24. Bosquejo No3. Vista 3D ........................................................................ 71 Figura 25. Etapas de la Misión de Traslado de la Aeronave Acrobática. ............... 72

Figura 26. Etapas de la Misión de Maniobras Acrobáticas, Show Aéreo o Competencia. ......................................................................................................... 75

Figura 27. Perfil Asimétrico con ángulo de ataque 0° ............................................ 84 Figura 28. Perfil Asimétrico con ángulo de ataque diferente 0° ............................. 85

Figura 29. Guía de Aterrizaje ............................................................................... 109 Figura 30. Marcación del G. Force o Factor de Carga. Red Bull Air Race. Rio de Janeiro ................................................................................................................. 112 Figura 31. Componente Vectorial del Drag Parasito ............................................ 119

Figura 32. Componente Vectorial del Drag Parasito ............................................ 122 Figura 33. Vórtices generados por el Buffeting sobre los planos ......................... 125

Figura 34. Ala trapezoidal .................................................................................... 127 Figura 35. Configuración típica de un plano trapezoidal con Washout ................ 128

Figura 36. Sección transversal de la viga ............................................................ 129 Figura 37. Ubicación del Plano . Media – Baja .................................................... 130

Figura 38. Angulo de Twist .................................................................................. 131

Figura 39. Modelo F3A........................................................................................ 132 Figura 40. Modelo de Ala en CAD. Vista Plata y Lateral ...................................... 136

Figura 41. Modelo de Ala en CAD. 3D ................................................................. 137 Figura 42. Configuración típica del Fuselaje. ....................................................... 138

Figura 43. Modelo articulado en 3D del Tripulante .............................................. 140 Figura 44. Proporciones y medidas típica de un hombre promedio ..................... 141

Figura 45. Piezas y partes del modelo del tripulante ........................................... 142 Figura 46. Configuración Cabina. ........................................................................ 144

Figura 47. Dimensionamiento Cabina Aeronave Acrobática. Vista Lateral. ......... 145 Figura 48. Dimensionamiento Cabina Aeronave Acrobática. Vista Frontal. ......... 145

Figura 49. Modelo del Panel de Instrumentos en CAD ........................................ 151 Figura 50. Modelo del Fuselaje en CAD. Vista Lateral – Planta .......................... 152

Figura 51. Modelo del Fuselaje en CAD. Vista Frontal ........................................ 153 Figura 52. Modelo del Fuselaje en CAD. 3D ........................................................ 153

Figura 53. Modelo del Fuselaje + Ala en CAD. Vista Lateral ............................... 154 Figura 54. Modelo del Fuselaje + Ala en CAD. Vista Planta ................................ 154

Figura 55. Modelo del Fuselaje + Ala en CAD. 3D............................................... 155 Figura 56. Configuración típica del Empenaje ..................................................... 156

Figura 57. Modelo del Empenaje en CAD. Vista Planta ....................................... 158 Figura 58. Modelo del Empenaje en CAD. Vista Lateral ...................................... 159

Figura 59. Modelo del Empenaje en CAD. 3D ..................................................... 159 Figura 60. Cp VS J ............................................................................................... 166

Figura 61. Planta motriz seleccionada. AEIO-580-L1B5. ..................................... 168 Figura 62. Ubicación del Tanque de Combustible central y Planta Motriz ........... 172

Figura 63. Modelo. 3D ......................................................................................... 176 Figura 64. Modelo. 3D. v2 .................................................................................... 177

Figura 65. Distribución del Lift .............................................................................. 178 Figura 66. Distribución del Stream Flow - Downwash .......................................... 179

Figura 67. Selección de Perfiles para Análisis en XFLR5 .................................... 180 Figura 68. Análisis del Ala en 3D - XFLR5 ........................................................... 181

Figura 69. Validación CL/CD XFLR5 - NACA Report No. 647 ............................. 182 Figura 70. Validación CL/Alpha - XFLR5 - NACA Report No. 647 ....................... 182

Figura 71. Validación CM/Alpha - XFLR5 - NACA Report No. 647 ...................... 183 Figura 72. Distribución de Componentes y Sistemas a lo Largo de la Aeronave. 189

Figura 73. Distancias y Fuerzas sobre una aeronave. Lateral ............................. 191 Figura 74. Aeronave en condición de estabilidad e inestabilidad ......................... 193

Figura 75. Sumatoria de Momentos sobre la aeronave. ...................................... 200

LISTA DE GRAFICAS

Grafica 1. Relación de Aspecto vs Peso Max Despegue. Base Line ..................... 64

Grafica 2. Relación de Carga Alar vs Peso Max Despegue. Base Line ................. 66 Grafica 3. Relación de Capacidad de Combustible vs Peso Max Despegue. Base Line ........................................................................................................................ 67 Grafica 4. Relación de Velocidad Max Despegue vs Peso Max Despegue. Base Line ........................................................................................................................ 68 Grafica 5. Relación de la fracción We/Wo vs Wo. Base Line ................................. 81

Grafica 6. Coeficiente de Sustentación VS Angulo de Ataque. Perfiles preseleccionados. .................................................................................................. 95

Grafica 7. Coeficiente de Resistencia VS Angulo de Ataque. Perfiles preseleccionados ................................................................................................... 96

Grafica 8. Coeficiente de Momento VS Angulo de Ataque. Perfiles preseleccionados ................................................................................................... 97

Grafica 9. Cl – Cd – Cm. Perfiles Seleccionados ................................................... 98 Grafica 10. Drag Polar ......................................................................................... 104

Grafica 11. Velocidad de Perdida vs Peso Max de Despegue. ............................ 107 Grafica 12. Diagrama de Restricciones ............................................................... 117

Grafica 13. Drag Parasito. Total de la Aeronave .................................................. 121 Grafica 14. Coeficiente de Drag Inducido VS Angulo de Ataque. ........................ 123

Grafica 15. Drag Total VS Velocidad ................................................................... 124 Grafica 16. Diagrama de Dispersión de aeronaves VS hp. .................................. 163

Grafica 17. Potencia Requerida VS Potencia Disponible. .................................... 167 Grafica 18. Potencia Requerida VS Potencia Disponible. .................................... 168

Grafica 19. Capacidad de Combustible en Tanques de Combustible .................. 171 Grafica 20. Diagrama V-n .................................................................................... 186

Grafica 21. . Preliminar. Condición de estabilidad para la aeronave. No1 ........... 198 Grafica 22. Preliminar. Condición de estabilidad para la aeronave. No2 ............. 198

Grafica 23. Contribución al equilibrio de la aeronave ........................................... 203

LISTA DE ANEXOS

Anexo A. Planos Modelo Piloto…………………………………………...195

Anexo B. Planos Aeronave Acrobática…………………….…………….195

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INTRODUCCIÓN

El pasar del tiempo ha definido al vuelo acrobático como una maniobra precisa en el espacio tridimensional, maniobras que se conforman por la posición, actitud y velocidad. A partir de este principio, grandes mentes llenas de pericia y autenticidad, han encontrado en el vuelo acrobático una solución y aplicabilidad a muchas necesidades y espacios por llenar en sociedades enteras; tales como una vía diferente a la diversión y esparcimiento de espectadores y pilotos al mando realizando demostraciones en vivo de la capacidad y confianza que se pueden manejar en vuelo al maniobrar extremas actitudes de vuelo. Del gusto por este tipo de vuelo, nace por ejemplo la necesidad de implementar instrucción al personal gustoso por aprender y no solamente por diversión, ya que como bien es sabido el desarrollo aeronáutico se incrementa repentinamente al verse involucrado la implementación de tácticas militares de defensa y ataque en plena época de guerra mundial. Con el desarrollo en la inteligencia de las estrategias militares, las aeronaves acrobáticas resultan ser idóneas no solamente en fases de entrenamiento militar, sino en entrenamiento al personal para labores de búsqueda y reconocimiento, ya que el desempeño de los aviones acrobáticos muestras grandes cualidades en situaciones adversas o de condiciones de vuelo complicadas para gran parte de aeronaves, donde generalmente el escapar y buscar rutas de acceso del enemigo resulta ser toda una condición crítica para la estructura e integridad de muchas aeronaves, y con el entrenamiento del personal sobre una aeronave de esta categoría permite brindarle toda la confianza y maniobrabilidad necesaria para desempeñar a la perfección las labore de reconocimiento anteriormente mencionadas, sobre una aeronave especializada para este tipo de misiones. En los numerosos años de historia que tiene la aviación civil y militar especialmente la aviación Colombiana, existen una serie de campos explorados muy vagamente, en este caso la poca participación está protagonizada por la aviación deportiva acrobática para recreación y competencia. Lamentablemente nuestro país es uno más en le mundo entero que no encabeza la lista de este tipo de industria aérea, se ha realizado algo de investigación y aportes de gran valor, pero no han sido suficientes ya que el común de la gente desconoce casi que por completo la existencia de un mundo tan amplio como lo conforma la aviación acrobática y sus diferentes formas de participación y aporte a una sociedad entera, en este orden de ideas el continuar con la implementación de este campo resulta ser relevante y muy provechosa, el aportar con un diseño conceptual de aeronave que logre tener todas las características anteriormente mencionadas, dignas representantes de lo que es el vuelo acrobático.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

La Acrobacia Aérea en sus principios no fue tan reconocida, ni importante para la población en las primeras épocas de la aviación, pero poco a poco se ah extendido por todo el mundo hasta lograr un gran posicionamiento en la actualidad y ser una de las mejores maneras de entretener, de competir y de apoyar a la investigación. Durante los primeros años de la aviación, algunos pilotos usaban sus aviones para entretener al público en exhibiciones aéreas. Las maniobras realizadas, escogidas por su belleza o peligrosidad, no tenían mayor propósito que el de impresionar a los espectadores. En 1934, organizan en París los primeros Campeonatos Mundiales de Acrobacia, con nueve representantes de seis países.

La Acrobacia como deporte cruza el Atlántico y, en Estados Unidos, se establece el Trofeo Freddie Lund para promocionar la acrobacia de precisión. Sin embargo, el estallido de la Segunda Guerra Mundial y la posterior Guerra Fría paraliza por completo las competiciones internacionales. Únicamente en el Reino Unido comienza de forma tímida el Trofeo Lockheed en 1955, que será el germen del Campeonato Mundial de Acrobacia que se realizará al otro lado del telón de acero, en Bratislava (Checoslovaquia) en 1960.

Desde 1960, se han mantenido competiciones internacionales cada dos años de forma ininterrumpida excepto en 1974, debido a la crisis del petróleo, y en 1992 cuando se canceló debido a las malas condiciones meteorológicas. Desde el año 2001, los Campeonatos Mundiales se celebran en los años impares como el 2007. Sin embargo, los Campeonatos Europeos se celebran en los años pares.

Desde el punto de vista acrobático, una de las maniobras que más demandan al piloto es el llamado ocho vertical. En esta maniobra el piloto soporta fuerzas de -5.2 Gs, mientras que pocos segundos más tarde se encuentra en la parte inferior aguantando fuerzas de +5 Gs. La variación en apenas 10 segundos de 10 Gs evita que el corazón se adapte a este cambio y tienda a reducir su ritmo. Esto produce un menor aporte sanguíneo al cerebro que puede llegar a producirla inconsciencia. La resistencia del piloto a las aceleraciones en vuelo aumenta con una buena forma física y con muchas horas de entrenamiento.

Una medida de seguridad a tomar, y no por ello menos fundamental, es la precaución. No se debe realizar una maniobra que no se haya realizado antes bajo la correcta supervisión. Tampoco debe realizarse en un avión que no se haya

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volado antes, ya que distintas aeronaves tienen distintas respuestas a los mandos. Como es de esperar, tampoco es posible realizar maniobras acrobáticas sobre poblaciones o agrupaciones de personal, así como en el espacio aéreo controlado.

Normalmente los aviones acrobáticos se clasifican en dos categorías: aviones acrobáticos y aviones capaces de realizar maniobras acrobáticas. Los aviones acrobáticos, como el Pitts Special, el Extra 200 y 300, y el Sukhoi Su-29 están diseñados con el objetivo de obtener las mejores prestaciones en vuelo acrobático. Este diseño conlleva una pérdida de funcionalidad general, como capacidad turística (autonomía, capacidad de carga, número de pasajeros) o facilidad de manejo. En un nivel básico, los aviones capaces de realizar maniobras acrobáticas pueden ser fáciles de manejar, tener una buena capacidad turística mientras mantienen la capacidad de realizar acrobacia básica. Desde los inicio de la aviación, existen registros en los que se evidencia que los pilotos de la época usaban sus aeronaves para divertir y entretener al público, por medio de los shows aéreos, y como actualmente sucede, las maniobras eran seleccionadas de acuerdo a su delicadeza en vuelo, nivel de complejidad y riesgo para el piloto, ya que son los factores más comunes en generar un gran impacto en un público asistente. De hecho la primera maniobra realizada (Looping) por Manuel Zubiaga fue ejecutada de manera accidental es una aeronave Bristol, al abrir el paso de gas y dar una potencia mayor, la aeronave realizo la maniobra por sí misma. Años más tarde se lograron desarrollar algunas maniobras por parte de los pilotos que comandaban aeronaves de combate en la Primera Guerra Mundial, con el único objetivo de generar estrategias tácticas sobre el enemigo. Se ha realizado una búsqueda de parámetros específicos de desempeño, configuraciones físicas y componentes abordo en una serie de aeronaves que se consideraron son las más representativas del vuelo acrobático de competencia, las cuales encierran conceptos tales como velocidad, bajo peso, tecnología abordo y demás que se han establecido como criterios fundamentales en el diseño del prototipo. A continuación se ha realizado una breve reseña y descripción principal de las aeronaves seleccionadas, seguidamente de esto se encuentra la base de datos con las características primordiales que han sido el punto de partida del diseño, de las aeronaves como de los motores que estas llevan consigo.

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1.1.1 Zivko Edge 540 El Zivko 540 es una aeronave que excede los parámetros de desempeño de las aeronaves acrobáticas de los Estados Unidos, la cual se caracteriza por tener su plano entero construido en materiales compuestos; adicionalmente su diseño y construcción fue establecida bajo una optimización computacional que llevo a finalmente construir un fuselaje con tubos de acero y una combinación exacta de materiales con características de alta resistencia pero de bajo peso a la vez. EL Zivko Edge manejo una filosofía de diseño la cual tenía como prioridad ser una aeronave con una alta simplicidad en el desarrollo de tareas de reparación y reconstrucción, así como de ser extremadamente duradera y liviana. Figura 1. Zivko Edge 540

Fuente: http://jetphotos.net/viewphoto.php?id=6293964

1.1.2 MXS El MXS es un avión monoplaza de fibra de carbono que utiliza tecnología avanzada, con la técnica de los materiales compuestos, con las más sofisticadas herramientas de desarrollo, nuevos procesos y habilidades de ingeniería de clase mundial se combinaron para crear una combinación única de desempeño estructural de calidad y durabilidad. El MXS demuestra claramente su propósito he intención, se concluye que con las características de diseño técnicamente establecida el MXS es un escaparate de la ingeniería de detalle visible.

http://jetphotos.net/viewphoto.php?id=6293964

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Figura 2. MXS Aircraft

Fuente: http://www.mxaircraft.com/mxs-photogalleries.php 1.1.3 Extra 330SC Si bien es cierto el Extra 330SC ha sido el símbolo y en muchos casos el ejemplo a seguir de gran cantidad de seguidores del vuelo acrobático, por ser de las primeras aeronaves es clasificar y ser catalogadas como campeonas dentro de competencias y campeonatos de alto nivel como lo es la Red Bull Air Race, por contar con características inigualables en velocidades de maniobra y alta resistencia en su integridad estructural. La línea del Extra 300 ha vendió siendo reconfigurada y mejorada en pro a mantenerse a la vanguardia con lo altos estándares impuestos por la industria mundial, llegando a convertirse en lo que hoy día conocemos como el Extra 300SC.

http://www.mxaircraft.com/mxs-photogalleries.php

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Figura 3. Extra 330SC

Fuente: http://www.extraaircraft.com/aerobatic/photogalleries.php 1.1.4 Akro Z Lo que inicialmente comenzó siendo un proyecto desarrollado en tiempo libres y de esparcimiento, el Sr Ed Allenbaugh, logro llevar su diseño a una completa construcción a comienzos de los 80´ .Se han logrado vender docenas de kit´s a aficionados a nivel mundial que no solo han tenido como propósito el vuelo sobre hermosos paisajes, también se han clasificado y posesionado en competencias de vuelo acrobático deportivo, lo cual demuestra el alto nivel de ingeniería del creador; Construido enteramente en aluminio, acero y madera, es una aeronave que según la Autoridad de Aviación Civil Australiana, cuenta con los mínimos estándares de seguridad para ser aeronavegable en la sociedad.

http://www.extraaircraft.com/aerobatic/photogalleries.php

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Figura 4. AkroZ

Fuente: http://www.flickr.com/photos/benallsup/425666568/ 1.1.5 CAP 232

Es una aeronave que su principal propósito de diseño y construcción era para ser parte del equipo de acrobacia de la Fuerza Aérea Francesa. Desde su primer vuelo, el equipo Apex no ha parado en implementar e innovar con nuevas configuraciones y sistemas abordo, pasando ya por una construcción totalmente de madera a el uso de materiales compuestos. El CAP 232 se ha caracterizado además por tener superficies geométricamente triangulares, las cuales desde su inicio ah mantenido y según el creador espera mantener.

http://www.flickr.com/photos/benallsup/425666568/

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Figura 5. CAP 232

Fuente: http://www.air-races.com/aircraft/CAP%20232.htm

1.1.6 SU-26 El SU-26 representa la muestra ingenieril de la Unión Soviética, además de ser una aeronave acrobática representativa por ser de las pocas en contar con un motor reciproco de configuración radial, el cual brinda ventajas y desventajas muy diferentes comparándolo con motores que cuenten con una distribución de pistones en línea o el V. El SU-26 ha logrado incursionar en el campo de las fuerzas militares, así como en los campos de recreación y entretenimiento, ya que sus características y configuración especialmente de la planta motriz a establecido al SU-26 como una aeronave única en vuelo y tierra.

http://www.air-races.com/aircraft/CAP%20232.htm

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Figura 6. SU-26

Fuente: http://www.yakuk.com/SU26.asp 1.1.7 SU-31

Esta aeronave, nace apartar de la experiencia obtenida con el SU-26, ya que se quiso modificar y mejorar la configuración inicial por una versión algo más versátil y liviana principalmente. Sin embargo a pesar de sus importantes cambios, es una aeronave que al igual que su antecesora el SU-26, cuenta con un motor radial. El SU-31 logro superar los índices de popularidad de los demás prototipos de su misma familia y procedencia. Figura 7. SU-31

Fuente: http://www.air-races.com/aircraft/Sukhoi%20Su-31.htm

http://www.yakuk.com/SU26.asp

http://www.air-races.com/aircraft/Sukhoi%20Su-31.htm

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1.1.8 YAK-55 A diferencia de lo que fue el SU-31, el YAK-55 no cuenta con grandes similitudes a su antecesor el YAK-50, excepto en los 360 hp de su motor Vedeneyev M14P. El YAK-55 es una aeronave que sufrió con una crisis en el periodo de entregas iniciales, ya que su configuración de ala media, no lograba soportar las cargas estructurales, y terminaba presentando un fallo final en la integridad de su estructura, la cual comprometía la seguridad de la aeronave en general; finalmente se lograron superar tales adversidades y el YAK-55 llego a convertirse en la prestigiosa aeronave que hoy día es. Figura 8. YAK-55

Fuente: http://en.wikipedia.org/wiki/Yakovlev_Yak-55

http://en.wikipedia.org/wiki/Yakovlev_Yak-55

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Tabla 1. . Base de Datos. Aeronaves Acrobáticas. Parte 1

CARACTERÍSTICAS Zivco Edge 540 MXS Extra 330 SC Cap 232

Wing Span 7,43712 m 7,3152 m 7,5 m 8,08 m

24,4 ft 24 ft 24,6 ft 26,50 ft

Lenght 6,30936 m 6,5074 m 6,7 m 6,75 m.

20,7 ft 21.35 ft 22,1 ft 22,145 ft

Height 2,86512 m 1,8288 m 2,5 m 1,90 m.

9,4 ft 6 ft 8,4 ft 6,23 ft

Wing Area 9,1044 m2 9,4761 m2 9,8 m2 9,9 m2

98 ft2 102 ft2 105,6 ft2 106,52 ft2

Empty weight 530,70264 kg 571,5259 kg 585 kg 589,670 kg

1170 lb 1260 lb 1291 lb 1289,70 lb

Max Gross 816,4656 kg 834,6092 kg 870 kg 816,467 kg

1800 lb 1840 lb 1918 lb 1800 lb

Max Aerobatic 703,0676 kg 725,7472 kg 780 kg -

1550 lb 1600 lb 1720 lb -

Fuel Capacity 230,88 lts 219,53 lts 224 lts 227,10 lts

61 gal 58 gal 59,1 gal 68 gal

Vne (Never exced) 118,32 m/s 118,32 m/s 113,5 m/s 97,23 m/s

230 knts 230 knts 220 knts 189 knts

Va(Maneuvering Speed)

87,45 m/s - 81,28 m/s -

170 knts - 158 knts -

Vs(stalling speed) 26,23-31,38 m/s 29,83 m/s 31.38 m/s 29,16 m/s

@1500-1800No) 51-61 knts 58 knts 61 knts 56,7 knts

Climb Rate 1500No 18,796 m/s 17,78 m/s 9,62 ft/min 15,242 m/s

3700 ft/min 3500 ft/min 1895 ft/min 3000 ft/min

Roll Rate 420 º/sec 420 º/sec 440°/sec 420 º/sec

Engine Lycoming IO-540

(340hp) (250-380hp) Lycoming AEIO - 580B

(315hp) Lycoming AEIO-540-L1B5-

(300hp)

Propeller Hartzell HC C3 YR-4AX - Mühlbauer, MTV 9-B-C / C198 EVRA

G Rating 10G 14G 10G 10G

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Tabla 2. Base de Datos. Aeronaves Acrobáticas. Parte 2

CARACTERÍSTICAS Akro Model Z Su-26 Su-31 Yak-55

Wing Span 7,42 m 7,80 m 7,80 m. 9,0 / 8,1 m

24,34 ft 25,6 ft 25,6 ft 29,5 / 26,6 ft

Lenght 5.92 m 6,83 m 6,90 m 7,29 m

19,4225 ft 22,4080 ft 22,63 ft 23,9 ft

Height - 2,89 m 2,76 m 2,2 m

- 9,481 ft 9,05 ft 7,2 ft

Wing Area 9.1m2 11,83 m2 11,8 m2 14,8 / 12,8 m2

97,916 ft2 127,3 ft2 126,96 ft2 159 / 137,6 ft2

Empty weight 439,985 kg 736 kg 740 kg 875 / 855 kg

970 lbs 1619 lb 1631,42 lb 1929 / 1885 lb

Max Gross 635,030 kg 1206 kg 968 kg -

1400 Ibs 2658,77 lb 2134,37 lb -

Max Aerobatic 588,76 kg 790 kg - 975 kg

1298 Ibs 1741,61 lbs - 2149 lb

Fuel Capacity 75,70 lts 201,4 lts 262 lts 190 lts

20 US Gallons 53,20 gal 69,22 gal 50,19 gal

Vne (Never exced) 79,739 m/s 125,01 m/s 125,01 m/s 125,01 m/s

155 knts 243 knts 243 knts 243 knts

Va(Maneuvering Speed)

- 86,11 m/s 100 m/s 100 m/s

- 167,4 knts 194,4 knts 194,a knts

Vs(stalling speed) 28,80 m/s 30,55 m/s 29,50 m/s 25,002 m/s

@1500-1800No) 56 knts 59,40 ktns 57,35 knts 48,6 knts

Climb Rate 1500No 12,7m/s 17,08 m/s 23,99 m/s 15 m/s

2,500 ft/min 3543 ft/min 4723,23 ft/min 2952,378 ft/min

Roll Rate - 400 °/sec 400 °/sec 345°/sec

Engine Lycoming 200 hp Vedeneyev M-14P(360hp) VOKBM M-14PF Vedeneyev M-14P (360hp)

Propeller - Constant speed 3 blade

propeller MTV-9 V-530TA-D35

G Rating - 12G 12G 9G

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1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

¿Cómo debe ser el diseño de una aeronave acrobática para recreación y competencia? Se desea crear el diseño conceptual de una aeronave acrobática capaz de igualar las características de performance de una aeronave de alta exigencia que participa en competencias aéreas y realiza show y demostraciones aéreas, bajo las condiciones de vuelo que se presentan al realizar una rutina de maniobras. 1.3 JUSTIFICACIÓN

Como anteriormente se exponía, Colombia como nación es un país más en el que se ha realizado algo de investigación y aportes de gran valor, pero no han sido suficientes ya que no se ha visto desarrollo significativo en este campo deportivo, se desconoce casi por completo la existencia de este mundo tan amplio y sus diferentes formas de participación y aporte a la sociedad, en este orden de ideas el continuar con la implementación de este campo resulta ser relevante y muy provechosa para poblaciones enteras. El inmiscuirnos en este tipo de proyectos, representa como factor principal un gran reto de diseño ingenieril, ya que desarrollar este tipo aeronaves especializadas en realizar fuertes maniobras con exigentes cargas en las diferentes etapas de vuelo, genera un alto proceso de investigación y estudio, ya que es necesario contar con numerosos factores que se iguales y superen a las condiciones críticas expuestas, brindando así la seguridad y confianza que la aviación mundial debe siempre poseer. El nacimiento del proyecto se genera al notar que en nuestro país existe una gran capacidad para la creación, la misma capacidad que muchos países lideres en la aviación notaron y explotaron inmediatamente su percepción, lastimosamente para ningún habitante en Colombia es mentira reconocer que en ocasión la falta de presupuestos y respaldos económicos puede llegar a ser la limitante para llevar a cabo el desarrollo total de un proyecto, sin embargo es necesario como sociedad cambiar este tipo de mentalidad, desarrollando la capacidad de emprendimiento y gerencia de proyectos, ya que en este caso particular existen un público atraído por la aviación acrobática que adquieren aeronaves extranjeras a elevados costos no solo por el trabajo ingenieril y de manufactura sino de comercialización e ingreso al país desconociendo muchas veces que seria posible adquirir una aeronave de características similares a precios mas bajos en tierras colombianas.

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Cabe resaltar que para el desarrollo de este tipo de aeronaves, es necesario de manera obligatoria ejecutar una amplia investigación en cuanto a métodos de diseño, regulaciones y normatividad para estas aeronaves, puesta en escena y uso de materiales vanguardistas entre otros, los cuales sin lugar a dudas se encontraran en la cabeza de la aviación que veremos años más adelante, por lo cual es necesario continuar con su análisis y estudio ya que han demostrado poseer altos niveles de calidad y desempeño dentro de los productos que se encuentran en el mercado actual. El vuelo acrobático simboliza una alternativa de recreación aérea, que se ajusta perfectamente a toda clase de personas que anhelan o estarían gustosas por vivir la experiencia de estar bajo altas velocidad y fuerzas gravitacionales; no solamente aquel que se encuentra dentro de estas aeronaves logra fascinación, el público en general que está en tierra apreciando las maniobras en vuelo hacen parte del encanto que siempre cautiva el vuelo acrobático. Nombrando una aplicación más de las muchas con que cuentan las aeronaves acrobáticas, y que además encaja perfectamente con la estructura del país. No cabe la menor duda que sería un gran aporte investigativo el generar el diseño de un aeronave acrobática para la comunidad Bonaventuriana, ya que una vez más se incrementaría el entusiasmo por parte de los compañeros y cuerpo docente en seguir construyendo investigación, demostrándonos a nosotros mismo que tenemos todas las capacidades y facultades para llevar a cabo un proyecto propuesto, siempre y cuando se maneje con responsabilidad y dedicación en pro del crecimiento integral de la sociedad. Finalmente se cuenta con la información suficiente para desarrollar el proyecto, la cual el reto radica principalmente en organización y complementación, ya que como anteriormente se mencionaba, se busca contar con información de punta para así lograr el objetivo principal; afortunadamente hace un tiempo se ha venido trabajando en el desarrollo del proyecto el cual se encuentra en una etapa avanzada que permite la profundización y abordaje de temas que brindan calidad en los resultados finales del proyecto de grado.

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1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 1.4.1 Objetivo General

Realizar el diseño conceptual de una aeronave acrobática deportiva para

recreación con características de performance competitivas con aeronaves

similares

1.4.2 Objetivos específicos

Realizar un cuadro de antecedentes grafico y de datos en el que se pueda

permitir la identificación clara de las características geométricas de las

aeronaves acrobáticas para así lograr encaminar las etapas iniciales de

diseño.

Desarrollar una base de datos con las propiedades y características de la

planta motriz a instalar, así como la instrumentación en cabina que facilitan

las operaciones en vuelo ajustándose perfectamente a la misión de la

aeronave

Establecer las características de rendimiento mínimas necesarias para la

clasificación ante la FAI como aeronave de competencia.

Realizar el prototipo en 3D y planos de la aeronave utilizando una

herramienta de CAD como resultado grafico de los datos obtenidos en el

diseño conceptual de la aeronave

Desarrollar un estudio de estabilidad y control a la aeronave bajo las

condiciones de vuelo establecidas.

Desarrollar una simulación básica del plano de la aeronave en CFD.

Generar un sumario final en el que claramente se logren apreciar todas las

características de performance, diseño y dimensiones en general logradas,

para facilitar la continuación a un diseño preliminar y detallado a quien le

interese.

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1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO

1.5.1 Alcances.

Se desea desarrollar el diseño conceptual de la aeronave, incluyendo los cálculos de performance que se identifican en las diferentes condiciones de vuelo, así como cálculos aerodinámicos, estructurales, de estabilidad y control y dimensiones generales 1.5.2 Limitaciones

El proyecto se limita al diseño conceptual de la aeronave.

Se tendrá en cuenta el estudio del estado del arte, para los componentes y subsistemas que generalmente llevan montados las aeronaves acrobáticas, tales como componentes avionicos.

Se desarrollara el diseño bajo la normatividad establecida por el FAI para aeronaves acrobáticas deportivas

Se desarrollaran simulaciones en CFD sencillas.

Se utilizaran los equipos de cómputo y programas que brinda la institución.

33

2 MARCO DE REFERENCIA

2.1 VUELO ACROBÁTICO Normalmente el vuelo y maniobras acrobáticas son reconocidos por la rotación de la aeronave sobre alguno de sus ejes, bien sea longitudinal, transversal o vertical. La realización y ejecución de estas prácticas requieren de pericia y dominio total por parte del comandante o piloto a cargo de la aeronave, ya que se realizan una seguida de la otra, generando para el público un entretenido y asombroso show aéreo. A nivel mundial el vuelo y acrobacia aérea tiene el titulo de deporte, en el cual se han creado algunas características las cuales varían de acuerdo a la habilidad y precisión de movimientos. Los primeros niveles1 en el que un piloto de acrobacias puede iniciar se conoce como Primary Level o Graduate Level, progresivamente se continua en el Sportman o Deportivo, luego en el Intermedio, Avanzado y finalmente el ilimitado la cual es la categoría en la que se realizan maniobras de alto desempeño y complejidad, en las cuales los pilotos soportan altas fuerzas de gravedad superando los +/- 10g y el uso de paracaídas se convierte en un requisito como elemento de protección y seguridad. Las aeronaves acrobáticas son posibles clasificarlas en dos categorías principales: Las aeronaves acrobáticas y las aeronaves capaces de realizar maniobras acrobáticas.

En la primera clasificación se encuentran las aeronaves a estudiar, como el Extra 330SC, Zivko Edge2, MXS y Pitts Special aunque este último es un biplano y no logra clasificar en el análisis como aeronave de referencia; Pero en general son aeronaves que fueron diseñadas para ejecutar rutinas y maniobras aéreas de manera precisa (Figura 9).

1 De acuerdo a la clasificación realizada por la FAI / CIVA 2 El Extra 330SC, Zivko Edge y MXS son configuraciones de aeronaves totalmente aprobadas y certificadas

para pertenecer a la Red Bull Air Race, se encuentran bajo un marco de restricciones y limitantes aceptables

dentro de su normatividad.

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Figura 9. Clasificación. Aeronave Acrobática

Fuente: http://pegase.foxalpha.com/picture.php?id=3019&size=l

Son aeronaves que no resultan cumplir con alguna función en términos comerciales o de capacidad turística, lo cual lo conforma la autonomía, capacidad de carga, cantidad de pasajeros, economía de vuelo y demás factores comunes en aeronaves de trasporte. La otra categoría de aeronaves, expone configuración con un alto grado de simplicidad y facilidad de ser volados y ejecutar ciertas maniobras acrobáticas, pero son aeronaves que no pierdan las características enseñadas anteriormente de capacidad turística. Son aeronaves que si bien es cierto pueden realizar alguna maniobras de tipo acrobática, se ven muy restringidas por su configuración y estructura, además de ser aeronaves que no logran clasificar para competencias de tipo deportivo de alto rendimiento.

Figura 10. Clasificación. Aeronave capaz de realizar maniobras acrobáticas

Fuente: http://www.esparacing.com/sport_pilot/aero_aircraft.htm

http://pegase.foxalpha.com/picture.php?id=3019&size=l

http://www.esparacing.com/sport_pilot/aero_aircraft.htm

35

La clasificación que cabe estudiar y abordar hacer parte a las aeronaves tipo competencia, espacio es los que se evalúan tiempos de ejecución, precisión, desempeño y control en el campo de vuelo y altitud. Normalmente son competencias que se realizan en un espacio determinado comúnmente llamado como el Box el cual comprende un área de 3300ft2 con una altura de 3500ft; estas distancias dependen del nivel y clasificación de competencia.

2.2 Tipos de Misión de Vuelo

Una de las mayores competiciones a nivel mundial de Aviación Deportiva – Acrobática, es nombrada como la Red Bull Air Race, esta competición creada en el 2005 tiene como objetivo, lograr un recorrido planteado junto con un grupo de reglas por cada marcación dando cumplimiento a maniobras totalmente acrobáticas, las cuales ejercen un grupo de esfuerzos que la aeronave tiene que soportar, por ello las aeronaves que participan en esta competencia tienen que ser especialmente diseñadas para cumplir así con las necesidades y maniobras de esta clase. A continuación se describen de forma breve todas las maniobras de vuelo que realizara la aeronave acrobática, estipulando así las mismas como misión de vuelo, teniendo en cuenta que serán realizadas en un periodo de tiempo no mayor a 45 minutos, el cual es permitido por el tanque central de combustible, diseñado especialmente para maniobras acrobáticas. 2.2.1 Vuelo Recto y Nivelado – Giros no Mayores a 45° La aeronave acrobática en este caso suple la necesidad de cumplir un trayecto en donde se trasladara del aeropuerto de origen al sitio de demostración, espectáculo o competencia. Aquí la aeronave no sufre esfuerzos mayores hasta el momento de iniciar sus maniobras acrobáticas. En el caso de la competición RBAR3 la aeronave tiene que trasladarse desde el aeropuerto cercano al circuito, después de ingresar a la caja de competencia o espacio acrobático, la aeronave tiene que cruzar las puertas o Gates, simbolizadas en la Figura 11, de color azul con las alas totalmente niveladas, como se puede ver en la figura, lo mismo que la puerta de inicio y final del circuito en donde la aeronave no debe sobrepasar la velocidad máxima establecida de 370km/h, de allí iniciará con las maniobras acrobáticas para completar el circuito.

3 Red Bull Air Race

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Figura 11. Vuelo recto y nivelado

Fuente: http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/001238611393596 2.2.2 Vuelo Recto y Nivelado Invertido Gracias a la configuración de la gran mayoría de aeronaves tipo deportivo-acrobático con perfiles simétricos, es muy fácil ejecutar un vuelo en posición invertida, únicamente con el accionar de los alerones y dejando la aeronave boca abajo, Figura 12, dependiendo del diseño de la misma y su ángulo de incidencia se procede a realizar las correcciones respectivas con el timón de profundidad. Hay que tener en cuenta que en esta posición la aeronave no sufre mayores esfuerzos pero por el contrario si es estrictamente necesario tener un sistema de combustible y aceite especial para este tipo de maniobras invertidas.

http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/001238611393596


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Figura 12. Vuelo Invertido Aeronave Acrobática

Fuente: http://www.patricksaviation.com/photos/Gabriel%20Luque/25752/

2.2.3 Vuelo de Cuchilla o (Knife Edge). Continuando con las maniobras acrobáticas que cumple la aeronave, se procede con el vuelo vertical, también llamado vuelo de cuchilla, en donde la aeronave tiene que ejecutar un giro brusco hasta que los planos queden totalmente verticales (90°) con respecto a la tierra. Esta maniobra hace que la aeronave logre sustentación con la combinación de velocidad y el accionar del timón vertical o Rudder, también hay que tener en cuenta que el fuselaje según su forma permite sustentar de manera parcial. Esta maniobra debe de realizarse durante un periodo muy corto ya que la aeronave debido a su peso tiende a girar colocando el morro con dirección al suelo debido a su peso, por ende el piloto tiene que conocer todos los efectos físicos que conlleva realizar este tipo de maniobra utilizando adecuadamente el timón vertical. En el caso de la competición RBAR la aeronave tiene que realizar un giro brusco hasta alcanzar la total perpendicularidad con respecto al suelo en forma instantánea logrando la mayor perfección posible al paso de las puertas o Gates, simbolizadas en la Figura 13, con color Rojo .

http://www.patricksaviation.com/photos/Gabriel%20Luque/25752/

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Figura 13. Vuelo de Cuchilla

Fuente: http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/001238611393596 2.2.4 Vuelo en Zig – Zag a través de la Chicane Encontrando una similitud con el vuelo de cuchilla a través de las puertas o Pylons rojos, se puede observar un conjunto de puertas organizadas en fila, también llamada la Chicane, en este conjunto de puertas la aeronave puede entrar por cualquiera de los dos lados de la primera puerta y así volar en zigzag pasando por el lado contrario de la siguiente puerta y también cumpliendo el reglamento a través de las puertas rojas, cruzándolas en vuelo de cuchilla, como se puede observar claramente en la Figura 14. .



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Figura 14. Vuelo a través de la Chicane

Fuente: http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/001238611393596 A parte de la complejidad que representan estos obstáculos, el piloto debe de tener una gran pericia para controlar su aeronave, la cual al realizar estos virajes bruscos tiene que soportar unas fuerzas de gravedad moderadas y con la capacidad de mantener lo mayor posible su velocidad para así no entrar en perdida en alguna de estas maniobras, ya que como bien se sabe, la actuación del Rudder o timón vertical es de vital importancia en este tipo de virajes, ya que por fuerza de gravedad y poca capacidad de sustentación, la aeronave cuando esta con los planos 90° respecto al suelo, su morro tiende ir hacia abajo, lo mismo que se encontrara una disminución importante de velocidad al realizar cada Pull de la palanca para encontrar la parte opuesta de la siguiente puerta. 2.2.5 Rizo (Looping Interior) o Giro 360° en el Plano Vertical Este tipo de maniobras en aeronaves acrobáticas es muy frecuente, en la caul simplemente el piloto accionando su palanca de timón de profundidad y a la vez la palanca de gases ejerce un viraje vertical para conseguir un giro total de 360°, pasando por una inclinación totalmente vertical, un vuelo invertido y un descenso en picada hasta alcanzar el vuelo nivelado como se puede observar en la Figura 15.

En esta maniobra dependiendo de la velocidad de la aeronave y la fuerza con que el piloto hala la palanca, la aeronave y el mismo piloto soportara una determinada



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fuerza de gravedad, la cual debe ser soportada por el tripulante sin perder su sentido de conciencia, la ejecución de esta maniobra requiere de un previo entrenamiento. Figura 15. Looping Interior, demostrado mediante Notación Aresti

Fuente: http://es.wikipedia.org/wiki/Diccionario_Aerocriptogr%C3%A1fico_Aresti

2.2.6 Medio Ocho Cubano

El medio ocho cubano es una maniobra que se usa frecuentemente en la competencia RBAR, en donde la aeronave al igual que la maniobra de Rizo o Looping Interior realiza un giro vertical hasta alcanzar una posición invertida, de allí el piloto busca un ángulo de 45° con respecto a la tierra y realiza un giro de 180° sobre el eje longitudinal, para así retornar al rumbo contrario al que llevaba originalmente como se ve en la Figura 16.

Como en la maniobra de Rizo, dependiendo de la velocidad y la fuerza ejercida por la palanca de profundidad, se ejercerá una fuerza de gravedad al piloto y a la vez a la misma aeronave, en estos puntos se debe de tener en cuenta todos los factores de carga de la misma en el proceso de diseño, principalmente en los planos que aguantaran todo el esfuerzo producido por los cambios de estados de la aeronave.

http://es.wikipedia.org/wiki/Diccionario_Aerocriptogr%C3%A1fico_Aresti

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Figura 16. Medio Ocho Cubano, demostrado mediante Notación Aresti

Fuente: http://es.wikipedia.org/wiki/Diccionario_Aerocriptogr%C3%A1fico_Aresti

2.2.7 Barrena Esta maniobra es una de las más peligrosas y de mayor complejidad en la aviación acrobática, en donde la aeronave debe de entrar en una perdida inducida por el mismo piloto, y así mismo la aeronave empieza a caer morro abajo describiendo una trayectoria helicoidal a través de su eje vertical como se describe en la Figura 17.

La maniobra de barrena puede ser realizada tanto en posición positiva, con la aeronave nivelada o en posición negativa, con la aeronave invertida. Por otra parte se puede realizar la maniobra en posición plana, la cual la aeronave describe una entrada en pérdida total y se posiciona paralela respecto al suelo. Esta trayectoria helicoidal es producida por el accionar del Rudder en la caída, el cual produce una diferencia de fuerzas en alas, generando perdida de sustentación en los planos, el piloto debe de tener gran experiencia para salir de esta pérdida inducida, al mismo tiempo la aeronave debe de estar en optimas condiciones para resolver una situación como estas donde el motor es el principal factor de salida de la maniobra.


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Figura 17. Barrena Positiva

Fuente: http://es.wikipedia.org/wiki/Maniobra_acrob%C3%A1tica

2.2.8 Caída de Cola

La maniobra de caída de cola, conjuga varios factores como lo son la pericia del piloto, las leyes físicas, y el diseño de la aeronave. En esta maniobra el piloto debe de posicionar la aeronave totalmente perpendicular (90°) con respecto a la tierra, mirando hacia arriba y con la potencia del motor al máximo, rápidamente la aeronave pierde velocidad hasta alcanzar la total perdida de sustentación, debido a que la aeronave se encontraba en posición totalmente vertical con respecto al suelo, la misma va a empezar a caer de forma controlada por mediación de los controles de profundidad y también debido a su mayor peso en el morro, generando así una ilusión de caída en reversa y después en picada. (Figura 18). Para ello la aeronave debe tener una suficiente altitud y su motor se debe encontrar en óptimas condiciones para salir fácilmente de la condición de perdida.

http://es.wikipedia.org/wiki/Maniobra_acrob%C3%A1tica

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Figura 18. Caída de Cola, demostrado mediante Notación Aresti

Fuente: http://es.wikipedia.org/wiki/Diccionario_Aerocriptogr%C3%A1fico_Aresti Conociendo así las maniobras más básicas de Acrobacia y teniendo en cuenta que de las mismas se pueden obtener múltiples combinaciones, el grupo de Diseño de la aeronave puede establecer las mismas como misión de vuelo, en un rango de tiempo limitado por el tanque central de combustible o tanque de acrobacia. Por otra parte, teniendo en cuenta que la aeronave dispone de dos tanque de combustible adicionales en cada una de sus alas respectivamente. Se puede establecer otro tipo de misión de vuelo, debido a su mayor rango de autonomía, en donde se puede utilizar para vuelos de crucero o vuelos de traslado de un punto de origen a un punto de destino. 2.2.9 Simbología de Maniobras Acrobáticas. En la Tabla 3. Simbología Maniobras en Vuelo se observa la simbología correspondiente a la mayoría de maniobras y acrobacias permitidas a desarrollar por la aeronave, anteriormente se profundizo en las maniobras se consideran más relevantes en el desempeño de la aeronave


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Tabla 3. Simbología Maniobras en Vuelo

Maniobra Simbologia Comentario

Horizontal

Line -

45° Climbing

-

90° Up

-

45° Diving Reducir

Potencia

90° Diving

Reducir

Potencia

1/4 Loop

Climb

-

Looping

-

Stall Turn

-

Aileron Roll

Deflexion Total

Snap Roll

-

Tail Slide

-

Spin

-

Inverted Spin

-

Knife Edge

< 10 s

Inverted Flight

< 4 min

Fuente: http://www.arestisystem.com/spanish/aresticup/ Modificado por Autores

http://www.arestisystem.com/spanish/aresticup/

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2.3 PARÁMETROS Y FUNDAMENTOS DE DISEÑO

Previamente a dar inicio al desarrollo del diseño de un aeronave, resulta importante analizar de que manera cada campo individualmente y en conjunto contribuyen y afectan los resultados y objetivos esperados; la aerodinámica es un campo que logra captar gran atención e importancia al ser el campo responsable en estudiar el comportamiento y consecuencias que se genera alrededor de un cuerpo inmerso en algún fluido. Para lograr desarrollar tal estudio y análisis el cual envuelve una seria de curvas y graficas que describen el comportamiento del cuerpo en movimiento a través de lo que en este caso hacer parte de un medio gaseoso, mostrando como esta interacción afecta directamente el desempeño del objeto a estudiar, resulta necesario e importante establecer una relación directa con la geometría y configuración física de dicho componente, como sucede al analizar un corte transversal de un perfil aerodinámico con determinadas variables de entrada de tipo dinámico y geométrico con las cuales es posible observar como varia su comportamiento al variar su actitud respecto al flujo de aire que lo atraviesa. Dentro de este gran campo aerodinámico, resulta importante determinar que perfiles aerodinámicos son los adecuados en la selección y ubicación a lo largo de las superficies primarias de control, normalmente la combinación de varios tipos de perfil a lo largo de la envergadura del avión, genera cierto tipo de características de vuelo a la aeronave dependiendo del régimen de vuelo establecido4.

Existen perfiles aerodinámicos que generan más sustentación como los de mayor concavidad, como se encuentran los que también general alta sustentación pero entran en estado de perdida en un tiempo más reducido, en los que perfiles con baja concavidad encabezan esta el grupo con esta característica. Se encuentran los perfiles simétricos los cuales son de mayor relevancia en los vuelos acrobáticos, por la simetría en su geometría, están también los perfiles planos, con bajo Camber y en general los asimétricos. La correcta selección de un perfil determina en gran parte el rendimiento y comportamiento de una aeronave, la cual puede ser analizada con la ayuda del Numero de Reynolds con el objetivo de encontrar valores totales de la resistencia producida por la geometría como tal y contacto directo de la superficie con el flujo (Drag Parasito y Drag Inducido), así como la obtención de la distribución de presiones a lo largo de la misma variando ángulos de ataque, o simplemente determinar de qué manera ocurre y se presenta el desprendimiento de la capa limite sobre la superficie a analizar. Aunque para el estudio a una aeronave acrobática tipo competencia no aplica la siguiente afirmación, resulta importante notar y resaltar que el análisis aerodinámico debe tener en cuenta las diferentes configuración de vuelo a lo largo de la misión, como

4 ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data. New York, United

States: Second edition. Dover Publications Inc. 1959

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ocurre en etapas de aproximación al extender Flaps, los cuales general notable variaciones en el análisis de distribución de presiones, generación de Drag y velocidad del flujo.

En las primeras etapas de diseño, existen algunos parámetros fundamentales que determinan las condiciones de vuelo de la aeronave a diseñar y restringen el desempeño de la misma, la configuración geométrica y la capacidad estructural de la misma; algunos de estos parámetros son el valor de carga alar, el cual es un valor que ubica inmediatamente en qué condiciones se encuentra una aeronave respecto a otras, ya que indica que proporción de sustentación es producida y soportada por una unidad de área determinada; así como este valor es determinante en la obtención de dimensiones tales como cuerdas medias y envergadura entre otras, caracteriza también condiciones de aterrizaje, despegue, crucero, ascenso y maniobra de la aeronave.

Otro parámetro de gran importancia resulta ser la relación Peso/Potencia, la cual también caracteriza las condiciones de vuelo inmediatamente nombradas anteriormente, ya que es un valor que enseña que proporción de fuerza necesita ser entregada por la planta motriz para vencer y superar la resistencia en la aeronave. Existe un diagrama o procedimiento conocido como el diagrama de restricciones, el cual ejemplifica la relación entre la carga alar y la relación del empuje por el peso, en la cual notoriamente se unifican los parámetros anteriormente nombrados permitiendo fácilmente observar y ubicar los limites de desempeño de la aeronave en diseño, para así finalmente seleccionar un punto de diseño el cual se encuentra dentro del desempeño esperando.

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2.4 CONFIGURACIÓN Y DIMENSIONAMIENTO GENERAL

En el desarrollo del diseño de una aeronave, el dimensionamiento de su geometría y componentes principales resulta ser un eslabón fundamental ya que da respuesta inmediata al problema planteado, concluye y define parámetros de desempeño y operación previamente analizados, los cuales son soportados por la geometría establecida. El dimensionamiento es un proceso que requiere de continuas iteraciones las cuales se realizan con el objetivo de acercar los valores y dimensiones a valores reales y tangibles.

Cabe anotar que previamente a realizar y entregar una serie de dimensiones y magnitudes que definen la geometría de la aeronave, es de suma importancia realizar un análisis de configuraciones y ubicaciones de componentes principales; por ejemplo la elección de un ala recta, elíptica o taperadas (Figura 19), la correcta elección de una configuración de tren de aterrizaje tipo Triciclo ó Patín de Cola entre otros son algunos ejemplos de procesos de elección.

Las alas rectas son configuración que se ubican en aeronaves con un objetivo de diseño de tipo económico más no eficiente, como su nombre lo indica su forma de planta son de tipo rectangular y se emplea normalmente en aeronaves con patrones de vuelo de bajas velocidades y de fácil construcción.

La configuración de las alas trapezoidales, se caracteriza por la diferencia de longitudes existentes entre la cuerda de la raíz y la punta del ala, la cual suavemente converge dándolo una forma trapezoidal; comparadas con las alas rectas son configuraciones más eficientes en la ejecución de maniobras en vuelo, aunque el nivel de complejidad en construcción es un poco mayor. Finalmente dentro de las grandes y principales configuraciones se encuentras las alas elípticas y en flecha. La primera es una configuración diseñada para minimizar la resistencia inducida, mientras que la segunda son representativas de aeronaves que vuelan bajo régimen subsónico alto, debido a que logran reducir el Mach de divergencia, esto indica que bajo el mismo nivel de potencia de la planta motriz son aeronaves que pueden volar con velocidades mayores.

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Figura 19. Configuraciones Típicas del Ala

Fuente: http://engg-learning.blogspot.com/2011/03/introduction-to-aeroplane-airplane-is.html Modificada por Autores Un factor importante a tener en cuenta en el dimensionamiento y configuración de componentes de una aeronave de cualquier categoría, es la correcta adecuación de su equipo de aviónica. La cual es de vital importancia para el correcto desempeño de una aeronave en todas las etapas de su vuelo. Actualmente existen varias clases o categoría de instrumentos o equipos de aviónica, los más actuales y desarrollados tecnológicamente (Equipos Todo en Uno de cristal líquido) o los Equipos Básicos Análogos de un alto valor de confiabilidad.

http://engg-learning.blogspot.com/2011/03/introduction-to-aeroplane-airplane-is.html

http://engg-learning.blogspot.com/2011/03/introduction-to-aeroplane-airplane-is.html

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Para la correcta implementación en cabina de equipos electrónicos o de aviónica, se debe tener en cuenta que existe un equipamiento mínimo que toda aeronave tiene que usar. Estos son algunos de los equipos mínimos que cualquier aeronave debe de tener:

Equipos De Navegación: Son equipos capaces de interceptar una

estación de radio tanto terrestre como aérea. Estos equipos permiten a la aeronave seguir una ruta establecida mediante puntos de navegación o (Radio estaciones VOR, NDB, ADF, ETC), o simplemente sirven de guía para la ubicación de una aeronave con un plan de vuelo visual y da a conocer al tripulante su rumbo o dirección de vuelo.

Equipos De Comunicación: Estos equipos permiten a la aeronave tener

comunicación permanente con todos los centros de control de todas las regiones por donde circula la aeronave. Estos equipos permiten también comunicación de aeronave a aeronave y también permiten identificar a la aeronave mientras se encuentra en vuelo.

Equipos De Referencia En Vuelo: Son aquellos equipos que permiten a la

tripulación conocer por ejemplo la actitud de la aeronave, como también la altitud, velocidad, velocidad vertical. Como también permiten dar a conocer datos o información acerca de las plantas motrices, sistemas hidráulicos, diferentes sistemas vitales para el funcionamiento de la aeronave; permiten también al piloto tener referencia y datos exactos durante el trascurso total del vuelo.

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2.5 MARCO LEGAL Y NORMATIVO

Se ha tomado como referencia legal una serie de fuentes que establecen los requisitos mínimos de competencia acrobática deportiva, que asegura una condición óptima de aeronavegabilidad. A continuación se resumirá en términos generales la idea principal que exponen las regulaciones tomadas. 2.5.1 FAR 91.303: Esta regulación define al vuelo acrobático como la ejecución de una

maniobra intencional que implica un cambio abrupto en la actitud de la aeronave,

una actitud anormal, o una aceleración anormal. Independientemente de si se

están realizando espectáculos aéreos, o se está volando por diversión, o

competencias, los pilotos acrobáticos utilizan descripciones precisas de las

maniobras especificadas.

La FAR 91.303 establece además que ninguna persona debe operar una

aeronave en vuelo acrobático:

- Sobre alguna poblacion, ciudad o estado congestionado.

- Durante una asamblea de un grupo de personas al aire libre.

- Dentro de los límites laterales de las superficies de Clase B, Clase C,

Clase D, o espacio aéreo de Clase E designado en un aeropuerto.

- Dentro de 4 millas náuticas de la línea central de cualquier vía aérea

Federal.

- Por debajo de una altitud de 1500 metros sobre la superficie.

- Cuando la visibilidad de vuelo es menor a 3 millas terrestres.

2.5.2 Regulaciones Técnicas. Parte E. Red Bull Air Race World

Championship. Edición 2010: De acuerdo a las regulaciones establecidas

por el comité de la Red Bull Air Race, se han extraído las partes relevantes

que afectan directamente las condiciones de diseño del prototipo. El total de

partes son:

- Parte A: Regulaciones Deportivas

- Parte B: Rutas y aeropuerto de la competencia

- Parte C: Locaciones

- Parte D: Calificaciones

- Parte E: Regulaciones Técnicas

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La ultima parte, la Parte E expone a mayor profundidad ciertas referencias

vitales que caracterizan el desempeño de este tipo de aeronaves para

lograr clasificar dentro de una competencia de tan alto nivel. Las principales

restricciones hacen referencia a los siguientes temas:

- Desempeño en Vuelo

- Estructura

- Diseño y Construcción

- Plantas Motrices

- Carga a Bordo

- Especificaciones técnicas adicionales (Hélices, sistemas de humo,

sistema de protección G. etc).

Así como se han utilizado como base estas normas regulativas, se han tomado

muchas limitantes de las siguientes referencias que por ahora serán solamente

nombradas como punto de referencia.

- Red Bull Air Race Regulation Part A “Sporting Regulations. - FAR 23.49 - FAR 23.53 - FAR 23.75

Se ha realizado un compilado de los requisitos y limitantes principales que rigen y guían el diseño conceptual del proyecto, de acuerdo a las normatividades anteriormente expuestas.

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Tabla 4. Base de Datos. Limitantes y Normatividad. Parte 1

CATEGORIA ITEM VALOR

PESOS

Minimum Aircraft Empty Mass 540 kg

1190,50 lb

Minimum Fuel Weight (50 lt) 36 kg

79,36 lb

Pilot Weight 82 kg

180,40 lb

Spare Air System Weight 1 kg

2,2 lb

G-Race Suit or G-Race-Suit Penalty Weight 6,50 kg

14,33 lb

DESEMPEÑO EN VUELO

Max. Stalling Speed 61 knots

Never Exceed Speed -

Maximum Take-off Distance 500 m

Maximum Landing Distance 500 m

ESTRUCTURA

Maximum Load Factor .+/- 12 G

Security Factor 1,5

Structure (Wing, empennage, control surface), fuel tank

Security Factor 2

Seat belt, seat attachment structure

Roll Over Structure Max. Capacity 2 x Race Take off Mass

Fuente: Autores

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Tabla 5. Base de Datos. Limitantes y Normatividad. Parte 2

CATEGORIA ITEM VALOR

DISEÑO Y CONTRUCCIÓN

Wing Span 7mt - 8,5mt with Wingtips

Primary Flight Control System Mechanic

Auto Pilot No

Landing Gear Fixed

Minimum Wheel Size 5"

G-Race Suit or G-Race-Suit Penalty Weight 500 x 5.00 / with 6 ply.

Brake Disk Thickness 0,25"

Brakes and Wheels Manufactures Grove and Cleveland.

Wheel Pants tolerance between tyre 1"

Minimum seat recline angle 30° (Between thrust line and the

backrest of the seat.)

Maximum width air inlet mesh 10 mm

PLANTA MOTRIZ

Max. N° Engine Cylinders 6

Max. Compression Ratio 10:01

Stroke 4.375”

Displacement 541.5 cu in

Fuel Aviation Gasoline 100LL according

to ASTM D 910

Turbo or supercharging the engine No

Inverted fuel and oil system Manufacter Inverted Christen system

Minimum Inverted fuel and oil system Time 30 sec

EQUIPO ADICIONAL

Radio and transponder Yes

EFIS Yes

G-Meter Yes

Minimun flow Smoke system 2,5 lt / min

Parachute Yes

Spare Air System Minimum Capacity 0,5 lt

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3 METODOLOGÍA

El enfoque que se va a llevar a cabo durante la investigación, de acuerdo a lo establecido por la Universidad de San buenaventura y el programa de Ingeniería Aeronáutica, se va a basar en el empírico – analítico cuyo propósito es el de la interpretación y transformación del mundo material, es decir con orientación a lo técnico. El enfoque que se va a llevar a cabo durante la investigación, de acuerdo a lo establecido por la Universidad de San buenaventura y el programa de Ingeniería Aeronáutica, se va a basar en el Método Científico con enfoque empírico-analítico, ya que al ser una herramienta dinámica, se logra observación constantemente y búsqueda continua de información. Generalmente se cree que la ciencia pretende dar respuesta a los eventos y situación de la vida de manera verídica, realmente lo que se busca es definir la manera de investigar y de pensar, por lo que estos procesos suelen ser en esencia iguales para todas las ciencias de la naturaleza. Este método incluye dentro de su desarrollo varias etapas, la observación principalmente en donde se logra analizar un evento o característica, en donde a partir de induce una pregunta o problema, la cual se trata de responder en la hipótesis, otra etapa del Método Científico. Allí se busca explicar la causa del evento o descripción de las características del proceso, mediante la experimentación las hipótesis son comprobadas, rechazadas o refutadas, en donde a partir de lo anterior se modifican los resultados finales del análisis, manejando entonces variables independientes, dependientes y controladas. Al experimentar se controla la variable independiente, modificándola según el criterio a estudiar, analizando que sucede con las demás variables conocidas como variables dependientes. Las variables controladas son las que se mantienen constantes a través de todo el desarrollo investigativo. De acuerdo a lo anterior se puede proceder con la siguiente etapa de resultados, lo cuales se presentan y/o representan de forma lógica y concreta por medio de tablas, graficas, ecuaciones y demás representaciones que permitan realizar una relación entre los resultados y la realidad. Para emprender el diseño de la aeronave acrobática, primerio se realizara un estudio del estado del arte a nivel internacional, para recopilar y analizar características y parámetros de diseño, fundamentales para tener un punto de partida en el desarrollo de los cálculos y tener además un marco de referencia de datos reales, los cuales brindan confianza y veracidad en los datos obtenidos, son importantes para establecer criterios argumentativos.

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Una vez se cuenten con los parámetros iniciales se emprende todo un ciclo de cálculos que incluyen iteraciones, aproximaciones y complementaciones de diferentes métodos que apuntan al mismo fin. A continuación se logra apreciar un Diagrama de Flujo que se ha establecido como guía metodológica a lo largo del desarrollo del diseño de aeronave.

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3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACION De acuerdo a los lineamientos de la Universidad de San Buenaventura y a los establecidos en el programa de Ingeniería Aeronáutica, se ha decidido utilizar en esta investigación un Enfoque basado en el Empírico Analítico el cual está basado en la interpretación de resultados y a la transformación de los mismos. 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA

La línea de Investigación es Tecnologías Actuales y Sociedad

La Sub-Línea de Facultad es Instrumentación y Control de Procesos

El Campo Temático del Programa es el Diseño y Construcción de Aeronaves.

3.3 TECNICAS DE RECOLECCION DE INFORMACION

Se han establecido algunas técnicas de recopilación de datos las cuales dirigen y brindan herramientas suficientes para realizar el desarrollo de la investigación, de acuerdo a lo anterior se han recurrido a fuentes como:

Textos de Consulta Especializados

Papers

Internet:

Consulta Pagina Web Autoridad Reguladora

Consulta Pagina Web Competencia y Eventos

Correos Electrónicos

Investigación con Personas Experimentadas en el Tema.

Investigación junto con Tutoría de Docentes.

Simulaciones, Cálculos Matemáticos, Pruebas.

59

3.4 VARIABLES 3.4.1 Variables Independientes.

Configuración Cabina

Envergadura

Tren Aterrizaje

Diedro

Twist

Aspect Ratio

Taper Ratio

Configuración Planos

Empenaje

Perfiles Aerodinámicos

3.4.2 Variables Dependientes

Área Alar

Peso

Potencia

Sustentación

Resistencia

Velocidad Perdida

Velocidad Máxima

60

4. DESARROLLO INGENIERIL

4.1 ANALISIS DEL ESTADO DEL ARTE

De acuerdo a la búsqueda realizada en desarrollo del Baseline (Tabla 1), se ha desarrollado una serie de conclusiones en cuanto a dimensiones generales y datos del desempeño de las aeronaves, que enfocaran el cuerpo del proyecto y serán guías de gran ayuda a lo largo del desarrollo del mismo. Realizando un estudio a los Aviones de Competencia y Acrobacia, (Zivko Edge 540, Extra 330 SC, MXS) se determina que los mismos son las únicos que actualmente cumplen con los requisitos estipulados por las Regulaciones Técnicas, (Parte E. de la Reglamentación de la Red Bull Air Race World Championship), por lo tanto, se han incluido otro tipo de aeronaves, con el fin de ampliar la base histórica de datos, siendo estas las mismas de características muy similares a las que se busca tenga finalmente el diseño de la aeronave Acrobática. En cuanto a los planos de la aeronave, es posible notar que la disposición de estos en el fuselaje es baja y media, siendo más popular la disposición de ala baja; la cual permite generar mayor maniobrabilidad para el piloto, pero implica contar con un tren de aterrizaje mucho más grande y resistente. De igual forma todas las aeronaves cuentan con planos trapezoidales y sin ningún tipo de winglets. Figura 20. Características Típicas

Fuente: http://jetphotos.net/viewphoto.php?id=6848613 Modificada por Autores

http://jetphotos.net/viewphoto.php?id=6848613

61

Es posible notar además que la mayoría de las aeronaves estudiadas, han sido construidas bajo el uso de materiales compuestos, los cuales poseen características vanguardistas, capaces de suplir las principales necesidades en las aeronaves de competencia (menor peso y mayor velocidad). Por tal motivo se decidió establecer el diseño de la aeronave acrobática bajo la misma tendencia de los materiales compuestos y no la madera o aluminio. El empenaje de las aeronaves tomadas como referencia, cuenta con una configuración similar entre si, al igual que la disposición del tren de aterrizaje patín de cola, el cual es recto y curvo pero siempre fijo, no retráctil, ya que implicaría un peso innecesario adicional para la operación de la aeronave. A continuación se han analizado los datos de diseño y performance más relevantes de las aeronaves tomadas como referencia, y se ha creado una tendencia entre sí. Tomando como referencia las aeronaves analizadas, es posible notar que las aeronaves de mayor rendimiento y menor peso, cuentan con un valor menor de envergadura, comparado con las de pesos mayores. Aunque un valor alto de envergadura supone una mejor distribución en la distribución de la sustentación a lo largo del plano, para una competencia acrobática resulta más favorable contar con una aeronave capaz de realizar maniobras de gran exigencia que una aeronave con excelentes características de sustentación en vuelos rectos y nivelados. Al igual que el valor de la envergadura es posible notar como la longitud del fuselaje varia proporcionalmente con el peso al vacio de la aeronave. Si se analiza el caso de la aeronave construida artesanalmente dicho en palabras coloquiales (Akro Model Z), se observa que la longitud del fuselaje es mucho menor comparada con la del (Yak-55), el cual es una aeronave notablemente mas pesada y rapida. Es posible notar que existe una mayor variación en el valor de la amplitud o ancho de la aeronave, la cual al analizarla es ajustada de acuerdo a las dimensiones del motor instalado, así como al dimensionamiento establecido en cabina, la cual se define por el manejo del espacio de la cabina por el piloto.

62

Figura 21. Ancho de Fuselaje

Fuente: http://www.xtremeair.de/web/300.php. Modificada por Autores

El area alar, al igual que la envergadura, esta definido principalmente por el valor del peso maximo de la aeronave, evidenciandolo con los datos registrados de los antecedentes anteriormente analizados (Tabla 1). Al observar máximo permitido por los fabricantes de aeronaves acrobáticas, a primera vista es posible notar que las aeronaves que actualmente clasifican en la competencia de la Red Bull Air Race World Championship, se encuentran al margen del valor permitido, de igual manera son pesos relativamente bajos comparados con las velocidades que estos llegan a alcanzar. Una vez mas es posible notar la importancia que debe existir, en la relación peso/potencia para este tipo de configuraciones aéreas. La capacidad del combustible en una aeronave, es un parámetro que está directamente relacionado con el perfil de misión a realizar, así como el consumo de combustible requerido por la planta motriz a instalar; en este caso una aeronave en la cual su perfil de misión se limita solo a realizar una rutina de maniobras específicamente estipuladas en determinado tiempo, demuestra que va a ser una aeronave con un tanque de combustible que tendrá una capacidad estrictamente necesaria para desempeñar la misión de vuelo, dentro de un margen seguro de operación en caso de emergencia, mas no un tanque de grandes dimensiones que resultaría siendo una carga extra innecesaria, aunque cabe resaltar que todas las aeronaves acrobáticas analizadas, incluyen dentro de su misión de vuelo, realizar un traslado, el cual implica un aumento en la capacidad del combustible total.

http://www.xtremeair.de/web/300.php

63

Se logra apreciar claramente en la (Tabla 1), la diferencia de valores existentes en la rata de Roll por segundo, la cual es un índice que muestra el estado del desempeño de la aeronave al realizar rollos que demandan una gran exigencia en la integridad general de la aeronave. En las tres aeronaves que clasifican según la reglamentación de la Red Bull Air Race World Championship, es posible apreciar que son aeronaves que cuentan con valores altos de Roll Rate°/seg comparados con su peso y empuje. Situando el ejemplo del Zivko Edge, y del Extra 330 SC con valores superiores de Roll Rate, demuestran que pueden realizar un rollo mucho más rápido en cierto tiempo que aeronaves mucho más pesadas y veloces como el SU-26, Yak-55 y Su-31, en las cuales se deben recordar los métodos y materiales de construcción empleados. Finalmente al observar las variaciones en las velocidad de perdida de las aeronaves registradas, se logra apreciar que no existe un parametro determinante para establecer tal valor, sencillamente es un valor estipulado por el fabricante, a excepcion de las aeronaves que clasifican en la Red Bull Air Race World Championship, la cual estipula una velocidad de perdida máxima de 61 knts para lograr su clasificación. En la Grafica 1, se ha establecido la relacion existente entre el peso maximo de

despegue y la relación de aspecto, corroborando lo anteriormente estudiado (Tabla 1), es posible notar como las aeronaves con una relacion de aspecto mayor son las aeronaves con pesos menores al pespegue, aunque el rango en que varia la relacion de aspecto es reducido, se logra ver como cambia el AR respecto al peso maximo. Si se observa, es posible determinar ademas que los valores de la relacion de aspecto son relativamente bajos comparado con aeronaves de transporte, y tiene total coherencia ya que un alto numero en la relacion de aspecto supone una baja maniobrabilidad y Roll Rate, debido a la mayor distancia existente entre el punto de pivote del aleron y el fuselaje. Un alto AR, ademas de poseer un mayor momento de inercia crea un valor mayor de resistencia parasita aunque comparado con una aeronave que maneje una relacion de aspecto menor genera una menor resistencia inducida. Se concluye entonces que el valor de AR de la aeronave tendra que estar entre valores cercanos a 5,5 y 6, de acuerdo a la tendencia plasmada en la Grafica 1, ya que lo deseado tambien es ubicar valores cercanos a el peso deseado, el cual se encuentre en el rango señalado.

64

Grafica 1. Relación de Aspecto vs Peso Max Despegue. Base Line

Fuente: Autores Al iniciar el dimensionamiento conceptual de una aeronave, es importante establecer ciertos parámetros y variables de partida, en donde el rango deseado, tiempo de vuelo, peso máximo de despegue y demás aspectos valorados anteriormente se deben tener presentes, ya que establecen la identidad de vuelo de una aeronave, como por ejemplo la capacidad de carga, velocidad de entrada en perdida, ascenso, aterrizaje, despegue y demás datos que caracterizan el desempeño de la aeronave. En la fase de diseño, la carga alar resulta ser un valor con cierto nivel de complejidad para ser hallado, ya que el objetivo fundamental en su obtención es lograr encontrar un equilibrio entre las ventajas y desventajas de cada opción de selección. En las aeronaves acrobáticas, es importante establecer un valor adecuado de carga alar, ya que define un parámetro de gran importancia en la realización de las maniobras de vuelo, el cual se conoce como el radio de giro; cuando una aeronave que tiene un vuelo recto y nivelado, de repente cambia la dirección sobre su plano horizontal, este debe virar para lograr compensar la fuerza centrifuga, donde claramente se sabe que los planos al realizar tal movimiento de inclinación pierden algo de sustentación, desarrollándose entonces un descenso

0

1

2

3

4

5

6

7

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

Re

laci

ón

de

Asp

ect

o

Max. Peso Despegue (lb)

AR vs Wo

1800

1840

1918

1800

1400

2658,77

2134,37

65

que tendría que ser compensado por el tripulante incrementando el ángulo de ataque de la aeronave, lo cual generara disminución en su velocidad dependiendo del tamaño del radio de giro. Entendiendo lo anterior, se define que el radio de giro sostenido es el radio de giro mínimo en el cual una aeronave pueda mantenerse sin presentar disminución en la velocidad o perdida de altitud; y está directamente relacionada en el diseño de aeronave, ya que depende de que tan potente sea el motor instalado e indiscutiblemente del tamaño de los planos. Una aeronave cuando se encuentra realizando un radio de giro sostenido, aumentara su carga alar a razón de la fuerza g la cual es causada por la acción de la fuerza centrifuga, esto indica que aeronaves con una carga alar baja, están en la capacidad de soportar incrementos mayores de carga alar antes de entrar en condición de perdida, dando por hecho que son aeronaves que poseen radio de giro sostenido mucho menores, siendo una característica típica en las aeronaves acrobáticas. Además del radio de giro sostenido, se encuentra el radio de giro instantáneo el cual se conoce como el radio mínimo que una aeronave puede llegar a alcanzar antes de perder la fuerza de sustentación. Contrario al radio anteriormente analizado, el radio de giro instantáneo es menor en aeronaves con cargas alares mayores, ya que como las dimensiones y configuración de los planos es menor y a la vez existe una mayor carga sobre todas las superficies de mando, la aeronave pueda desarrollar maniobras mas agiles y precisas como las buscadas en aeronaves militares y por supuesto acrobáticas, en donde la disminución o perdida de sustentación no se convierte en una situación de gran problema debido a que existe una mayor potencia por parte de la planta motriz con relación al peso de la aeronave. Entendiendo lo anteriormente visto, se ha establecido que el valor de la carga alar, según los datos recopilados por la base de datos inicial, tendria que estar dentro de 15lb/ft2 a 20lb/ft2 aproximadamente, seleccionando entonces un valor base de 17,5lb/ft2 de acuerdo tambien a las caracteristicas de rendimiento y desempeño con las que cuentan las aeronaves que manejan valores cercanos a la carga alar seleccionada (Grafica 2); sin embargo mas adelante por medio del desarrollo de calculos se hallara el valor de la carga alar, con el fin de disminuir el margen de error en la selección de un valor tan critico y definitivo en el desarrollo de un diseño inicial.

66

Grafica 2. Relación de Carga Alar vs Peso Max Despegue. Base Line

Fuente: Autores Como es de conocerce la capacidad de combustible de una aeronave, esta dada por el perfil de mision que se ha establecido inicialmente, donde aeronaves de transporte y carga especialmente aquellas de largo alcance claramente necesitan de grandes depositos de combustible a lo largo de la estructura y no solo por la duracion del vuelo sino por el tamaño y peso de la aeronave, donde la planta motriz normalmente requiere de una alimentacion de combustible mas exigente que la de una aeronave de peso ligero. En la (Grafica 3) se logra apreciar la capacidad de combustible de las aeronaves estudiadas, donde claramente la mayoria de las aeronaves se situan a lo largo del margen señalado, y mas aun las aeronaves que cuentan con un peso de despegue similar entre si.

0

5

10

15

20

25

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

Car

ga A

lar

(lb

/ft2

)


Carga Alar vs Wo

1800

1840

1918

1800

1400

2658,77

2134,37

67

Grafica 3. Relación de Capacidad de Combustible vs Peso Max Despegue. Base Line

Fuente: Autores Finalmente se encuentra la Grafica 4 en la cual es posible analizar de que manera varia el peso maximo de despegue con respecto a la velocidad maxima operacional de la aeronave; teniendo como base la normatividad establecida anteriormente, donde se indicaba el peso minimo de la aeronave vacia, es posible delimitar el rango de diseño, teniendo en cuenta ademas que lo deseado es obtener una velocidad alta con un bajo peso de despegue. Claramente se nota como por ejemplo las aeronaves Zivko Edge, Mxs y Extra 300, (Grafica 4) se encuentran sobre la linea de los 200 nudos, casi alcanzando en velocidad a aeronaves mucho mas pesadas como el Su-26 Y Su-31, las cuales tienden a ser menos maniobrables, esto supone que sí es posible encontrar y diseñar una aeronave veloz que logre tener un peso total bajo al despegue.

0

10

20

30

40

50

60

70

80

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

Cap

acid

ad d

e C

om

bu

stib

le (G

al)


Capacidad Combustible vs Wo

1800

1840

1918

1800

1400

2658,77

2134,37

68

Grafica 4. Relación de Velocidad Max Despegue vs Peso Max Despegue. Base Line

Fuente: Autores 4.1.1 Bosquejos Iniciales

En el inicio del proceso, se desarrollaron una serie de prototipos y bosquejos de la apariencia y configuración inicial de la aeronave de acuerdo a los criterios anteriormente analizados. A continuación se observan de manera muy sencilla, los esquemas realizados en diferentes vistas. En el primer prototipo (Figura 22), se pensó que la aeronave tuviese un plano bajo con relación a la ubicación sobre el fuselaje, que sus alas fueran taperadas y con cierta curvatura en los tips con el fin de disminuir la vorticidad. Es una aeronave que no tiene ningún ángulo de diedro ni twist a lo largo de ambos planos, tiene además una configuración típica de tren de aterrizaje fijo, y dos entradas de aire en la parte superior del frente del motor, con el objetivo de mejorar la refrigeración sobre la cabeza de los cilindros. Se busco que tuviera una Cabina de tamaño reducido y geométricamente aerodinámica, con el fin de mejorar la circulación de aire por todo el fuselaje. Se pensó también que la ubicación del tanque de combustible estuviera lo más cerca posible al centro de gravedad, con el fin de no encontrar una variación brusca en el peso y balance de la aeronave a medida que desarrollara su rutina y consumiera el combustible.

0

50

100

150

200

250

300

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

Ve

loci

dad

Max

(kn

ots

)


Vne vs Wo

1800

1840

1918

1800

1400

2658,77

2134,37

69

El criterio más grande que se tuvo en cuenta para desarrollar el esquema fue la posición y comodidad que se pensaba tuviese el tripulante al mando.

En el segundo prototipo desarrollado (Figura 23), se plasmaron ideas similares a las anteriormente nombradas, una aeronave con una configuracion muy parecida en las alas y superficies principales. A continuación se aprecian los esquemas realizados inicialmente.

Figura 22. Bosquejo No 1. Vista superior, frontal y lateral

Fuente: Autores

70

Figura 23. Bosquejo No 2. Vista frontal y lateral

Fuente: Autores Finalmente se desarrollo un último bosquejo en las tres dimensiones con el

objetivo de mejorar la apariencia visual esperada, implementando una propuesta

de diseño en la pintura superficial y mejorando algunas ideas de diseño

anteriormente nombradas.

71

Figura 24. Bosquejo No3. Vista 3D

Fuente: Autores 4.2 ETAPAS DE MISIÓN DE VUELO

Para describir las etapas de misión de la aeronave acrobática, se debe tener en cuenta, que está desarrollara dos tipos de misiones de vuelo, (Misión de Traslado y de Maniobras Acrobáticas), aunque se debe de tener claramente en cuenta que esta Aeronave Acrobática NO está diseñada para realizar traslados durante un prolongado tiempo y distancia, se tomara un tipo de Misión de esta índole para casos extremos o con mínimos recursos para transportar la aeronave de un punto a otro. Por lo tanto se explicara tanto la etapa de traslado como la de Maniobras Acrobáticas en sus diferentes etapas, como lo muestran la Figura 25 y Figura 26. 4.2.1 Misión de Traslado de un ‘Punto A’ a un ‘Punto B’. Como se menciono anteriormente la Aeronave no está diseñada para propósitos de traslados por su propio medio durante largas distancias, pero en este caso se tomara en cuenta que esta es una excepción debido a escasos recursos o falta de transporte para la aeronave.

72

En el caso de una misión de traslado de la aeronave se debe de tener en cuenta la Figura 25, para observar más detalladamente las diferentes etapas de la misma, desde que la aeronave se encienda hasta ser apagada. Figura 25. Etapas de la Misión de Traslado de la Aeronave Acrobática.

Fuente: Autores 0 - 1 Encendido, Taxeo y Despegue: Para la aeronave acrobática teniendo en

cuenta que se encuentra en un aeropuerto con control de tráfico aéreo y que debe seguir un procedimiento para el encendido, taxeo y despegue, se definirá un tiempo desde que se enciende la aeronave hasta que despega de 15 Minutos. 1 – 2 Ascenso: Teniendo en cuenta que el piloto después del despegue puede solicitar un traslado por navegación visual, se puede promediar la distancia del VOR o punto de referencia de navegación más cercano al aeropuerto de origen la cual es de aproximadamente 15 Km, así se puede obtener un tiempo estimado de Ascenso hasta alcanzar la altitud de crucero, tomando en cuenta que se estima una velocidad de ascenso de 252 km/h, tomada respecto a las tendencias iniciales y a la base de datos recolectadas de aeronaves de su clase.

2 – 3 Crucero: Después de lograr el ascenso hasta la altitud de crucero se toma una distancia aproximada de 476 Km, valor el cual es tomado en cuenta como la

73

distancia recorrida para trasladarse de un „‟Aeropuerto A‟‟ a un „‟Aeropuerto B‟‟ la cual se referencia desde el primer punto de navegación (VOR) hasta el último punto de navegación (VOR) anterior al inicio de descenso. Se ha establecido una velocidad de 316 km/m, de acuerdo a las tendencias analizadas y como criterio de diseño propio. Con esta distancia promedio establecida se puede obtener el tiempo tomado por la aeronave en cruzar este espacio:

3 – 4 Descenso: Tomando un promedio de la distancia del VOR o punto final de referencia hasta el aeropuerto de destino de 15 Km se puede obtener un tiempo de descenso, igual al de ascenso:

4 – 5 Aterrizaje, Taxeo y Apagado: Tomando el mismo tiempo que al encendido

y despegue, se tomará como tiempo desde el aterrizaje hasta el apagado, incluyendo el Taxeo 15 Minutos. En conclusión, el tiempo total desde el encendido hasta el apagado de la aeronave es de 1,56 Horas, tomando como autonomía total de la aeronave acrobática, (utilizando los tanques de cada una de las alas y el central juntos), 3 horas. Los restantes 94,1 Minutos o 1,56 Horas, se tomaran para Espera o (Loiter). La distancia total recorrida es de 330 Km, conociendo que partiendo de este aeropuerto existe un punto inicial desde que se alcanza la altitud crucero, ósea la distancia del aeropuerto al primer VOR (15 Km), después de recorridos estos 15 Km, se calcula aproximadamente la distancia del VOR inicial hasta el VOR del aeropuerto de llegada (300 Km) y finalmente se recorren otros 15 Km del VOR final a aeropuerto de llegada. Para concluir, se puede observar en la Tabla 6. Un resumen de la distancia recorrida en las diferentes etapas de vuelo como también el tiempo transcurrido en cada una de ellas.

74

Tabla 6. Resumen de Distancia Recorrida y Tiempo Transcurrido Mision de Traslado

Misión de Traslado Distancia (Km) Tiempo Transcurrido (Min)

Encendido, Taxeo y Despegue … 15

Ascenso 15 3,57

Crucero - Maniobras 476 90,37

Descenso 15 3,57

Aterrizaje, Taxeo y Apagado … 15

Total Misión 506 127,51

Fuente: Autores 4.2.2 Misión de Maniobras Acrobáticas, Show Aéreo o Competencia. La misión principal para la que fue desarrollada la aeronave acrobática, es la de cumplir con gran facilidad un conjunto de maniobras que exigen la integridad estructural de la aeronave. Hay que tener en cuenta que este tipo de aeronaves cumple una labor Diaria de trabajo en donde se refleja tanto las practicas desarrolladas por el piloto acrobático para día a día mejorar su rutina, como los días que desempeña los shows y competencias aéreas. Por lo tanto esta aeronave está desarrollada para un amplio número de horas de vuelo en condiciones de gran esfuerzo. Por tal motivo se tomará en cuenta que la aeronave desempeñará estas maniobras sobre el mismo aeropuerto en la que se encuentra localizada, como también que solo utilizará el tanque central o tanque acrobático, cumpliendo las etapas mostradas en la Figura 26.

75

Figura 26. Etapas de la Misión de Maniobras Acrobáticas, Show Aéreo o Competencia.

Fuente: http://es.wikipedia.org/wiki/Diccionario_Aerocriptogr%C3%A1fico_Aresti 0 - 1 Encendido, Taxeo y Despegue: Teniendo en Cuenta que la aeronave desarrollara las maniobras acrobáticas en el mismo aeropuerto donde se encuentra, se tomara un tiempo de encendido, Taxeo y despegue de 5 minutos.


76

1 – 2 Ascenso: Se tomara como tiempo de ascenso, desde que despega hasta

que alcanza la altitud mínima de la (Caja Acrobática5), 2 minutos. 2 – 12 Maniobras Acrobáticas: La aeronave realizara una rutina de maniobras acrobáticas previamente estipuladas durante un tiempo aproximado de 25 minutos. 12 - 13 Descenso: Al Igual que al ascenso la aeronave realizara una aproximación al mismo aeropuerto sobre el cual estaba desarrollando las maniobras, lo cual tomara un tiempo de 2 minutos para el descenso. 13 – 14 Aterrizaje: Taxeo y Apagado: Desde que la Aeronave aterriza hasta que se apaga, se tomara un tiempo de 5 minutos. En conclusión, el tiempo total desde el encendido hasta el apagado, incluyendo la rutina de maniobras acrobáticas es de 39 minutos. Teniendo en cuenta que el tanque central acrobático permite una duración de vuelo de 45 minutos, se tomaran los restantes 6 minutos para espera o (Loiter). Para analizar los datos obtenidos, a continuación se podrá observar un cuadro comparativo de las misiones de vuelo y los tiempos obtenidos en cada fase del respectivo vuelo. Tabla 7. Cuadro Comparativo Tiempo Misiones de Vuelo

Mision de

Traslado (s) Mision de

Traslado (m)

Mision de Maniobras Acrobaticas

(s)

Mision de Maniobras Acrobaticas

(m) Encendido, Taxeo y Despegue 900 … 300 …

Ascenso 214,2 15000 120 8403,36

Crucero - Maniobras 5424 476000 1500 131637,16

Descenso 214,2 15000 120 8403,36

Aterrizaje, Taxeo y Apagado 900 … 300 …

Total Mision 7652,4 506000 2340 148443,88

Fuente: Autores

5 La caja o cubo Acrobático es una Área delimitada imaginariamente en la cual el piloto debe de desempeñar

sus maniobras aérea y no puede pasarse de ellas. Estos límites tienen una distancia definida por la autoridad

aeronáutica que regule el evento.

77

A continuación se puede observar la simbología correspondiente a la mayoría de maniobras y acrobacias permitidas a desarrollar por la aeronave Tabla 8. Repetida. Simbología Maniobras en Vuelo

Maniobra Simbologia Comentario

Horizontal

Line -

45° Climbing

-

90° Up

-

45° Diving Reducir

Potencia

90° Diving

Reducir

Potencia

1/4 Loop

Climb

-

Looping

-

Stall Turn

-

Aileron Roll

Deflexion Total

Snap Roll

-

Tail Slide

-

Spin

-

Inverted Spin

-

Knife Edge

< 10 s

Inverted Flight

< 4 min

Fuente: http://www.arestisystem.com/spanish/aresticup Modificado por Autores

http://www.arestisystem.com/spanish/aresticup

78

4.3 APROXIMACIÓN DE DIMENSIONES Y TAMAÑOS

4.3.1 Estimación Peso bruto de despegue

Con el fin de obtener un margen más reducido de error y dispersión de datos, se ha tomado inicialmente el proceso de estimación y fracciones de pesos según algunas metodologías6, con las cuales es posible comparar y escoger los resultados más certeros. A continuación se ha resumido y se han tomado los puntos más relevantes en el proceso. Es importante tener claros algunos conceptos que se abordaran más adelante y con los cuales fue posible determinar la estimación del peso bruto al despegue Este peso, conocido también como el W0 es el parámetro inicial en el proceso de diseño de una aeronave. Está compuesto por otra serie de pesos, los cuales son:

(1)

Donde antes de comenzar con la iteración de pesos, ya es posible conocer el valor del Wtripulacion el cual hace referencia al peso total de la tripulación de vuelo (Un único piloto) mas su equipo personal, el cual se conforma por el traje que le permite soportar altas gravedades y por el paracaídas en caso de emergencia, de acuerdo a los datos referenciados en la Tabla 1. (Base de Datos .Limitantes y Normatividad) es posible definirlo como un peso total de 210lb. Si es analizado el (W carga paga), para este tipo de aeronaves acrobáticas, también es posible afirmar que el valor de esta variable seria 0lb, ya que una aeronave acrobática en ningún momento se diseña para trasportar algún tipo de carga que genere utilidad alguna; aunque si se analiza de una mejor manera las cámaras abordo en cabina y demás publicidad abordo hace parte de la carga paga de la aeronave, ya que se está obteniendo un beneficio económico directo al permitir la publicidad para la realización de los shows aéreos; sin embargo se desprecia ya que este peso es muy bajo. De acuerdo a lo anterior quedaría por conocer finalmente el Wcombustible y el Wvacio el cual se conforma por el peso total de la aeronave vacía, solamente con sus sistemas y componentes abordo necesarios para realizar el vuelo. En estos términos la expresión (1) se puede enunciar y simplificar en términos de Wo, lo cual la convierte en:

6 Daniel Raymer. Estimation Weight

79

(2)

Juntando y resolviendo ahora los términos del peso total de despegue, la expresión quedaría de la siguiente manera:

(3)

De acuerdo a los datos obtenidos en los antecedentes históricos tomados previamente, es necesario tomar ciertos parámetros de partida los cuales caracterizan el perfil de misión de la aeronave, se han establecido entonces los siguientes: 4 R: Rango: 654443,88 m ≌ 655000 m

5 V: Velocidad de crucero: 88 m/s : 171,05846 knts

6 E: Tiempo en vuelo acrobatico “Loiter time”: 10000 seg :2,777 hr

Las expresiónes

y

se pueden encontrar con la ayuda de constantes, formas

y datos históricos, recopilados a lo largo de los años con el fin de llegar a valores aproximados según el tipo y función de la aeronave7, se ha tomado como base aeronaves Homebuit Metal – Wood y luego con el fin de realizar una comparación del mismo tipo de configuración con aeronaves tipo Homebuit Composite teniendo en cuenta que la mayoría de las aeronaves analizadas en la base histórica están construidas con materiales compuestos.

4.3.1.1 Estimación de la fracción

La fracción del combustible

se ha logrado encontrar gracias a la expresión

siguiente, la cual está formada por una serie de fracciones que se explicaran también a continuación.

(4)

7 Daniel Raymer. Home Built

80

Donde

corresponde a una expresión que multiplica todas las fracciones del

vuelo

y se obtuvo lo siguiente:

Donde los últimos dos valores corresponden a los valores de

para la fase de

Crucero y Loiter respectivamente, a continuación se enseñan.

(5)

Y de acuerdo a los valores establecidos anteriormente se tiene finalmente

De la misma manera se realizo el cálculo para conocer el valor del

dando un valor de:

Finalmente y tomando la expresión (4) se reemplazan los valores dando la fracción final del combustible.

81

4.3.1.2 Estimación de la fracción

Al tratarse de aeronaves relativamente modernas y vanguardistas en cuanto a materiales y procesos de construcción, en la (Grafica 5), es posible obtener un

valor aproximado para la fracción de

donde se ha establecido un valor

promedio dentro de las aeronaves analizadas previamente.8 Grafica 5. Relación de la fracción We/Wo vs Wo. Base Line

Fuente: Autores La tendencia de las fracciones refleja un rango de 0,65 a 0,71 aproximadamente

para los valores de la fracción

, se ha tomando el mayor promedio de 0,68 el

cual se usara para encontrar el peso total de la aeronave por medio de la expresión (3) vista anteriormente.

8 La metodología expuesta por Daniel Raymer propone encontrar estas fracciones por medio de datos y

tendencia recopiladas por aeronaves HomeBuild, pero se analizó y determinó que eran valores alejados para

una aeronave de configuración acrobática, los cuales entregaban resultados no muy certeros para la

estimación del Wo.

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

Pes

o a

l Vac

io /

Max

. Pes

o D

esp

egu

e


We/Wo vs Wo

1800

1840

1918

1800

1400

2658,77

2134,37

82

A continuación se muestran los resultados obtenidos de los métodos empleados, así como de los datos promedios de las aeronaves analizadas, referente al peso máximo de despegue.

Tabla 9. Resultados. Estimación del Peso Bruto de Despegue

Método Peso Bruto de Despeque (lb)

N° 1: Materiales Compuestos 1747,0882

N° 1: Madera - Metal 1775,922

Estimación. Base de Datos 1901,877

Promedio de Estimaciones 1808,2957

Es posible obtener entonces un promedio general a partir de la estimación de pesos realizada por los diferentes métodos. Finalmente cómo es posible observar se ha aproximado el valor del peso máximo de despegue de la aeronave a 1800 lb. Se considera un peso aceptable, que además de cumplir con la normatividad establecida, se encuentra solo un poco por debajo de la tendencia normal de este tipo de aeronaves acrobáticas.

4.3.2 Selección de la Geometría. Ala

4.3.2.1 Selección del Perfil Aerodinámico Uno de los factores más importantes, que determina el correcto funcionamiento de una aeronave, según su uso y diseño, es la selección del perfil aerodinámico en donde existen miles de perfiles diseñados y estipulados para diferentes propósitos, tamaños, y comportamiento en vuelo de cada una de las categorías de aeronaves existentes.

83

El vuelo estipulado para la aeronave a diseñar, está basado en el vuelo acrobático, en el cual hay que recordar desarrollara múltiples maniobras que en una aeronave de categoría normal son muy inusuales, como lo son la realización de entradas en perdidas totalmente controladas a bajas velocidades, de Loops, giros bruscos, giros en ocho cubanos o maniobras en las cuales no importe la actitud de la aeronave para garantizar su seguridad como los vuelos invertidos, es necesario recordar que la aeronave podrá desarrollar principalmente un buen manejo de inestabilidad controlada para realizar este tipo de maniobras que a la vez requieren de altos esfuerzos estructurales. Una vez analizado el caso en particular es necesario seleccionar un perfil el cual brinde el desempeño más óptimo para el tipo de vuelo que se ha estipulado en la aeronave (rutina de maniobras), así como también permita el cumplimiento de las regulaciones bajo las cuales se encuentra el diseño de la aeronave acrobática. Como se comentaba anteriormente existe una gama bastante amplia de perfiles aerodinámicos que pueden ser ubicados a los largo de las superficies aerodinámicas, pero como saber que perfiles presentan un rendimiento realmente útil para un vuelo acrobático. Si para empezar se analizan las dos grandes familias que existen de perfiles, los asimétricos y los simétricos, será posible conocer cual comportamiento se ajusta mejor a las exigencias del vuelo de acrobático de competencia. Los perfiles asimétricos son reconocidos por no generar sustentación a ángulo de ataque igual a 0° y su explicación es porque la distribución de presiones sobre el extradós genera una fuerza resultante hacia arriba, al igual que otra resultante con la misma magnitud pero en dirección contraria generada por la distribución de presiones en el intradós; estas resultantes de fuerza finalmente no van a generar sustentación alguna a 0°9, pero cuando este mismo ángulo de ataque es aumentado las presiones en el extradós del perfil van a ser mucho mayor, desarrollando una fuerza mayor (llamada sustentación) y menos débil a la creada en el intradós en la Figura 27 es posible ver gráficamente el comportamiento anterior). El punto donde se ubica la fuerza de sustentación se conoce como el centro de presión.

9 http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/geom.html

84

Figura 27. Perfil Asimétrico con ángulo de ataque 0°

Fuente: http://www.aracuan.com.ar/generalidadesrotores.htm Modificado por Autores Ahora si se analiza de la misma manera el comportamiento de los perfiles simétricos donde es posible observar como la distribuciones de las presiones va a ser igual en ambos lados, extradós e intradós donde el ángulo de ataque igual a 0°; por los tanto las resultantes de ambas presiones van a ser iguales y se van a aplicar en el mismo punto. Ahora cuando al perfil simétrico se le aplica un ángulo de ataque positivo, las presiones sobre el extradós del perfil también van a ser superiores que en el interior la cual anteriormente se nombraba como la sustentación. Al analizar la Figura 28, es posible observar una gran característica

en los perfiles simétricos los cuales resultan ser los preferidos en aeronaves acrobáticas y es como los vectores de las resultantes de las diferentes presiones, siempre van a permanecer en la misma ubicación, sin cambios como si se evidencia en los perfiles asimétricos. En las aeronaves acrobáticas, ésta característica resulta ser favorable debido a que constantemente se está cambiando la posición de la aeronave (cambios en cabeceos), lo cual indica una constante variación en el ángulo de ataque.

http://www.aracuan.com.ar/generalidadesrotores.htm

85

Figura 28. Perfil Asimétrico con ángulo de ataque diferente 0°

Fuente: http://www.aracuan.com.ar/generalidadesrotores.htm Modificado por Autores La anterior explicación referente a las distribuciones de presión sobre los perfiles asimétricos comparados con los simétricos, se realizo con el fin de entender como es la dinámica del centro de presión a lo largo de los perfiles cuando se varia el ángulo de ataque. En los perfiles simétricos normalmente se va a encontrar al 25% de la longitud de la cuerda, detrás del borde de ataque también conocido como el punto del cuarto de cuerda. Como se pudo analizar anteriormente en los vectores de dirección de presión sobre las caras de los perfiles, es posible decir también que a medida que el ángulo de ataque aumenta y varia el coeficiente de sustentación, el centro de presión no se va a mover, y va a permitir un mayor control de la aeronave en cambios de posición repentinos; mientras que sucede lo contrario en una perfil asimétrico, cuando el ángulo de ataque aumenta, el coeficiente de sustentación también lo va a hacer, pero el centro de presión va a tender a desplazarse hacia adelante, de igual manera en sentido contrario cuando el ángulo de ataque es reducido. 10Este tipo de perfiles con camber, normalmente generan un momento de inclinación también conocido como Pitch Moment el cual tiende a girar el borde de ataque hacia adelante, lo cual hace que la ubicación del centro de presión se pueda desplazar una distancia infinita por delante del perfil. Lo anteriormente explicado comprende la razón más grande por la cual los perfiles simétricos son seleccionados en aeronaves de tipo acrobático. Las aeronaves acrobáticas continuamente se exponen a una configuración de total inversión en la posición (vuelos invertidos), en los cuales no resultaría conveniente implementar perfiles que a ángulos de ataque de 0° no exista ningún tipo de fuerza de 10

http://www.airfieldmodels.com/information_source/math_and_science_of_model_aircraft/rc_aircraft_design/

plotting_airfoils/about_airfoils.htm

http://www.aracuan.com.ar/generalidadesrotores.htm

86

sustentación, o que en posiciones invertidas, el perfil aerodinámico induzca a fuerzas de sustentación hacia abajo; los perfiles simétricos no permiten tal comportamiento debido a la igualdad geométrica existente en sus caras ( extradós e intradós).11 Un perfil con camber nunca permitiría esta condición en periodos prolongados, ya que debido al momento de cabeceo que se genera por su forma geométrica, terminaría llevando a la aeronave a condiciones nada deseables. Es importante tener es cuenta que los perfiles simétricos se verán siempre más afectados en momentos de entrada en perdida del perfil, lo anterior implica un adecuado manejo de velocidades de entrada a esta condición, la cual notoriamente tendría que ser mayor que la velocidad de pérdida de un perfil asimétrico. En cuanto a construcción, los perfiles exponen una mayor facilidad debido a la continuidad de su contorno y a la suavidad en sus curvas, lo cual repercutirá en bajos costos de producción, diseño y construcción. Ahora conociendo el tipo de perfil se ha decidido utilizar, es necesario proceder a realizar un estudio ingenieril en donde se logre seleccionar el perfil que mejor rendimiento tenga, de acuerdo a sus características geométricas y de desempeño Teniendo en cuenta que existen grandes cantidades de perfiles aerodinámicos simétricos se desarrollo una base de datos en la cual se logra identificar fácilmente sus características y de esta forma seleccionar el perfil adecuado para el plano de la aeronave.

11 http://www.dynamicflight.com/aerodynamics/pres_patterns/

87

Tabla 10. Base de Datos. Perfiles Aerodinámicos Simétricos. Parte 1°

Nombre Max Cl

Max Cl/Cd

Mean Drag

Drag flatness

Efficiency

Trailing Edge °

Thickness L.Surface Flatness

Zero Lift °

Stall ° Lower flatnes

s:

Leading edge

radius:

Max CL angle:

Max L/D CL:

BELL 540

0.91 30,823

0.019 0.858 0.414 7.5 9.7 9.9 0.0 6.5 45,4 2 15 0,723

E168 (12.45%)

0.902

41.624

0.013 0.480 0.461 10.3 12.4 2.8 0.0 6.5 33.4 2.3 15.0 0.75

E169 (14.4%)

0.98 38.0

5 0.013 0.824 0.499 11 14.4 1.6 0.0 10 22.9 2.6 6.5 0.714

E171 (Dicke

12.28%) 0.69 41.8 0.017 0.623 0.387 7.4 12.3 2.4 0.0 6.0

29.9 1.9 13.0 0.579

E474 (14.09%)

0.72 36.4 0.016 0.920 0.493 8.5 14.1 1.6 0.0 6.5 26.3 3.1 15.0 0.682

E475 (15.01%)

0.80 36.5 0.016 0.934 0.511 9.6 15.0 1.0 0.0 7.5 20.0 3.3 15.0 0.776

E476 1.01 40.0 0.014 0.770 0.522 8.5 16.7 0.5 0.0 11.0 3.2 0.8 11.0 0.753

E477 0.94 41.9 0.014 0.810 0.496 8.2 15.4 0.8 0.0 10.0 5.8 0.8 15.0 0.803

E487 1.03 43.1 0.014 0.730 0.527 8.6 15.7 0.9 0.0 15.0 6.3 1.2 15.0 0.717

EH 0.0/9.0

0.63 13.1 0.022 0.636 0.284 4.6 9.0 5.6 0.0 11.0 36.9 1.0 11.0 0.523

Parte 1°12

12 www.worldofkrauss.com

88


Nombre Max Cl

Max Cl/Cd

Mean Drag

Drag flatness

Efficiency

Trailing Edge °

Thickness

L.Surface Flatness

Zero Lift °

Stall ° Lower

flatness:

Leading edge radius:

Max CL angle:

Max L/D CL:

EPPLER 472

0.69 37.3 0.015 0.923 0.462 12.4 12.1 3.5 0.0 6.0 40.5 3.0 15.0 0.69

EPPLER 297

0.63 16.6 0.016 0.710 0.287 4.3 11.4 2.3 0.0 10.5 19.2 0.4 10.5 0.476

EPPLER 473

0.56 31.4 0.021 0.767 0.509 13.5 16.2 1.1 0.0 5.0 18.3 3.5 15.0 0.563

EPPLER 479

1.10 32.5 0.016 0.957 0.542 8.5 16.6 0.9 0.0 15.0 14.8 3.4 15.0 0.646

EPPLER E837

HYDROFOIL

0.77 31.4 0.016 0.914 0.444 6.7 16.1 0.7 0.0 7.5 11.0 2.3 15.0 0.695

EPPLER EA 6(-1)-

009 0.53 29.4 0.021 0.543 0.397 4.8 9.0 18.0 0.0 4.5 71.9 4.8 15.0 0.528

EPPLER EA 6(-1)-

012 0.78 37.5 0.013 0.821 0.470 9.6 12.0 9.2 0.0 6.5 55.4 5.4 15.0 0.775

FX 71-L-150/30

0.42 25.5 0.018 0.841 0.436 10.7 15.0 1.2 0.0 3.5 8.7 2.3 15.0 0.418

FX 76-120

0.86 39.1 0.014 0.881 0.473 68.6 12.1 2.1 0.0 8.0 19.5 2.0 15.0 0.795

GOE 409 0.48 26.1 0.018 0.807 0.430 14.8 12.7 7.7 0.0 4.0 49.3 3.4 15.0 0.477

89

Nombre Max Cl

Max Cl/Cd

Mean Drag

Drag flatness

Efficiency

Trailing Edge °


Zero Lift °

Stall ° Lower

flatness:

Leading edge

radius:

Max CL angle:

Max L/D CL:

GOE 410 0.79 25.8 0.019 0.833 0.502 10.3 16.1 2.9 0.0 9.0 36.8 4.8 15.0 0.703

GOE 411 0.66 31.5 0.016 0.915 0.404 20.4 13.2 7.5 0.0 5.5 46.8 3.0 14.0 0.657

GOE 445 0.43 33.6 0.013 0.740 0.275 10.3 6.4 25.5 0.0 4.0 83.4 2.2 11.0 0.434

GOE 459 0.77 38.3 0.016 0.889 0.452 20.4 12.7 7.0 0.0 6.5 50.1 3.5 15.0 0.771

GOE 460 1.20 28.7 0.019 0.903 0.601 25.9 20.5 1.3 0.0 13.5 16.2 5.4 15.0 0.887

HQ 0/10 0.68

5 32.074

0.014 0.358 0.337 7.2 10.0 4.1 0.0 5.5 29.4 1.2 12.0 0.641

HQ 0/9 0.55 12.2 0.025 0.672 0.239 5.2 8.1 7.5 0.0 9.5 44.7 0.9 9.5 0.462

HT12 0.40 26.8 0.017 0.642 0.282 3.5 5.0 24.8 0.0 3.5 72.8 0.6 11.0 0.399

J5012 12%

0.82 38.8 0.013 0.923 0.457 17.8 12.0 2.3 0.0 7.5 32.0 2.3 15.0 0.788

Parte 3°13


90


Nombre Max Cl

Max Cl/Cd

Mean Drag

Drag flatness

Efficiency

Trailing Edge °

Thickness

L.Surface Flatness

Zero Lift °

Stall ° Lower

flatness:


Max CL angle:

Max L/D CL:

LWK 79-100

0.74 43.4 0.010 0.515 0.414 7.5 10.0 5.4 0.0 6.5 34.8 1.4 15.0 0.737

NACA 0008

0.53 30.7 0.014 0.838 0.336 10.6 8.0 9.8 0.0 4.5 45.6 0.8 12.5 0.528

NACA 0010

0.71 37.9 0.015 0.865 0.409 13.3 10.0 5.5 0.0 6.0 29.3 1.2 15.0 0.711

NACA 0011

0.83 39.2 0.015 0.886 0.441 14.6 11.0 4.1 0.0 7.0 22.6 1.4 15.0 0.831

NACA 0012

0.86 38.2 0.015 0.909 0.469 15.9 12.0 3.1 0.0 7.5 17.1 1.7 15.0 0.84

NACA 0013

0.88 37.7 0.015 0.911 0.486 17.2 13.0 2.3 0.0 8.0 12.6 1.9 15.0 0.789

NACA 0014

0.86 37.2 0.016 0.916 0.502 18.5 14.0 1.7 0.0 7.0 9.0 2.2 15.0 0.855

NACA 0016

0.95 36.5 0.017 0.908 0.529 21.1 16.0 1.0 0.0 10.0 4.3 2.9 15.0 0.748

NACA 0018

1.02 33.5 0.018 0.893 0.551 23.6 18.0 0.5 0.0 11.5 1.9 3.6 15.0 0.696

91

Nombre Max Cl

Max Cl/Cd

Mean Drag

Drag flatness

Efficiency

Trailing Edge °


Zero Lift °

Stall ° Lower flatnes

s:

Leading edge

radius:

Max CL angle:

Max L/D CL:

NACA 63012ª

0.48 25.7 0.017 0.818 0.396 13.7 12.0 4.4 0.0 4.0 36.7

1.5 15.0 0.477

NACA 64-012ª

0.48 25.8 0.021 0.695 0.390 14.1 12.0 4.6 0.0 4.0 36.7 1.4 14.5 0.476

NACA 642-015

0.74 28.9 0.018 0.940 0.454 7.9 15.0 1.8 0.0 7.0 20.0 1.9 15.0 0.738

NACA 642-015ª

0.74 31.7 0.018 0.911 0.457 17.4 15.0 2.1 0.0 6.5 20.9 1.9 15.0 0.727

NACA M3

0.53 26.2 0.018 0.955 0.420 16.6 11.9 9.5 0.0 4.5 55.6 3.3 15.0 0.531

NACA/LANGLEY

0.60 32.3 0.014 0.892 0.432 28.6 11.0 4.5 0.0 5.0 38.1 2.3 15.0 0.601

NASA SC(2)-0010

0.874

14.461

0.017 0.800 0.390 12.0 10.0 4.7 0.0 4.5 16.7 1.7 15.0 0.531

NASA SC(2)-0012

0.97 17.875

0.023 0.711 0.427 14.4 12.0 2.5 0.0 5.5 7.6 2.2 15.0 0.659

NASA SC(2)-1006

0.80 81.9 0.022 0.429 0.270 0.5 6.0 38.2 -7.5 -0.5 70.5 0.8 5.0 0.796

Parte 5°14


92


Nombre Max Cl

Max Cl/Cd

Mean Drag

Drag flatness

Efficiency

Trailing Edge °

Thickness

L.Surface Flatness

Zero Lift °

Stall ° Lower

flatness:


Max CL angle:

Max L/D CL:

NASA SC(2)-1010

1.00 45.2 0.019 0.864 0.364 1.0 10.0 14.8 -7.5 1.0 35.3 1.7 10.5 0.773

NASA/LANGLEY 64-012

0.51 26.3 0.019 0.809 0.392 6.6 12.0 4.1 0.0 4.5 35.7 1.5 15.0 0.512

NASA/LANGLEY LS(1)-0013

0.74 27.3 0.020 0.934 0.437 7.6 12.9 2.9 0.0 7.0 29.7 2.2 15.0 0.738

RAE 100 0.85

5 39.59

8 0.013 0.903 0.423 9.8 10.0 5.2 0.0 6.5 12.8 1.2 15.0 0.746

RAE 101 0.58 36.5 0.013 0.922 0.367 10.2 10.0 5.1 0.0 5.0 11.5 0.9 13.5 0.585

RAE 102 0.58 36.8 0.014 0.866 0.353 10.9 10.0 4.9 0.0 5.0 10.6 0.8 13.0 0.527

RAE 103 0.53 33.8 0.014 0.834 0.340 12.0 10.0 4.5 0.0 4.5 9.7 0.8 12.5 0.527

RAE 104 0.47 30.1 0.015 0.833 0.326 13.6 10.0 4.1 0.0 4.0 9.1 0.7 12.5 0.47

Parte 6°15


93

Se ha realizado una selección de algunos perfiles16 de la (Tabla 10, Tabla 11,

Tabla 12, Tabla 13) vista anteriormente (Señalados en color rojo), donde se tuvo

como criterio de selección un alto ángulo de perdida, y una adecuada relación entre los coeficiente de sustentación y resistencia principalmente. Seguido a la selección, se ingreso y analizaron cada uno de ellos en el software XFLR.5 el cual es una herramienta bastante útil para analizar y observar el comportamiento que logra un perfil en determinas condiciones de entrada, como lo son Numero de Reynolds y condiciones atmosféricas al cual es sometido. Se obtuvieron los resultados y se unieron de tal manera que fuese posible analizar variables independientes de todos los perfiles a la vez. Inicialmente se estableció también que lo deseado era seleccionar un perfil para la parte comprendida por la raíz del ala y otro para la parte opuesta, que serian las puntas del plano; al contrario que en las configuraciones convencionales de aviones categoría no acrobática, en este tipo de aeronaves no se intenta que entre en perdida la parte externa del ala antes que la raíz; por el contrario se buscar lograr que la raíz del plano sea la primer sección en entrar perdida y seguidamente las punta del ala, ya que esta configuración favorece a un ejecución limpia e impecable en la realización de las maniobras acrobáticas, un claro ejemplo se presenta cuando se desea que la aeronave realice una maniobra conocida como Spin la cual se explicaba anteriormente donde se prefiere que la raíz del ala entre en perdida primero que el resto con el fin de reducir la severidad de entrada en perdida del ala completa además de dar la posibilidad de movilidad y funcionalidad a los alerones antes que la entrada en perdida se desplace hasta la parte externa del ala. De acuerdo al análisis realizado se han dispuesto las graficas (Grafica 6) la cual enseña en qué medida varia el coeficiente de sustentación a medida que cambia el ángulo de ataque en los perfiles seleccionados. Previamente fue necesario hallar el Numero de Reynolds aproximado en el cual se va a desenvolver el ala de la aeronave donde se establecieron valores promedios

de la velocidad de 88

y una longitud de la cuerda del ala de 1,8 m.

Se tiene que el valor de la densidad es de 0,94

y la viscosidad dinámica del flujo

de 1,694 x10-5

.

16 EPPLER 297 - EPPLER 479 – GOE 460 - NACA 0012 - NACA 0016 - NACA 0018 - NACA 642-015

94

Donde

≌

Si se observan los perfiles estos entran en perdida en un rango de 15°a 25° de ángulo de ataque; se ha establecido como criterio de selección que el perfil entre en perdida a altos valores de ángulo de ataque. De acuerdo a esta restricción, los perfiles que ahora han clasificado son el NACA0012, E487, NACA0016 Y NACA0018, se ha buscado entre ellos un perfil para la raíz del plano, el cual entrara en perdida mas tempranamente que el de la punta de ala, que además tuviera un coeficiente de sustentación menor que en la punta, y que también tuviera una variación suave del coeficiente de sustentación a lo largo del cambio de ángulo de ataque. Por otro lado en el perfil del WingTip se buscaba mayores coeficientes de sustentación y al tiempo que lograra entrar en condición de pérdida más tardíamente que la raíz. Según estas características los más indicados lograban ser el NACA 0012 o el E487 para ubicarlos a lo largo de la parte exterior del plano y el NACA 0016 o NACA 0018 para la raíz. Como no es suficiente la grafica del coeficiente de sustentación, es necesario acudir a graficas como la variación del coeficiente de resistencia y momento para realizar una correcta selección.

95

Grafica 6. Coeficiente de Sustentación VS Angulo de Ataque. Perfiles preseleccionados.

Fuente: Puntos obtenidos en XFLR.5, graficados en Microsoft Excel En las siguientes Grafica 7 y Grafica 8, se aprecia el comportamiento de los perfiles preseleccionados y se encuentra que es tambien aceptable y logra clasificar dentro de lo requerido. Pero si de manera mas detallada se observa la Grafica 8, se logra ver que el coeficiente de momento del perfil NACA0012 en las puntas de ala, tiene valores de coeficiente que resultan ser muy favorable, en la ejecucion de rapidas de maniobras. Principalmente se desea que en la parte externa del ala, se manejen coeficientes de momento adecuados para precisamente ejecutar de manera precisa y veloz la rutina de acrobacias establecidas, y esto se logra apreciar en la Grafica 9, para el perfil NACA0012, el cual es un perfil que logra tener valores de coeficiente de momento distanciados de los valores del NACA0018 y esto favorece a la ejecucion de las maniobras. De igual manera se logra apreciar que los valores de coeficiente de resistencia son relativamente bajos para los perfil NACA0018, NACA0016 y NACA0018 dentro del rango demarcado.

-0,5000

0,0000

0,5000

1,0000

1,5000

2,0000

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Co

efic

ien

te d

e Su

sten

taci

ón

Angulo de Ataque °

Cl vs Alpha

NACA0012

NACA0016

NACA0018

GOE460

EPPLER297

E487

EPPLER479

96

Finalmente se logra concluir que los perfiles seleccionados de acuerdo a los criterios de selección, son el NACA0012 para el WingTip y el NACA0018 para el WingRoot. Grafica 7. Coeficiente de Resistencia VS Angulo de Ataque. Perfiles preseleccionados

Fuente: Puntos obtenidos en XFLR.5, graficados en Microsoft Excel

0,0000

0,0500

0,1000

0,1500

0,2000

0,2500

0,3000

0,3500

0,4000

0,4500

0,5000

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Co

efic

ien

te d

e R

essi

ten

cia

Angulo de Ataque °

Cd vs Alpha

NACA0012

NACA0016

NACA0018

GOE460

EPPLER297

E487

EPPLER479

97

Grafica 8. Coeficiente de Momento VS Angulo de Ataque. Perfiles preseleccionados

Fuente: Puntos obtenidos en XFLR.5, graficados en Microsoft Excel Finalmente se expone en la Grafica 9, el comportamiento de los coeficientes de los perfiles seleccionados a lo largo del plano, al variar el ángulo de ataque. Esta grafica muestra además que en realidad las características que ofrecen estos perfiles en conjunto satisfacen las características buscadas para la aeronave a diseñar, pero complican la selección del valor máximo del Cl del plano en general. Para dar solución en la búsqueda de este importante parámetro, sencillamente mediante una reconocida expresión matemática 17se saca el valor medio de estos valores de la siguiente manera.

17 Jan Roskam. Aircraft Design Vol 5 Pag 137

-0,3500

-0,3000

-0,2500

-0,2000

-0,1500

-0,1000

-0,0500

0,0000

0,0500

0,1000

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Co

efic

ien

te d

e M

om

en

to

Angulo de Ataque °

Cm vs Alpha

NACA0012

NACA0016

NACA0018

GOE460

EPPLER297

E487

EPPLER479

98

Grafica 9. Cl – Cd – Cm. Perfiles Seleccionados

Fuente: Puntos obtenidos en XFLR.5, graficados en Microsoft Excel Las siguientes Tabla 14 y Tabla 15, enseña los datos entregados por XFLR.5 de manera ordenada, mostrando los valores principales.

-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

-15 -5 5 15 25 35

Co

efic

ien

te C

l - C

d -

Cm

Angulo de Ataque

Desempeño de Perfiles Seleccionados

Cl. NACA0018

Cd. NACA0018

Cm. NACA0018

Cl. NACA0012

Cd. NACA0012

Cm. NACA0012

99

Tabla 14. Valores Críticos. Perfiles Seleccionados

Variable NACA 0018 NACA 0012

cl.max 1,6771 1,8512

αstall 22° 20°

Fuente: Autores

Tabla 15. Datos Recopilados de los Perfiles Seleccionados

Angulo de Ataque (°deg)

NACA0018 NACA 0012

Cl Cd Cm Cl Cd Cm

-5 -0,4912 0,00637 -0,0168 -0,5648 0,00619 0,0007

-4 -0,3977 0,00611 -0,0125 -0,4543 0,0061 0,0009

-3 -0,3002 0,00589 -0,009 -0,3417 0,00583 0,0008

-2 -0,2015 0,00575 -0,0058 -0,2291 0,00556 0,0007

-1 -0,1011 0,00564 -0,0028 -0,1151 0,00534 0,0003

0 0,0005 0,00562 -0,0001 -0,0001 0,00509 0,0003

1 0,1006 0,00565 0,0029 0,1137 0,00512 -0,0003

2 0,2015 0,00573 0,0058 0,2268 0,00532 -0,0005

3 0,3008 0,00589 0,0089 0,3398 0,00556 -0,0006

4 0,3972 0,00611 0,0126 0,4529 0,0058 -0,0008

5 0,4921 0,00635 0,0166 0,5647 0,00617 -0,0007

6 0,5825 0,00667 0,0214 0,6762 0,00652 -0,0006

7 0,6645 0,00698 0,0279 0,7865 0,00696 -0,0002

8 0,7324 0,00731 0,0373 0,8945 0,00753 0,0007

9 0,797 0,0077 0,0472 1,0002 0,00819 0,0019

10 0,8926 0,00825 0,0499 1,1157 0,00902 0,0007

11 1,0822 0,00938 0,0321 1,2341 0,01002 -0,0015

12 1,1951 0,01039 0,0305 1,3303 0,01093 0,0011

13 1,2731 0,01158 0,0357 1,4274 0,01213 0,0032

14 1,3744 0,01297 0,0352 1,5235 0,01332 0,0051

15 1,4682 0,01467 0,0354 1,6122 0,01491 0,0079

16 1,5522 0,01669 0,0364 1,7009 0,0165 0,0103

17 1,5902 0,01948 0,0443 1,761 0,01846 0,0174

18 1,6242 0,0231 0,0507 1,8077 0,02127 0,0245

100

19 1,6511 0,02801 0,0555 1,8395 0,02585 0,0301

20 1,6736 0,03438 0,0577 1,8512 0,03358 0,0325

21 1,6771 0,04333 0,0582 1,8428 0,04529 0,0303

22 1,6711 0,05409 0,0565 1,7919 0,06426 0,0228

23 1,6461 0,06768 0,0528 1,6493 0,09862 0,0058

24 1,5881 0,08618 0,0458 1,3848 0,15851 -0,0298

25 1,5202 0,10698 0,0362 1,1883 0,21939 -0,073 Fuente: Puntos obtenidos en XFLR.5, en Microsoft Excel 4.3.2.2 Estimacion del Drag 4.3.2.2.1 Drag Polar La resistencia al avance ejercida a una aeronave, tambien conocida como Drag es un parametro que ademas de ser parte de la fuerza total de resistencia al avance del cuerpo, es un valor que determina la eficiencia y desempeño que una aeronave logra obtener en su patron de vuelo al variar su actitud. A continuacion se demostrara la variacion que tiene esta resistencia sobre el plano de la aeronave a diseñar, para lograrlo es necesario identificar los dos tipo de Drag que componen el Drag Total; La primera es la resistencia debido a la friccion y el segundo a la presión, expresado de otra manera el drag generado por la piel y forma del plano en este caso y la otra parte la generada por el desprendimiento o separacion del flujo sobre la superficie; finalmente conocidos como el Drag Parasito y Drag Inducido. A continuacion a traves de una serie de expresiones matematicas se logran encontrar estos valores.

(6)

Donde se tiene que la componente del Drag Parasito se puede expresar tambien de la siguiente manera, en la cual se muestra que es posible desarrollarse como el valor del drag cuando el valor del lift o sustentacion es igual a cero, mas un aumento debido al cambio del angulo de ataque, el cual es proporcional al coeficiente de lift elevado al cuadrado.

(7)

101

La expresion del tambien existe y esta dada por:

(8)

Finalmente si se cambian todos estos valores en la expresion original, se tiene que:

Y si se establece la fraccion

como una segunda constante, ya que no varia a

lo largo del proceso, se tiene:

Finalmente se determina que y se reemplaza para obtener la ecuacion que se demuestra en el Drag Polar de la aeronave.

(9)

La expresion tambien es posible escribirla y encontrarla de otra manera, la cual relaciona el area que la superficie ocupa en el espacio con relacion al area de referencia y un valor de coeficiente de friccion con el flujo que atraviesa la aeronave.

(10)

El valor del coeficiente de friccion es posible hallarlo mediante la siguiente ecuacion, la cual es una expresion de tipo experimental dado a diferentes valores de numero de Reynolds.

(11)

Se conoce tambien que el valor del area mojada es posible conocerlo mediante:

102

(12)

Ahora que se conocen estos valores, es posible retomar a la expresion (5) para

conocer el valor final del .

Una vez obtenido este resultado, es necesario contar con un valor aproximado de L/D, el cual es un parametro aerodinamico que indica la relacion existente entre la fuerza de sustentacion generada por la aeronave debido a la resistencia presentada al avanzar, lo cual indicaria que una aeronave con un alto indice de L/D, requiere poco empuje para la poca resistencia generada en vuelo, gracias a que cuenta con valor alto de fuerza de sustentacion. En la siguiente expresión es posible cambiar la variable k por la expresion anteriormente nombrada, la cual es cambiada por una expresion relacionada a la relacion de aspecto y la eficiencia de Oswald especialmente.

(13)

Ahora bien si se tabulan los datos en funcion de la relacion de aspecto la cual, al analizar los datos de las aeronaves del Base Line inicial 18, se establece que este valor tiene un rango de 5,5 a 6, pero para realizar el siguiente analisis se ampliara de 5,5, a 6,5 y se utiliza un valor de 0,6 para la eficiencia de Oswald, es posible encontrar los valores de L/D para cada valor de relacion de aspecto.

18

Grafica 1. Relacion de Aspecto vs Peso Max Despegue. Base Line

103

Tabla 16. (L/D)max vs AR

(L/D) max AR

23,0247289 5,5

23,4396223 5,7

23,8472985 5,9

24,2481215 6,1

24,6424257 6,3

25,0305193 6,5 Fuente: Autores De acuerdo a la tendencia presentada por la aeronaves analizadas y a los valores mas favorable de diseño, se ha seleccionado un valor promedio de 23,5 con una realacion de aspecto de 5,7. Conociendo estos valores y retomando la expresion (8), es posible encontrar el valor de k.

Se han encontrado ahora todos los valores necesarios para expresar el Drag Polar de la expresion (9) vista anteriormente de la aeronave para lograr graficar mediante tabulacion, los resultados obtenidos.

104

Grafica 10. Drag Polar

Fuente: Autores – Microsoft Excel A continuacion se enseñan los valores de CD, CL y la relacion de CL/CD, al variar el angulo de ataque, donde se logra apreciar que el valor maximo de L/D se encuentra entre los 2° y 3° de angulo de ataque.

Tabla 17. CD, CL, CL/CD vs Angulo de Ataque

Angulo de Ataque CD CL CL/CD

-5 0,031 -0,528 -17,197

-4 0,022 -0,426 -19,638

-3 0,014 -0,321 -22,246

-2 0,009 -0,215 -23,450

-1 0,006 -0,108 -18,104

0 0,005 0,000 0,041 1 0,006 0,107 18,002

2 0,009 0,214 23,442

3 0,014 0,320 22,261

-1,000

-0,500

0,000

0,500

1,000

1,500

2,000

0,000 0,050 0,100 0,150 0,200 0,250 0,300

CD

CL

Drag Polar

105

4 0,022 0,425 19,662

5 0,031 0,528 17,188

6 0,042 0,629 15,142

7 0,054 0,726 13,529

8 0,066 0,813 12,295

9 0,080 0,899 11,281

10 0,098 1,004 10,220

11 0,129 1,158 8,972

12 0,153 1,263 8,279

13 0,174 1,350 7,773

14 0,199 1,449 7,271

15 0,225 1,540 6,859

16 0,250 1,627 6,510

17 0,265 1,676 6,326

18 0,278 1,716 6,183

19 0,287 1,745 6,082

20 0,292 1,762 6,025

21 0,292 1,760 6,034

22 0,282 1,732 6,129

23 0,256 1,648 6,429

24 0,209 1,486 7,096

25 0,175 1,354 7,752 Fuente: Autores 4.3.2.3 Carga Alar y Diagrama de Restricciones Anteriormente se estudio y estableció un posible rango de carga alar dentro de las aeronaves analizadas por el Base Line, pero resulta importante hallar un valor para cada fase y situación de vuelo de la aeronave; para lograr tal hallazgo es necesario contar con valores de gran importancia como los son la velocidad de stall, conocida como la velocidad de perdida, y algunos requerimientos de aterrizaje los cuales son puntos críticos, así como tener claros requisitos de despegue y maniobra en vuelo. Para empezar se encontrara el valor de carga alar, cuando la aeronave se encuentra en un punto de velocidad de perdida. Para lograrlo es necesario contar con una valor aproximado de velocidad de perdida, el cual se encontró gracias a las tendencias de las aeronaves tomadas como antecedentes, es importante

106

determinar correctamente este valor ya que es un parámetro que determina la seguridad y maniobrabilidad de la aeronave, porque en muchos puntos del vuelo acrobático, la entrada en perdida es fundamental en la ejecución de maniobras limpias y seguras. Finalmente una vez establecidos ciertos parámetros como lo son, la carga alar al despegue, los máximos coeficientes de sustentación requeridos sobre los perfiles aerodinámicos, la relación de empuje sobre peso al despegue y por supuesto la relación de aspecto y los parámetros anteriormente nombrados, es posible comparar y unir las variaciones de todas estas características las cuales se logran reflejar en un diagrama de restricciones que permiten delimitar el esquema de vuelo para la aeronave. Lo que generalmente se realiza en este punto es intentar seleccionar el valor más bajo posible de la relación del empuje por el peso al despegue (aunque estos valores en aeronaves acrobáticas es levemente alto) y por el contrario buscar un valor de carga alar alto por lo explicado anteriormente en la sección de selección de criterios para el plano. 4.3.2.3.1 Velocidad de Pérdida Se ha realizado una grafica en la que es posible analizar de qué manera varía el valor de la velocidad de entrada en perdida con el peso total al despegue de la aeronave. Anteriormente fue estimado el primer valor del peso al despegue máximo de la aeronave, el cual era de 1800lb. Por medio de la línea de tendencia es claro encontrar un valor promedio para la velocidad de perdida, en donde se puede aproximar a un valor de 93 ft/s o 28,3464 m/s, por lo tanto sería un valor aceptable dentro de la tendencia general.

107

Grafica 11. Velocidad de Perdida vs Peso Max de Despegue.

Fuente: Autores – Microsoft Excel

Una vez conocido este valor de velocidad (93

, ó 28,3464

) es posible

continuar con la busquedad del valor de la carga alar en ese preciso momento de entrada en perdida, para esto existe una expresion que permite encontrar este valor.

(14)

Finalmente se ha encontrado el valor de la carga alar, que se encuentra restringido por la velocidad de perdida.

Si en vez de tomar la velocidad de perdida de la tendencia, se hallara este valor y se encontrase la carga alar, se encontraria un valor de

0

20

40

60

80

100

120

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

Vel

oci

dad

de

Pe

rdid

a (f

t/s)

Peso de Despegue Max (lb)

V.stall vs Wo

1800

1840

1918

1800

1400

2658,77

2134,37

108

Y tomando la nuevamente la expresion (14) se encuentra finalmente el valor de la carga alar.

Finalmente se obtiene un valor de carga alar de 780,2308

despejando la

expresion (14), lo cual demuestra que son valores realmente cercanos el uno al otro. Para el Diagrama de Restricciones se seleccionara el mayor de los dos valores anteriormente analizados. 4.3.2.3.2 Aterrizaje Asi como se analizo la carga alar restringida por el valor de la velocidad de perdida, es necesario realizar lo mismo para la aeronave en fase de aterrizaje. Para ello es necesario contar con una serie de valores que se aprecian en la siguiente expresion.

(15)

En la expresion anterior (15), es posible establecer como constantes algunos valores, a continuacion se encuentran recopilados los valores que son conocidos para esta expresión:

109

Tabla 18, Parámetros y Constantes para Sg

Parámetro Magnitud Unidad Descripcion

1.1519 - Factor de Seguridad

320 Tiempo Free Roll

0.9471

Densidad

9.8 Gravedad

1.7641 - Coeficiente de Lift Max

0.421 - Coeficiente de Rozamiento Tipico

35022 Distancia Ground Roll

Fuentes: Autores De la anterior expresion y tabla de valores, queda por encontrar el valor de la distancia maxima de aterrizaje, la cual como se aprecia es la suma total de la distancia de aproximacion Sa, la distancia de flare Sf y la distancia de ground roll Sg. Figura 29. Guía de Aterrizaje

Fuente: ANDERSON. JOHN D.. Op. cit., p. 368 - Modificada por Autores

19 Valor Asumido 20

Tiempo promedio de circulación sobre la pista. Estipulado por el comandante de cabina. 21 Valor del Coeficiente de rozamiento típico del concreto con frenos. 22 Estipulación de la Red Bull Air Race

110

Es posible encontrar también la distancia de radio durante el flare, la cual está dada por:

(16)

Siendo el factor de carga durante la maniobra o flare de 1.521 y un indicador

que es posible expresarse así:

(17)

Finalmente reemplazando se tiene que:

Es posible ahora encontrar el valor del hf, el cual está dado por la expresión (18),

siendo el ángulo de aproximación el cual se ha establecido como 14°, valor promedio para aeronaves con obstáculos promedios de 15,25mts.

) (18)

Se procede a encontrar la distancia de aproximación Sa, la cual:

(19)

Y la distancia del flare que está dada por:

111

(20)

Finalmente se tiene que con todos estos datos la distancia total de aterrizaje es de:

(21)

El dato encontrado se establece dentro del margen permitido de distancia máxima de aterrizaje, nombrado en la (Tabla 4) la cual determina un valor máximo de 500m.

Y por medio de la iteración se encuentra que el valor de la carga alar en la fase de

aterrizaje es de 655

4.3.2.3.3 Maniobra Resulta de gran importancia además incluir la curva de una maniobra en vuelo, la cual es un giro sostenido. La expresión que permite graficar y encontrar los puntos de la curva es la siguiente, la cual se explicara a continuación.

(22)

Donde previamente es necesario conocer el valor de el cual se ha

establecido como un el cual se ha fijado de acuerdo a la (Tabla 4) y es un patrón de gran importancia para determinar esfuerzos y cargas sobre la

112

estructura general de la aeronave, cuando se expone a factores de carga tan elevados. A continuación se muestra un cuadro captado durante la competencia de la Red Bull Air Race en Rio de Janeiro, cuando los pilotos Nigel Lamb y Paul Bonhomme realizan un giro sostenido y alcanzan altos valores de factor de carga (como se logra apreciar en las marcaciones rojas de la Figura 30) Figura 30. Marcación del G. Force o Factor de Carga. Red Bull Air Race. Rio

de Janeiro

Fuente: http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/Video/011238611393596. Modificada por Autores

Encontrado este parámetro y con la velocidad de maniobra de 79,2244

, se tiene

la siguiente expresión, la cual por medio de tabulación se encuentran los valores

de

para los diferentes valores de

http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/Video/011238611393596

http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Red-Bull-Air-Race/Video/011238611393596

113

Tabla 19. Valores de W/S y T/W durante un giro sostenido.

W/S (N/m2) T/W max

50 0,0603

100 0,0314

150 0,0231

200 0,0206

250 0,0208

300 0,0226

350 0,0257

400 0,0299

450 0,0351

500 0,0411

550 0,0479

600 0,0555

650 0,0639

700 0,0730

750 0,0829

800 0,0935

850 0,1049

900 0,1170

950 0,1298

1000 0,1433 Fuente: Autores 4.3.2.3.4 R/C Max

El valor de R/C max es fundamental en el desarrollo de un diagrama de restricciones, y para ello se tiene la expresión (23) la cual expone los parámetros de entrada necesarios para encontrar los puntos de la curva.

114

(23)

Se partió inicialmente de un valor promedio de

igual a 780,2308 y un valor de

de 23,5 según la tendencia de los datos analizados y se encontró el valor de la potencia de la siguiente manera:

(24)

A continuación la expresión (10) toma la siguiente forma.

Y finalmente al tabular los resultados en función de la carga alar, se tienen los siguientes puntos. Tabla 20. Valores de W/S y T/W en R/C max.

W/S (N/m2) T/W max

50 0,3320

100 0,3434

150 0,3522

200 0,3596

250 0,3661

300 0,3720

350 0,3774

400 0,3825

450 0,3872

500 0,3917

115

550 0,3959

600 0,4000

650 0,4039

700 0,4077

750 0,4113

800 0,4148

850 0,4182

900 0,4215

950 0,4247

1000 0,4278 Fuente: Autores 4.3.2.3.5 Despegue Al igual que los cálculos analizados anteriormente en la sección de análisis en la etapa del aterrizaje, se tiene una expresión con la que es posible desarrollar y complementar el diagrama de restricciones con una curva de restricción.

(25)

Remplazando los valores anteriormente vistos y hallados se tiene:

Donde

Finalmente tabulando se obtienes los siguientes puntos.

116

Tabla 21. Valores de W/S y T/W durante la fase del despegue

W/S (N/m2) T/W max

50 0,0106

100 0,0211

150 0,0317

200 0,0422

250 0,0528

300 0,0633

350 0,0739

400 0,0845

450 0,0950

500 0,1056

550 0,1161

600 0,1267

650 0,1372

700 0,1478

750 0,1584

800 0,1689

850 0,1795

900 0,1900

950 0,2006

1000 0,2111 Fuente: Autores Una vez encontrados todos los puntos de las curvas que conforman el diagrama de restricciones, es posible graficar y posteriormente encontrar el punto de diseño adecuado.

117

Grafica 12. Diagrama de Restricciones

Fuente: Autores Finalmente se ha establecido como punto de diseño un valor de carga alar de 770N/m2 y un T/W de 0,41, siendo este un punto que se encuentra dentro del rango y la tendencia inicial. Se busca además maximizar el desempeño y eficiencia de la aeronave. De acuerdo a este punto, el valor del área como punto de partida tomando el valor inicial del peso, seria:

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

0,45

0,5

0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000

T/W

(N

/N)

W/S (N/m2)

Distancia Despegue

n. Max

R/C. Max

Distancia Aterrizaje

V. STALL

118

Una vez encontrado el valor de la carga alar como punto de diseño, es posible definir los siguientes valores de acuerdo a la selección del punto en el diagrama de restricciones. Tabla 22. Conclusión. Diagrama de Restricciones

Parámetro Valor Unidad

W/S 780 N/m2

T/W 0,41

W 1800 Lb

S 10,4030 m2

T 738 N Fuente: Autores 4.3.2.4 Estimacion del Drag Parasito e Inducido Generalmente esta componente de resistencia se conoce como la resistencia que existe al mover un objeto atravez de un fluido, en este caso un fluido gaseoso; existen algunos metodos que permiten encontrar el valor de esta componente, pero el que fue empleado en este estudio, hace referencia a la obtencion de la porcion de la resistencia generada por la friccion existente entre el rozamiento de la piel de la superficie y el flujo de aire mas una pequeña porcion de la resistencia generada por la separacion de la capa limite con la superficie debido a la presión; este metodo es conocido tambien como Component Buildup Method23. Vectorialmente la siguiente figura enseña como y donde esta dirigida la resistencia parasita sobre una aeronave en vuelo (Vector color azul).

23 Aircraft Design. Daniel Raymer. Pag 281

119

Figura 31. Componente Vectorial del Drag Parasito

Fuente: http://selair.selkirk.ca Basicamente es un metodo que estima el Drag Parasito en flujo subsonico de cada componente de la aeronave canculando algunos coeficientes con el “Flat-Plate skin friction drag coefficiente(Cf)” y el “Form Factor (FF)” que estima la resistencia debida a la separacion viscosa del flujo. Luego de esto es necesario conocer el valor del factor (Q) el cual es un valor que estima el efecto de interferencias en la componente del Drag. Finalmente la componente total del Drag se determina como el producto del area mojada, de Cf, FF y Q de cada componente principal de la aeronave. A continuacion se enseña la expresion matematica que indica de que manera encontrar el valor total del drag parasito de la aeronave.

24 (26)

Cabe recordar que la expresion hace referencia a las configuraciones especiales de la aeronave, generadoras tambien de drag parasito como lo son implementacion de Flaps y tren de aterrizaje fijo entre otros, por otra parte la expresion hace referencia la contribucion de resistencia generada por fugas y protuberancias.

24 El símbolo * indica la sumatoria de todos los componentes principales que generan Drag Parasito

http://selair.selkirk.ca/

120

De acuerdo a lo anterior a continuacion se enseñan los resultados hallados para cada componente principal que conforma la estructura principal de la aeronave. Las componentes de resistencia del tren de aterrizaje25 y el Canopy26 se hallaron de manera diferente a la expuesta por el metodo enseñado anteriormente, sin embargo es necesario sumar al resultado total de esas magnitudes. Tabla 23. Drag Parasito Total De La Estructura

DRAG PARASITO TOTAL DE LA ESTRUCTURA

Variable Fuselaje Ala Empenage Tren de Aterrizaje Canopy

Reynolds. R 36134967,1 8470107,69 4462390,95 - -

Rcut off 1044269087 232051159 118171132 - -

Turbulent Cf 0,00234949 0,00294105 0,00326923 - -

FF 1,49807291 1,36918321 1,33766462 - -

Cdo. Tail + 10% for gaps - - 0,00207584 - -

D/g. Tire - - - 0,1339 -

D/g. Strut - - - 0,0335 -

Cdo 0,0048475 0,00690363 0,00228342 0,00179397 0,0080375

TOTAL Cdo 0,02386603 + 5 % Fugas y Protuberancias = 0,02505933 Fuente: Autores Como se logra observar en la expresion anterior, es necesario encontrar los otros parametros que permiten conocer cual seria la resistencia total parasita mas la resistencia debida a la planta motriz. Estos ultimos hacen referencia a la sumatoria de las expresion anteriormente explicadas como y .

25 Aircraft Desig. Daniel Raymer. Tabla 12.4 26 Aircraft Desig. Daniel Raymer. Pag 287

121

Tabla 24. Drag Parasito Motor.

DRAG PARASITO TOTAL MOTOR

Variable Cooling Miscellaneus

D/g cooling 0,10044737 0,044

Cdo. 0,00089705 0,000392944

Total 0,001289995 Fuente: Autores Finalmente se logra sumar el drag parasito total de la aeronava, gracias a los datos anteriormente enseñados, en donde se obtiene un valor total de

Para lograr una mejor visualizacion de los valores anteriores, se ha implementado un diagrama de torta, en el cual facilmente se observa la contribucion del drag parasito por parte de cada componente principal expresado en porcentajes. Como se trata de una aeronave acrobatica, es necesario recordar que el anterior analisis hace referencia a la aeronave en crucero, ya que este tipo de configuracion constantemente cambia de posicion, por lo tanto varia la contribucion del drag sobre la aeronave.

Grafica 13. Drag Parasito. Total de la Aeronave


18%

26%

9% 7%

30%

5%

5%

Drag Parasito Total

Fuselage

Ala

Empenage

Tren de Aterrizaje

Canopy

Fugas y Protuberancias

Motor

122

Finalmente queda por encontrar el valor de la resistencia inducida generada por la aeronave, este es un valor tambien conocido como la resistencia debida a la sustentacion, donde a moderados angulos de ataque el valor de esta componente de drag es proporcional al factor conocido como K o el Drag due to lift factor. La siguiente figura muestra tambien como se presenta esta componente de resistencia vectorialmente, tomando como base la Figura 32.

Figura 32. Componente Vectorial del Drag Parasito

Fuente: http://selair.selkirk.ca

De la misma manera que se explicaba anteriormente, aca tambien existen algunos metodos que permiten la obtencion de este valor. En esta ocacion se empleara el metodo llamado como Oswald Span Efficiency el cual es el mas clasico basado en el factor e, eficiencia de Oswald; el segundo metodo no sera tenido en cuenta ya que esta estructurado para diseños con altas velocidad, este se conoce como Leading-Edge-Suction. El metodo a usar tiene como base la siguiente expresion, la cual esta en terminos de la eficiencia de Oswald y la relacion de aspecto.

(27)

Donde se tiene tambien

(28)

Como el valor de e es un valor aun desconocido, es necesario acudir a la expresion diseñada para conocer este valor27.

27 Aircraft Design. Daniel Raymer. Straight – Wing Aircraft equation. Pag 299

http://selair.selkirk.ca/

123

(29)

Ya es posible conocer la variacion del coeficiente inducido de acuerdo a . Grafica 14. Coeficiente de Drag Inducido VS Angulo de Ataque.

Fuente: Autores – Microsoft Excel Ahora que se cuentan con los valores correspondientes de coeficientes de drag parasito e inducido, es posible realizar la grafica general de la resistencia vs la variacion de la velocidad de la aeronave. La resistencia parasita de la aeronave se obtiene asi:

(30)

Donde se conoce ya el rango de velocidad de vuelo de la aeronave (0 – 120 m/s) asi como el valor total del coeficiente de drag parasito.

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

-10 0 10 20 30 Co

efic

ien

te d

e D

rag

Ind

uci

do

Angulo de Ataque °

Cdi vs α

124

Asi como es posible hallar la magnitud de la resistencia parasita con cada variacion en la velocidad, es posible hacerlo con la resistencia inducida por medio de la siguiente expresión.

(31)

Finalmente, se ha realizado la grafica general de la resistencia al avance sobre la aeronave, en donde se encuentran las curvas relacionadas a la resistencia parasita, inducida y total, delimitadas por las velocidades de perdida y maxima; claramente se aprecia en que momentos la resistencia al avance tiende a aumentar o mantenerse. Se ha señalado el punto donde el valor de la resistencia total es el mas pequeño durante todo el vuelo. Grafica 15. Drag Total VS Velocidad


0

500

1000

1500

2000

2500

0 50 100 150

Dra

g (N

)

Velocidad (m/s)

Drag Total vs Velocidad

Drag Parasito

Drag Inducido

Drag Total

Velocidad de Perdida Velocidad Maxima

Minimo

125

4.3.3 Configuración del Ala 4.3.3.1 Geometría y Estructura Generalmente el Wing Taper Ratio el cual se conoce es la relación que existe entre la longitud de la cuerda del tip o punta del ala, con respecto a la longitud del root o raíz del mismo plano, esta normalmente determinada por las siguientes consideraciones.

La distribución de la cuerda debe ser acorde con la distribución de la sustentación en crucero. Dependiendo de la situación, no es bueno seleccionar coeficientes de sustentación altos, ya que estos pueden conducir al fenómeno conocido como Buffeting28 la cual es una inestabilidad de alta frecuencia (producida por la separación del flujo laminar de aire sobre la superficie o por las oscilaciones de las ondas de choque de un objeto contra otro. (Figura 33) o sencillamente un aumento en el arrastre generado por la separación del flujo.

Figura 33. Vórtices generados por el Buffeting sobre los planos

Fuente: http://www.onera.fr/photos-en/simulations/aerodynamics-simulation-buffetting-cat3d.php

La distribución de la cuerda puede producir un aumento de carga adicional el cual estaría ligado directamente con un alto coeficiente de sustentación y por lo tanto mejores condiciones para evitar una entrada en perdida.

28 Buffeting: Vibración en las puntas de ala debido al flujo de aire en diferente condiciones de vuelo

http://www.onera.fr/photos-en/simulations/aerodynamics-simulation-buffetting-cat3d.php

http://www.onera.fr/photos-en/simulations/aerodynamics-simulation-buffetting-cat3d.php

126

Los bajos Taper Ratio conducen a que las alas sean más livianas, con pesos menores, que las de alto Taper Ratio.

Los bajos Taper Ratio conducen también a aumentar la capacidad de cantidad de combustible total. (Aunque en las aeronaves acrobáticas existen tanques de combustibles en los planos, para la competencia no son llenados).

La longitud de la cuerda de los Tips de las alas no debe ser muy pequeño, debido a que el efecto de un Número de Reynolds tan pequeño afectaría directamente con la contribución del coeficiente de sustentación en esta sección.

Altas longitudes a lo largo de la cuerda del ala, conllevan a una mejor y más sencilla acomodación del tren de aterrizaje.

En general de lo anterior se puede concluir como criterios de diseño, establecer un bajo Taper Ratio con el fin de disminuir el peso total de la aeronave, (para las aeronaves acrobáticas es ideal una aeronave ligera, pero hay que recordar que este tipo de configuraciones no llevan consigo carga paga, la cual en una aeronave de transporte es la mayor prioridad y normalmente en los diseños se busca disminuir en los posible el peso vacio de la aeronave con el fin de aumentar la capacidad de la carga paga.). Las excesivas o súbitas variaciones de Cl a lo largo de la aeronave, conllevan a que esta se encuentre con mayor facilidad en condiciones de Stall que lo deseado en una aeronave estable en vuelos rectos y a nivel.

Anteriormente se pudo observar que la configuración preferida para las aeronaves es trapezoidal; pero sería bueno conocer las desventajas que presenta esta configuración respecto a las demás configuraciones.

127

Figura 34. Ala trapezoidal

Fuente: http://www.nextgenhardsurface.com/showthread.php?922-nDo-2. Modifica por Autores Uno de los mayores inconvenientes presentados en las aeronaves con alas taperadas, según los diseñadores de aeronaves que no manejan un perfil de misión de maniobras, es que siempre se va a concentrar un Cl mayor cerca a las puntas del plano, en donde existe la posibilidad de presentar una condición de Stall durante el vuelo (como se menciono anteriormente); cuando esta situación se presenta, y un Wing tip entra en perdida antes que el resto del ala, la perdida de la fuerza de sustentación va a generar un repentino e inesperado rollo de la aeronave, que conllevaría a una perdida en la condición segura del vuelo, siendo aun más peligrosa si llegase a ocurrir cerca a tierra. Ahora si se analiza la misma situación de entrada en perdida en un ala que no sea taperada, se va a encontrar que va a entrar primero en el centro del ala que en el resto, lo cual no va a generar un cambio abrupto en el control de los rollos. Para una condición de vuelo acrobática no resulta ser un inconveniente lo anteriormente explicado por parte de las alas taperadas, ya que en el perfil de actuación de un acrobático no se desea una aeronave que se desempeñe perfectamente en vuelos rectos y nivelados, y no sea maniobrable para realizar rollos o maniobras repentinas en cortos periodos de tiempo (lo cual también incluye entradas en perdida controlables). Otra importante diferencia presentada por parte de aeronaves con alas muy taperadas, se presenta por la corta longitud en la cuerda de las puntas del ala Wing tips, la configuración de la misma va a generar sobre estos un bajo Numero de Reynolds lo cual agrava la condición de rápida entrada en perdida por parte de

http://www.nextgenhardsurface.com/showthread.php?922-nDo-2

128

los Wing tips al disminuir el máximo Cl. Para una aeronave que se estuviera diseñando para un vuelo recto y nivelado controlable, sería desastroso que contase con esta situación, hoy día se podría corregir con la implementación del llamado Washout, la cual es una configuración en el diseño del ala que implementa un suave entorchamiento ó Twist a lo largo del plano, reduciendo el ángulo de incidencia de la raíz a la punta del plano; este Washout implicaría una reducción deliberada en la sustentación a los largo del plano. Figura 35. Configuración típica de un plano trapezoidal con Washout

Fuente: Autores Como anteriormente se comentaba a grandes rasgos, la estructura de los planos de la aeronave generalmente está construida en materiales compuestos, gracias a los grandes beneficios en cuanto a peso y resistencia total de la aeronave. Normalmente se implementan vigas principales cuadradas tipo sándwich, ya que las características en su geometría son totalmente favorables en la recepción de altos esfuerzos durante la ejecución de maniobras (especialmente de los esfuerzos cortantes en la raíz del plano). Al contar con dos Webs y Caps.29, la distribución de los esfuerzos es uniforme y proporcional a lo largo de la forma de la misma; están construidos normalmente en fibra de carbono lo cual además de brindar una alta resistencia, normalmente son capas muy delgadas que brindan seguridad a bajo peso en la integridad de la estructura. Su construcción no implica mayores inconvenientes y generalmente este tipo de configuraciones cuenta con un núcleo internamente; normalmente en las aeronaves acrobáticas se emplean núcleos en PVC Foam el cual es una material que presenta una buena

29 Los Webs hacen referencia al alma de la viga, mientras los Caps a los elementos que van en los extremos

del alma (superior e inferior).

129

combinación de resistencia, tolerancia al daño y conformabilidad; debido a su estructura molecular tan pequeña se reducen los requisitos de adhesión. Es una espuma estructural que se caracteriza por su alta resistencia en la sección transversal.

Figura 36. Sección transversal de la viga

Fuente: Autores La piel de las alas, normalmente se conforma por una combinación tipo sándwich de láminas de fibra de carbono y Honeycomb. Finalmente para evitar el pandeo de la piel a lo largo del plano, se emplean costillas en Plywood. Todas las superficies fabricadas en materiales compuestos cuentan con recubrimientos que evitan las consecuencias de la humedad y los rayos UV.30 4.3.3.2 Ubicación La ubicación de los planos en el fuselaje es establecida normalmente de acuerdo a condiciones de estabilidad y control; aunque existen otra serie de factores desicivos en una ubicación alta o baja del plano de la aeronave, como las condiciones fisicas de pistas de aterrizaje, conveniencia de ubicación y union del tren de aterrizaje, o sencillamente por condiciones de seguridad en caso de accidentes; se obviaran estas ultimas de acuerdo al proposito de vuelo de la aeronave y las condiciones en que se realizan.

30 Unsaturated polyester gel-coat + Acrylic filler + Acrylic Paint

130

Fue claro apreciar en las imágenes de las aeronaves analizadas como guia base, la ubicación de los planos con respecto al fuselaje, en donde solamente los planos bajos y medios definian la configuracion de las aeronaves; y en cierto modo resulta obvio la razon por la cual son prefereidas estas configuraciones que por ejemplo los planos altos, ya que estas brindan caracterizticas de mayor estabilidad respecto a las medias y especialmente bajas. Figura 37. Ubicación del Plano . Media – Baja

Fuente: http://matthallracing.com/aircraft Modificada por Autores Normalmente para las aeronaves acrobaticas, se prefiere la configuracion de ala media, ya que brinda superiores caracteristicas en cuanto manibrabilidad; estructuralmente esta configuracion presenta mayores problemas, ya que el momento de flexion producido por la fuerza de sustentacion en el ala debe transmitirse y ser soportado a travez del fuselaje por medio del llamado “Wing carrythrough box” el cual es la estructura que mantiene juntos ambos planos al fuselaje, o por una serie de marcos o “Frammes” construidos en el interior del fuselaje, lo cual resultaria ser una estructura algo mas compleja en diseño y contruccion que las convencionales. Este tipo de configuraciones no resultaria ser provechosa en configuraciones de aeronaves de transporte civil o de carga, ya que se estaria invadiendo espacio de gran importancia para la carga paga. La localizacion de los planos a lo largo del fuselaje resulta ser tambien de gran importancia, siendo un parametro que se encuentra totalmente ligado con el analisis de pesos y estimaciones del centro de gravedad. En las etapas tempranas de diseño de una aeronave, normalmente se recomienda ubicar las alas en el centro de una seccion geometricamente constante, y especialmente en las aeronaves que cuentan con un motor ubicado en la nariz de la aeronave (como los

http://matthallracing.com/aircraft

131

acrobaticos), se recomienda realizar su ubicación al 60% de la longitud del fuselaje (la cual normalmente suele ser una seccion geometricamente constante). Aunque la recomendación anteriormente mencionada resulta ser adecuada para ubicar los plano a lo largo del fuselaje, se prefiere encontrar el centro de gravedad de unicamente el fuselaje y ubicar la “Cuerda Aerea Aerodinamica (MAC)”, de los planos algo mas adelantada de este punto, con el objetivo que cuando se ubique el empenaje este va a retrasar un poco mas el centro de gravedad, localizandolo muy cerca al centro de gravedad del fuselaje. Este proceso sera ampliado cuando se aborden los procesos de diseño final y centros de gravedad de la aeronave. De acuerdo al anterior analisis se ha establecido que la configuracion de los planos de la aeronave a diseñar, sera ala media, ya que es una configuracion que como anteriormente se observaba se ajusta perfectamente a los requisitos establecidos para la aeronave. 4.3.3.3 Twist Anteriormente se hacia referencia al llamado Wash Out el cual se logra obsevar al tener el perfil del Wing Tip en angulo negativo, con relacion al angulo en el que se encuentra el perfil de la raiz del plano. Esta configuracion es determinada cuando se desean mejorar las condiciones de entrada en perdida del plano (especialmente la raiz), las aeronaves acrobaticas, como ya se ha explicado anteriormente, estan diseñadas para ser inherentemente inestables para permitir asi una mayor maniobrabilidad en sus acrobacias, por lo tanto cualquier medio que logre establecer cierta estabilidad a lo largo de la aeronave, no es empleado y resulta extraño encontrar una configuracion que no lo cumpla, ya que en los diseños acrobaticos se busca siempre disminuir la inercia propia del plano. Figura 38. Angulo de Twist

Fuente: Autores

132

Generalmente las aeronaves normalmente cuentan con un angulo de Twist que varia de 0° a 5° y en el desarrollo de un diseño conceptual los autores (Daniel P Raymer) recomiendan emplear un angulo de Twist base de 3°, pero es este caso se obviara tal recomiendaciones ya que por lo explicado anteriormente se busca un diseño de una aeronave con alta capacidad de competitividad y maniobrabilidad, por lo tanto se establece que no va a existir ningun tipo de entorchamiento a lo largo del plano. 4.3.3.4 Angulo de Diedro El ángulo de diedro es un parámetro de gran importancia para lograr un perfeccionamiento en el rendimiento de una aeronave. Es de gran ayuda para obtener una mayor integridad en el control de giro del timón de dirección, lo anterior indica entonces que la aeronave va a estar optimizada en sus diferentes ejes de movimientos y que el ángulo diedro va a ser necesario en una aeronave dependiendo siempre de la estabilidad de guiñada (direccional). Generalmente las aeronaves con ala baja, necesitan de un diedro positivo (Las puntas de se van a encontrar con cierto grado de elevación con respecto a la raíz), los modelos con alas altas, van a llevar incorporado un diedro negativo, el cual tiene una configuración inversa a la anteriormente explicada y finalmente una configuración de ala media generalmente no llevaría ningún tipo de diedro. Ahora bien si se analiza la disposición del ángulo diedro en configuraciones acrobáticas, se encuentra que por ejemplo en una aeronave como el F3A (Figura 39), diseñada para volar trayectorias rectas, rollos, y vuelos tipo chuchilla, cuenta con una configuración de ala baja la cual incorpora un diedro muy suave con el fin de alcanzar un control más claro y limpio en el Rudder, mientras al mismo tiempo va a mantener cierta estabilidad. Figura 39. Modelo F3A

Fuente: http://www.mikejamesmedia.com/3d_catalog_info_j48.html

http://www.mikejamesmedia.com/3d_catalog_info_j48.html

133

Ahora si se analiza en una aeronave acrobática con una configuración de ala alta, la cual propiamente no caracteriza a las aeronaves tipo competencia de la Red Bull Air Race, pero si hace interesante analizar cómo afecta la incorporación de un diedro negativo sobre un plano que está montado sobre el Datum Line o línea de referencia de la aeronave; si en pleno vuelo es aplicado el Rudder, el movimiento de guiñada va a ser inducido, pero también se va a reflejar un movimiento de Pitch y Roll en la dirección del Rudder. Para eliminar esta tendencia mecánica de movimiento, aeronaves como el Wot4, necesitan un diedro negativo para controlar la tendencia de rollos en la aeronave, perdiendo entonces la cualidad de una aeronave típica de competencia, convirtiéndose entonces en un típico diseño. En aeronaves como el Extra 300, generalmente se cuenta con una configuración de ala media y con un mínimo o nulo ángulo de diedro, ya que están inicialmente diseñados para tener un control total de maniobrabilidad y cierta inestabilidad desde el principio para lograr tal condición de vuelo. Finalmente es posible concluir que de acuerdo al objetivo de diseño de la aeronave acrobática, se busca que cualquier tipo de configuración establecida sea con el fin de lograr obtener un aeronave con alto grado de maniobrabilidad en las diferentes etapas de maniobras realizadas, por lo tanto se establece que el plano de la aeronave no lleve ningún tipo de ángulo de diedro, ya que su implementación disminuiría la velocidad en la ejecución de dichas maniobras o no permitiría una plena ejecución en ellas (en vuelos invertidos, un ángulo de diedro no resultaría ser nada conveniente). 4.3.3.5 Dimensionamiento Una vez definidos los anteriores conceptos y valores, como la configuración geométrica del plano, y perfiles aerodinámicos seleccionados, se procede a buscar los valores iniciales de la configuración de las alas, tales como la longitud de la cuerda, la envergadura y demás datos que establecen la forma inicial del ala. Previamente se hallaron los valores de carga alar a lo largo de las diferentes etapas de vuelo, al extraer el valor mayor de esta es posible conocer el área alar, ya que también se había establecido gracias a las estimaciones de peso el peso inicial máximo de despegue. Se tomara el valor fijado por el diagrama de restricciones el cual hace referencia a:

Donde el W, hace referencia al peso máximo de despegue establecido como 1800lb ó 8114,4N, así que:

134

Es de gran importancia obtener el área total del plano, ya que con este valor es posible hallar los valores de la envergadura, la cuerda de la raíz, de la cuerda de la punta de ala, la cuerda media, y la distancia de la raíz a la cuerda media.

(32)

Donde anteriormente se estableció una relación de aspecto de 5,7, es posible concluir que:

Resulta ahora importante conocer el valor de la longitud de las cuerdas del plano, para inicia se halla la cuerda de la raíz así:

(33)

El anterior valores, resulta útil para conocer ahora el valor de la longitud de la cuerda de la punta de ala, conocido también como Wing Tip.

(34)

El valor de la cuerda en la raíz, también es de gran utilidad para conocer el valor final de la cuerda media de la siguiente manera:

(35)

135

Para lograr construir la configuración inicial del plano, es necesario hallar el valor de la distancia de la raíz a la cuerda media.

(36)

Finalmente se ha realizado el modelo del ala sujeto a cambios en CAD, el cual describe la configuración y apariencia básica del componente. (Figura 40 y Figura 41)

136

Figura 40. Modelo de Ala en CAD. Vista Plata y Lateral

Fuente: Autores - Solid Edge ST2.

137

Figura 41. Modelo de Ala en CAD. 3D

Fuente: Autores - Solid Edge ST2. 4.3.4 Configuración del Fuselaje 4.3.4.1 Geometría y Estructura Si se da un vistazo a la mayoría de los fuselajes de las aeronaves diseñadas para acrobacia aérea, se encontrara que en su mayoría corresponden a fuselajes medianamente altos con una pronunciada estrechez en la parte posterior y con una característica típica de forma de “pescado” visto lateralmente. El área alargada en la parte lateral de este tipo de fuselajes, proporciona y permite a la aeronave volar maniobras tipo cuchillo y realizar rollos y demás maniobras de manera mucho más eficientes que otro tipo de configuraciones (la cual tiene que proporcionar algo de fuerza de sustentación al momento de realizar estas maniobras). Al tratarse de una aeronave acrobática es necesario tener en cuenta la forma y configuración del lateral del fuselaje, como anteriormente se explicaba en una aeronave que debido a su condición de vuelo, la elección de la configuración es determinante en el desempeño de vuelo. La ubicación y localización del centro de gravedad en el fuselaje es de gran importancia en una aeronave acrobática, idealmente este punto debería

138

encontrarse entre el 25% y 40% de la longitud total del fuselaje, siendo este un rango extraído de análisis previos de aeronaves con configuraciones similares. La anchura y espesor de la parte posterior debe ser correctamente seleccionado, ya que si bien es cierto es muy reducido y angosto, debe contar con una estructura y materiales de construcción que brinden una alta resistencia allí en el cono de la cola, debido a los altos momentos generados por los cambio de posición de las superficies de control durante la ejecución de rápidas maniobras.

La siguiente figura permite una visualización más precisa de la forma general y estructural que tienen los fuselajes de las aeronaves acrobáticas, en la cual es posible observar la distribución general de los componentes principales a lo largo del fuselaje. Son estructuras normalmente construidas en tubos de acero y con cubiertas superficiales en materiales compuestos (laminas de Honeycomb, fibras de carbono y láminas en aluminio). Es importante recordar la importancia del Canopy y cabina a lo largo del fuselaje, los cuales especialmente la cabina será aborda prontamente con mayor detalle. Figura 42. Configuración típica del Fuselaje.

Fuente: Maintenance Manual. Extra 330 SC

139


Las dimensiones iniciales del fuselaje se han establecido de acuerdo a una serie de constantes extraídas de datos estadísticos (a,b)31, los cuales son valores que permiten extraer datos aproximados de la longitud inicial del fuselaje:

(37)

Es posible conocer también la distancia en la cual se ubicaría el empenaje a lo largo del fuselaje, por medio de la siguiente expresión (38)

(38)

4.3.4.3 Configuración de Cabina Un factor de gran relevancia en el diseño de una aeronave es la adecuación en el interior de la cabina de mando, en donde se va a tener siempre en cuenta la mayor comodidad posible en la postura del tripulante mientras ejecuta sus maniobras, al mismo tiempo que se logre aprovechar al máximo el espacio disponible para la implementación de los instrumentos, controles de vuelo, y equipos suplementarios como de emergencia. Para ello se deben de seguir algunas recomendaciones como también algunas regulaciones en donde se especifican las formas, distancias, ángulos de visión, y composición básica de la cabina para que el piloto pueda pilotear su aeronave de

31

Los valores de a y b son datos extraídos de la Tabla 6.3 del Aircraft Design, y hacen parte de la

clasificación de Homebuilt construidos en materiales compuestos.

140

forma efectiva. En este caso se utilizara como guía las estipulaciones especificadas en el libro de diseño de aeronaves Aircraft Design - Daniel Raymer. En primer lugar se deben establecer las medidas básicas del tripulante, en donde se toma como punto de referencia el tamaño o estatura de un persona (hombre promedio), que normalmente tendría una altura de 1.85m, y un peso promedio de 100 kg. Un vez encontradas y establecidas estas medidas, se procede a desarrollar un modelo o prototipo en 3D, mediante una herramienta de CAD (Solid Edge ST), el cual será una herramienta de vital importancia a lo largo del desarrollo inicial del dimensionamiento de la cabina, lo cual también facilita la ubicación de la posición en la cual el tripulante va a estar acomodado. A continuación se demuestra en la figura el modelo del tripulante creado en 3D. Figura 43. Modelo articulado en 3D del Tripulante

Fuente: Autores – Solid Edge ST2

141

Inicialmente se tomaron las medidas de las proporciones típicas en un hombre

promedio (Figura 44), con las cuales fue posible desarrollar un prototipo articulado

que permitía dar movimiento y posición al modelo, la cual es una característica

importante para el diseño de cabina.

Figura 44. Proporciones y medidas típica de un hombre promedio

Fuente: Autores

142

Finalmente se desarrollo cada pieza individual, tales como brazos, piernas,

cadera, cabeza y pecho entre otras, tal como indica la figura a continuación para

luego proceder a ensamblar en conjunto y obtener el modelo final. En los anexos se encuentran los planos de cada una de las piezas que conforman el modelo del tripulante. Figura 45. Piezas y partes del modelo del tripulante


La dimensión de la cabina, para un solo tripulante, en una aeronave acrobática depende de varios factores importantes que se deben de tener en cuenta, por ejemplo el principal factor que necesita el piloto es su ergonomía en todas las diferentes funciones que puede desarrollar durante un vuelo, como también se

143

tiene en cuenta al tiempo, la seguridad que prima sobre cualquier condición en el diseño interior de la cabina. Como se muestra a continuación en la Figura 46, existen múltiples requerimientos para la adaptación y configuración de la cabina. Para ello primero que todo hay que tomar como primer punto de referencia un punto central que representara los ojos del Piloto, para así empezar a realizar el cálculo del ángulo respecto al panel de instrumentos y ángulo de visión delantera y a los costados. El segundo punto de referencia que se debe tomar en cuenta, es el punto central de la silla, el cual está ubicado en la esquina que limita el espaldar con el asiento, de esta forma se puede realizar una línea horizontal y tomar el ángulo correspondiente respecto al espaldar, como también una línea vertical para la medición de distancias respecto al panel de instrumentos, pedales, etc. Conociendo ya los puntos de referencia para el diseño de la cabina, se puede obtener los valores numéricos que representaran cada uno de los dos puntos de referencia. Para comenzar se tomara el primer punto de referencia, representado por el ojo del piloto, en donde se puede observar en la Figura 46, que el ángulo de visión frontal con la intercepción del panel de instrumento debe de ser de 11° a 15° de visión por encima del mismo panel con respecto al eje horizontal de la vista del piloto, lo cual restringe la adecuación de este panel y así evitar complicaciones durante las diferentes fases de vuelo, principalmente la aproximación al aterrizaje. Por otra parte el ángulo de visión que se debe de tener a los costados del piloto es mayor por la misma configuración de una sola silla del avión y fuselaje delgado. Este ángulo de visión tiene que estar entre los 35° a 40° de visión hacia los costados con respecto al eje horizontal y mirando hacia abajo. Una vez logrados estos ángulos es posible determinar la distancia que debe existir entre el punto de referencia del ojo del piloto a el panel de instrumentos, teniendo en cuenta que el piloto esta recostado a un ángulo de 13° correspondiente a la inclinación del espaldar de la silla. Esta distancia es de aproximadamente 17´´ pulgadas al borde inferior del panel. Así mismo se puede obtener un valor aproximado con el punto de referencia del ojo, para medir así la distancia con respecto al espaldar o el apoyo de la cabeza, el cual es de aproximadamente 13´´ pulgadas y también la distancia del punto de referencia del ojo al punto de referencia de la silla el cual es de 32´´ pulgadas.

144

Figura 46. Configuración Cabina.

Fuente. Aircraft Design - Daniel Raymer Logrados todos los conceptos básicos para el dimensionamiento de la cabina de este tipo de aeronaves, se procede con ayuda del modelo realizado en CAD, (Figura 47), a realizar el dimensionamiento preliminar de la cabina de la aeronave acrobática en desarrollo, teniendo en cuenta las mediciones y ángulos establecidos para implementar una excelente ergonomía para el piloto como también para buena implementación de instrumentos o equipos a bordo de la aeronave más específicamente en la cabina. A continuación se demuestra el dimensionamiento obtenido de la cabina para la aeronave acrobática, desarrollado con las medidas básicas de un hombre promedio de 1,80 mts de alto, utilizados en el Modelo desarrollado en CAD (Figura 47).

145

Figura 47. Dimensionamiento Cabina Aeronave Acrobática. Vista Lateral.


Figura 48. Dimensionamiento Cabina Aeronave Acrobática. Vista Frontal.


146

Como se puede observar en la Figura 47 y en la Figura 48, se debe de implementar una silla especial de forma curva que entregue primero que todo buena ergonomía y apoyo al piloto como también una adaptación al sistema primario de seguridad del piloto el cual es el (PARACAIDAS). Por lo tanto el Piloto siempre llevara en su espalda el paracaídas de seguridad el cual ocupara un espacio dentro del asiento. Por otra parte se puede observar que inicialmente el piloto tendrá un ángulo de visión frontal de 11° y un ángulo lateral de visión 26°, por lo cual se ha desarrollado una configuración inicial del Canopy de la cabina, para así en un futuro desarrollo ingenieril posterior al conceptual, implementar un estudio de óptica del mismo. 4.3.4.3.1 Panel de Instrumentos Generalmente el panel de instrumentos en una aeronave acrobática, lo compone de una lámina de aluminio en la cual se encuentran estratégicamente localizados y ubicados los diferentes instrumentos de navegación y comunicación principales para el desempeño de maniobras en vuelo. La mayoría de las aeronaves cuentan con instrumentos análogos, aunque en los últimos años se ha optado por modificar y montar instrumentos y equipos digitales con pantallas LCD. Se realizo un análisis de los equipos que las aeronaves estudiadas como antecedente llevaban, y se encontró que los mínimos equipos que tienen que ir a bordo de las aeronaves acrobáticas son los siguientes: Tabla 25. Equipo mínimo de Aviónica abordo

Equipo de Avionica (Minimo)

Indicador de Velocidad (0-240 Kts)

Altimetro

Brujula Magnetica

Tarjeta de correcciones. Brujula Magnetica

Indicador de RPM

XPDR

Indicador de presion de aceite

147

Indicador de temperatura de aceite

Indicador de Presión

Indicador de Flujo de Combustible

Indicador de temperatura de gases de escape

Indicador de temperatura en las cabezas de cilindro

Amperimetro

Indicador Cantidad de combustible

Switches, Circuit Breakers y luces

Indicador y switch de la posicion del Trim

Indicador de Aceleración (Medidor "g")

Fuente: Autores Finalmente se investigaron y encontraron los equipos abordo más favorable bajo características de vanguardismo y desempeño, así como características físicas que permitían una instalación sencilla en el panel principal de instrumentos, se ha combinado tecnología digital y análoga, siendo la ultima protagonista de los instrumentos de redundancia, y los digitales los sistemas primarios de navegación y comunicación. A continuación se encuentran las tablas correspondientes a los instrumentos seleccionados, en las cuales es posible observar las características y especificaciones principales, aunque en los equipos análogos se encuentra una variedad de opciones a ser instaladas.

148

Tabla 26. Equipo Aviónica Digital

EQUIPO DE AVIONICA DIGITAL

Imagen Equipo Modelo Variación Ancho (in)

Alto (in)

Profundidad (in) Peso (lb)

No 1 PFD (Primary Flight Display) ASPEN AVIONICS EFD 1000 3,5 7 4,15 2,9

No 2 MFD (Multi-Function Flight Display) ASPEN AVIONICS EFD 1000 MFD 3,5 7 4,15 2,9

No 3 GNS (GPS/Nav/Comm ) GARMIN GNS 430W 6,25 2,65 11 6,6

No 4 XPDR (Transponder) GARMIN GTX 328 6,25 1,63 11,25 4,2

No 5 Engine Monitor Electronics International MVP-50P Monitor 1,9 5,55 5,15 2,4

No 6 Stereo Crew Intercom NAT Intercom Systems NAT AA-83 0,7 2,6 1,3 5,6

Fuente: Autores

149

Tabla 27. Equipo Aviónica Análogo. Parte 1

EQUIPO DE AVIONICA ANÁLOGO

Equipo Imagen Modelo Variación Especificaciones

Airspeed indicators (kts)

No 1 UMA TSO CERTIFIED 3-1/8" Airspeed Indicator Case: Valox 420 Plastic

Dual Scale (MPH/Knots) Weight: 0.5375 lb.

No 2 UMA TSO CERTIFIED 3-1/8" Airspeed Indicator Case: Valox 420 Plastic

Single Scale Weight: 0.5375 lb.

No 3 UMA TSO CERTIFIED 2-1/4" Airspeed Indicator Case: Valox 420 Plastic Single Speed MPH Weight: 0.5375 lb.

Altimeters (ft, inHg/hPa)

No 4 UNITED ALTIMETERS

3" United Altimeter FAA TSO 20K Standard (C10b,C2b and C4c)

20,000 or 35,000 ft.

Hg or Mb

No 5 UNITED ALTIMETERS

United Altimeter With 35,000 ft., dual barometric

Corrected Barometric Output TSO C10d certified

3 1/8” panel cutout

1/8” NPT static port

No 6 UMA TSO CERTIFIED 3-1/8 UMA Altimeter Case: Aluminum Casting

Weight: 0.6625 lb

http://www.aircraftspruce.com/catalog/inpages/1002690.php




150

Tabla 28. Equipo Aviónica Análogo. Parte 2

EQUIPO DE AVIONICA ANÁLOGO

Equipo Modelo Variación Especificaciones

Accelerometer

No 1 FALCON ACCELEROMETER G METER -5g to +10g

Size: 2-1/4"

Lighting: Without Lighting

Range: -5g to +10g

Length: 4.25" / 108mm

Weight: 0.6437 lb/ 294g

No 2 CENTURY ACCELEROMETER (G-METER) Dim: 3-1/8" X 3-1/8" X 3"

Weight: Approx 0.8lbs

Range: -5g to +12g.

Magnetic Compass

No 3 AIRPATH C2300/C2400 2.25" size.

Weight: 0.4312 lb/198g

No 4 FALCON COMPASS MCPN-2L

Size: 2-1/4"

Mount: Panel Mount, Lighted

Weight: 0.4312 lb/198g

No 5 SIRS AVIONICS PEGASUS COMPASS 140° arc

2-1/4" panel hole Weight: 0.4312 lb/198g

Fuente: Autores



151

De acuerdo a las tablas anteriores donde se evidencian los equipos e instrumentos abordo se ha realizado una distribución de los mismos en el panel frontal del piloto al mando, de acuerdo a la comodidad, ergonomía y limitaciones visuales del comandante. A continuación se encuentra la Figura 49, en la cual se logra apreciar tal distribución del panel de instrumentos Figura 49. Modelo del Panel de Instrumentos en CAD

152


Finalmente se ha realizado el modelo del fuselaje sujeto a cambios en CAD, el cual describe la configuración y apariencia básica del componente. (Figura 50– Figura 51– Figura 52).

Figura 50. Modelo del Fuselaje en CAD. Vista Lateral – Planta


153

Figura 51. Modelo del Fuselaje en CAD. Vista Frontal


Figura 52. Modelo del Fuselaje en CAD. 3D


154

Se ha ubicado el plano sobre el fuselaje con el objetivo de realizar el dimensionamiento del empenaje, de acuerdo a los coeficientes de volúmenes, así que en la siguiente figura se enseña como el posicionamiento sobre el fuselaje, más adelante se abordara el proceso detallado de la exacta ubicación. Es posible observar esta vista lateral y de planta en la Figura 53 y Figura 54 respectivamente, mientras que en la Figura 55, se encuentra la vista en 3D. Figura 53. Modelo del Fuselaje + Ala en CAD. Vista Lateral


Figura 54. Modelo del Fuselaje + Ala en CAD. Vista Planta


155

Figura 55. Modelo del Fuselaje + Ala en CAD. 3D


4.3.5 Configuración y Estructura del Empenaje El empenaje, también llamado cola o sencillamente el conjunto del estabilizador vertical y horizontal, desempeña una función de vital importancia en el desarrollo de la misión de vuelo de una aeronave acrobática en este caso, ya que permite a la aeronave el control del vuelo en actitudes de Cabeceo y Guiñada (En ocasiones el estabilizador vertical también contribuye de manera favorable en virajes muy cerrados). Haciendo precisión en la directa contribución por parte del estabilizador vertical y horizontal, se concluye que el primero es una estructura encargada de la estabilidad y control lateral de la aeronave, mientras el horizontal funciona como control de estabilidad y profundidad. Anteriormente se apreciaba la configuración típica en las aeronaves acrobáticas, donde es posible afirmar que la configuración que mas favorece al vuelo acrobático es la que maneja una forma en planta (también conocida como el contorno de la proyección sobre su plano) rectangular y trapezoidal, la cual brinda

156

mayor rigidez y permite una construcción estructural interna mucho mas sencilla que en los empenajes elípticos.

Figura 56. Configuración típica del Empenaje

Fuente: http://www.airport-data.com/aircraft/photo/350585.html Para desarrollar el diseño conceptual de estabilizadores verticales y horizontales a continuación se enseñaran los resultados y etapas concluidas en donde se conoce la configuración y dimensionamiento inicial de este. 32 Como el empenaje está conformado por superficies sustentadoras, las cuales cuentan con un perfil aerodinámico y las mismas partes que un ala, se emplea la misma filosofía de diseño empleada en el diseño de alas, aunque con unas pocas variaciones de más. A lo largo del diseño de la aeronave es importante establecer claramente algunos factores relacionados con el diseño inicial del empenaje, que afectan directamente el diseño global y futuro desempeño de la aeronave; algunos de ellos son el área total de la planta conocida también como la superficie total, la distancia comprendida entre el empenaje y el centro de gravedad de la aeronave, y el área ocupada por el timón a lo largo de la superficie total del estabilizador vertical u horizontal. Una vez determinados estos valores, el paso a seguir aunque no hace parte del diseño conceptual de una aeronave, es realizar la optimizacion del peso

32 Aircraft Design. Daniel Raymer

http://www.airport-data.com/aircraft/photo/350585.html

http://www.airport-data.com/aircraft/photo/350585L.html

157

total, buscando siempre disminuir en lo posible el peso, la resistencia aerodinámica y los costos de construcción entre otros, todo ello en pro de mejorar la eficiencia general del empenaje. Normalmente las vigas del empenaje están construidas de manera similar a los planos, son vigas tipo sándwich rectangulares, con núcleo de PVC y con sus Cap y Webs en CFP33 es un material resistente y liviano que contiene por supuesto una base de fibra de carbono; generalmente el polímero resulta ser Epoxy, aunque el uso de poliéster es común también. El uso del CRP conlleva a encontrar características ideales en este tipo de aeronaves a costos elevados, ya que son materiales de fabricación compleja. Al igual que se explicaba anteriormente, el empenaje cuenta con pieles tipo sandwich construidas con HoneyComb y CRP. Finalmente las partes construidas en material compuesto cuentan con recubrimientos que los protegen de los rayos UV y la humedad.

4.3.5.1 Dimensionamiento De la misma manera en la que se logro conocer la información de la configuración inicial del plano, se ha empleado para desarrollar la configuración del estabilizador vertical y horizontal. A continuación se muestran los resultados finalmente obtenidos bajo la misma metodología. Tabla 29. Resultados. Configuración Inicial. Estabilizador Horizontal

ESTABILIZADOR HORIZONTAL

Variable Magnitud Unidades

L.ht 3,5887 m S.ht 2,078 m^2 b.ht 2,8830 m

Croot.ht 0,9941 m Ctip.ht 0,4473 m Č.ht 0,7553 m Ẏ.ht 0,6296 m

Fuente: Autores

33 CFP: Carbon Fiber Reinforced Plastic

158

Tabla 30. Resultados. Configuración Inicial. Estabilizador Vertical

ESTABILIZADOR VERTICAL

Variable Magnitud Unidades L.vt 3,5887 m S.vt 1,6624 m^2 b.vt 1,6561 m

Croot.vt 1,3844 m Ctip.vt 0,6230 m Č.vt 1,0518 m Ẏ.vt 0,3616 m

Fuente: Autores Finalmente se ha realizado el modelo del empenaje sujeto a cambios en CAD, el cual describe la configuración y apariencia básica del componente. (Figura 57- Figura 58 Y Figura 59). Figura 57. Modelo del Empenaje en CAD. Vista Planta


159

Figura 58. Modelo del Empenaje en CAD. Vista Lateral

Fuente: Autores – Solid Edge ST2 Figura 59. Modelo del Empenaje en CAD. 3D


160

4.3.6 Selección de la Planta Motriz Seguidamente al dimensionamiento inicial de la aeronave, es importante tener un marco histórico de la planta motriz a instalar, para lograr la mejor selección de los mismos. Los modelos investigados, corresponden exclusivamente a motores con sistemas que permiten la realización de vuelos acrobáticos, y al mismo tiempo son plantas motrices autorizadas por la Red Bull Air Race. Tabla 31. Base de Datos. Plantas Motrices Autorizadas

Model Compression Ratio HP RPM Height (in) Width (in) Length (in) Dry Wt(lbs)

AEIO-320-D1B 8.50:1 160 2700 23,18 32,24 30,7 271

AEIO-320-D2B 8.50:1 160 2700 23,18 32,24 30,7 271

AEIO-320-E1A 7.00:1 150 2700 23,18 32,24 29,56 262

AEIO-320-E1B 7.00:1 150 2700 23,18 32,24 29,05 258

AEIO-320-E2B 7.00:1 150 2700 23,18 32,24 29,05 260

AEIO-360-A1A 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 29,81 298

AEIO-360-A1B 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 30,7 300

AEIO-360-A1B6 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 30,7 307

AEIO-360-A1D 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 29,81 299

AEIO-360-A1E 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 29,81 301

AEIO-360-A1E 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 29,81 308

AEIO-360-A2A 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 29,81 298

AEIO-360-A2B 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 30,7 300

AEIO-360-A2C 8.70:1 200 2700 19,35 34,25 29,3 299

AEIO-360-B1B 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 29,81 273

AEIO-360-B1D 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 29,81 271

AEIO-360-B1F 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 30,7 275

AEIO-360-B1F6 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 30,7 282

AEIO-360-B1G6 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 29,05 277

AEIO-360-B2F6 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 30,7 282

AEIO-360-B4A 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 29,56 281

AEIO-360-H1A 8.50:1 180 2700 24,84 33,37 29,05 270

AEIO-540-D4A5 8.50:1 260 2700 24,46 33,37 38,93 386

AEIO-540-D4B5 8.50:1 260 2700 24,46 33,37 39,34 386

AEIO-540-D4C5 8.50:1 260 2700 24,46 33,37 39,34 385

AEIO-540-L1B5 8.70:1 300 2700 24,46 34,25 40,24 449

AEIO-580-L1B5 8.90:1 320 2700 24,46 34,25 40,24 449

Fuente: Lycoming Engines

161

Gracias a la anterior tabla es posible seleccionar la planta motriz, pero si se analizan detenidamente datos como HP y peso neto, resulta complicado saber cuál sería la selección más adecuada; por tal motivo se ha decidido realizar una búsqueda más profunda haciendo énfasis en la cantidad de HP que llevan los motores de aeronaves acrobáticas en común. A continuación se encuentra un diagrama de dispersión en el cual el posible observar como varia la cantidad de caballos de fuerza de acuerdo al estilo de aeronave acrobática, asi mismo se ha realizado una clasificación en la cual es posible observar a grandes rasgos que tipo de aeronaves son las que cuentan con ciertos rangos de HP. Aunque según la normatividad estipulada por la Red Bull Air Race solamente se permite plantas motrices con las características expuestas anteriormente, se ha incluido clasificaciones que no alcanzan o sobrepasan las descripciones con el fin de conocer qué tipo de aeronaves acrobáticas logran ocupar estas posiciones, que han sido ganadas con los años de evolución en métodos de fabricación, empleo de nuevos materiales e implementación de nuevas tecnologías. Gracias al diagrama es posible afirmar que el rango de HP que alberga aeronaves con características similares a las que se están tomando como punto de partida en el diseño de la aeronave, se encuentran dentro de un rango de caballos de fuerza de 225-325 hp en las plantas motrices instaladas. Ahora bien obteniendo esta valiosa conclusión resulta más fácil realizar la selección de adecuada de la planta motriz de la Tabla 31. Finalmente al intentar realizar la selección de los motores con las características deseadas, se establece que los motores más adecuados a instalar son el AEIO-540-L1B5 y el AEIO-580-L1B5, los cuales logran tener exactamente el mismo peso neto, pero el AEIO-580-L1B5 tiene 20 caballos de fuerza mas, los cuales resultan ser muy provechosos en la realización de maniobras en vuelo, como en esta etapa de diseño conceptual no se estiman costos, no se tendrán en cuenta sino parámetros que estrictamente rigen el desempeño y diseño de la aeronave, como lo son el peso, la fuerza del motor y las dimensiones generales.

162

Tabla 32. HP según aeronave acrobática

No Aeronave HP No Aeronave HP

1 Acro Sport I 150 29 Pitts S-2A 200

2 Acro Sport II 180 30 Pitts S-2B 260

3 Akro Model Z 200 31 Pitts S-2C 260

4 Bücker Jungmann 160 32 Pitts S-2S 260

5 CAP 10B 180 33 Pitts S-1-11B 300

6 CAP 230 300 34 Rans S10 65

7 CAP 232 300 35 Robin Sport 160

8 Cessna 150 Aerobat 100 36 RV-4 160

9 Chipmunk 145 37 SIAI Marchetti SF260 260

10 Christen Eagle II 200 38 Slingsby Firefly 200

11 Citabria 7-Series 130 39 Steen Skybolt 250

12 Decathlon 8KCAB 150 40 Stephens Acro 180

13 Super Decathlon 8KCAB 180 41 Stolp Acroduster I 170

14 EAA Biplane 85 42 Stolp Acroduster II 200

15 Edge 540 327 43 Stolp Starduster 125

16 Extra 200 200 44 Stolp Starduster II 180

17 Extra 300S 300 45 Sukhoi SU-26 360

18 Extra 300L 300 46 Sukhoi SU-29 360

19 Fuji FA-200 Aero Subaru 160 47 Sukhoi SU-31 400

20 G-202 200 48 Super Stinker 250

21 Great Lakes 180 49 TekhnoAvia SP-95 360

22 HiperBipe 200 50 Yak 50 360

23 Lazer 200 51 Yak 52 360

24 Oldfield Baby Lakes 80 52 Yak 55 360

25 One Design 160 53 Zlin 50 300

26 Pitts S-1C 150 54 Zlin 242L 200

27 Pitts S-1S 180 55 Zlin 526L 200

28 Pitts S-1T 200

Fuente: Autores

http://aerobaticsweb.org/images/pitts_1_420x277.gif

http://aerobaticsweb.org/images/2mk-2.gif

http://aerobaticsweb.org/images/S2C_536x396.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/bucker_jungman_572x405.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/cap10b_2_640x424.gif

http://aerobaticsweb.org/images/eagle_1_266x173.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/7GCBC_606x255.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/super_d_960x722.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/N540KC_361x517.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/extra_200_flight_500x289.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/starduster_609x413.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/sp_aer_1.gif

http://aerobaticsweb.org/images/N30EX_482x331.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/piggott_374x297.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/fuji_2_631x900.gif

http://aerobaticsweb.org/images/super_st_600x476.gif


http://aerobaticsweb.org/images/lazer_1_348x241.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/yak_52_739x527.gif

http://aerobaticsweb.org/images/baby_lakes_850x569.gif

http://aerobaticsweb.org/images/yak_55_376x205.gif



http://aerobaticsweb.org/images/komar_444x215.jpg

http://aerobaticsweb.org/images/mgd2_299x263.gif

http://aerobaticsweb.org/images/pitts_s1t_594x366.jpg

163

Grafica 16. Diagrama de Dispersión de aeronaves VS hp.

Fuente: Autores

164

4.3.6.1 Potencia Requerida y Potencia Disponible

Una vez establecidos los valores dimensionales de la planta motriz a instalar, es necesario definir valores aproximados de diametros en las palas, numero de palas, y velocidades estaticas y helicoidales en la punta de las palas; este tipo de valores son de gran importancia ya que definen la eficiencia de la helice, por ejemplo la velocidad de giro en los extremos de las palas no deben de estar proximas a la velocidad del sonido, ya que producirian una gran disminucion en el rendimiento de la helice en conjunto. Se han desarrollado los calculos con una configuracion 2 y 3 palas en la helice, con el fin de establecer la configuracion mas conveniente. La expresión que determina el diametro de las palas en una configuracion de 2 palas es:

(41)

Donde gracias a el Base Line de plantaz motrices se logro establecer una potencia en el motor de 320hp.

La expresion para una configuracion de 3 palas, es muy similar, a excepcion que varia por el valor de una constante.

(42)

Una vez establecidos los diametros de las palas, es posible continuar con el calculo de la eficiencia de la helice. Para lograr encontrar que tan eficiente es la helice es necesario encontrar algunos valores como el advance ratio conocido tambien como J, el cual se expresa de la siguiente manera:

165

(43)

Donde N resulta ser el numero de revoluciones de la planta motriz seleccionada, y el valor de d es el diametro de la helice encontrada anteriormente. De acuerdo al Base line de las plantas motrices, el motor seleccionado tiene 2700rpm los cuales corresponden a 45rps y la velocidad de crucero corresponde a 278,7104 ft/s, con dos palas en la helice se tiene un valor de J igual a :

Ahora si se realiza el mismo procedimiento con tres palas se encuentra que:

Finalmente para lograr encontrar el valor de la eficiente es importante encontrar el valor del coeficiente de potencia el cual se conoce como:

(44)

La anterior expresion es posible tambien expresarla como:

En donde al seleccionar finalmente el diametro de las tres palas en la helice, se obtiene una magnitud final de coeficiente de potencia con el cual es posible seleccionar la eficiencia de la helice.

166

Figura 60. Cp VS J

Fuente: Aircraft Design. Daniel Raymer Pag 328 Es posible concluir que la eficiencia de la helice se encuentra en un valor de 0,88, la cual es bastante util para encontrar ahora el valor de la potencia disponible la cual esta dada por una sencilla expresion, ya que no se trata de una planta motriz supercargada o de reaccion.

(45)

Donde hay que recordar que 320hp equivalen a 238623,96w según el SI. Aunque normalmente para un aeronave propulsada con una helice de paso fijo se sugiere que la potencia disponible es esencialmente constante con la velocidad, debido al valor de la eficiencia de la helice, se ha realizado el estudio para encontrar el valor de la eficiencia de la helice en cada etapa y asi encontrar el valor de la potencia disponible en cada variacion de velocidad. Antes de introducir las graficas de potencia disponible resulta importante recordar el metodo en el que se obtuvo la potencia requerida, la cual se logra encontrar con la siguiente expresion:

167

(46)

En la cual el valor de valores previamente encontrados en el analisis de la resistencia total sobre la aeronave. Finalmente se encuentra una primera grafica, en la cual se enseña la potencia requerida y la potencia disponible con una valor fijo en la eficiencia de la helice. Grafica 17. Potencia Requerida VS Potencia Disponible.

Fuente: Autores Y en la grafica que se encuentra a continuacion se observa como varia la potencia dispobile con una valor variable de eficiencia de helice vs la potencia requerida, la cual es una grafica que hacerca los valores mucho mas a la realidad.

0

50000

100000

150000

200000

250000

300000

0 50 100 150

Po

ten

cia

(w)

Velocidad (m/s)

Pr VS Pd

Potencia Requerida

Potencia Disponible

168

Grafica 18. Potencia Requerida VS Potencia Disponible.

Fuente: Autores A continuacion (Figura 61) se enseña la planta motriz seleccionada (AEIO-580-L1B5), según los parametros y requisitos de diseño obtenidos.

Figura 61. Planta motriz seleccionada. AEIO-580-L1B5.

Fuente: http://www.lycoming.textron.com/engines/aerobatic/

-50000

0

50000

100000

150000

200000

250000

300000

-50 0 50 100 150

Po

ten

cia

(w)

Velocidad (m/s)

Pr VS Pd

Potencia Requerida

Potencia Disponible

http://www.lycoming.textron.com/engines/aerobatic/

http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/f/f2/AEIO_540.jpg

169

4.3.7 Segunda Estimación de Combustible De acuerdo a la selección de la planta a motriz, se ha realizado un nueva estimación de la cantidad total de combustible a implementar en la aeronave, en la cual se ha estimado utilizar y trabajar en el cálculo con un 75% de la potencia disponible del motor la cual refleja según el fabricante Lycoming es el estado de mayor economía en la mezcla de combustible y cantidad de aire admitido. De acuerdo a la anterior afirmación, resulta importante encontrar cual es el valor de este porcentaje para la potencia del motor seleccionado, siendo esta de 240hp. Ahora que se conoce el valor de la potencia del motor al 75%, es necesario conocer cuál es la cantidad de combustible consumido por hora a este nivel de potencia. Según estudios y análisis realizados a la operación y desempeño de los AEIO-580-L1B5, se ha establecido un valor de BSFC de 0,435, el cual comúnmente se conoce como una medida de eficiencia y consumo de combustible en los motores recíprocos, en otras palabras resulta ser la relación que existe entre el consumo de combustible y la potencia producida.

(47)

Fácilmente ahora es posible conocer el peso del combustible total para la misión de vuelo establecida y la cantidad de galones la cual es una magnitud que ayuda en la distribución y estimación volumétrica de los tanques de combustible sobre la aeronave. Primero se encontrara el peso total del combustible suponiendo que la aeronave va a realizar la misión de vuelo completa, la cual como se notaba anteriormente se comprende de una fase de vuelo de acrobacia y vuelo de traslado.

(48)

Finalmente es posible dividir el anterior resultado por el peso total de un galón de AVGas, la cual tiene un peso promedio comercial de 6lb, con el objetivo de encontrar la cantidad de galones totales en los tanques de combustible de planos y central.

170

De acuerdo a la capacidad y dimensiones de los tanques de combustible de las aeronaves analizadas como antecedentes, se ha realizado un análisis previo en el cual es posible observar la capacidad de los tanques principales y la cantidad de combustible necesaria para realizar la rutina de vuelo acrobático. Se han tomado como valores de referencias las capacidades de los tanques de las aeronaves, y se ha establecido la capacidad de combustible en cada tanque para la aeronave diseñada. Tabla 33. Capacidad de Combustible en Tanques de Combustible

No CAPACIDAD (gal) EXTRA 330SC MXS SBACH 340 TESIS

1 Tanque Central 29,9000 29,5838 28,6088 27,0329

2 Tanque de Planos 31,7000 29,0574 29,0762 25,8739

3 Usado por Sistema 58,4000 57,2162 52,5662 47,6668

4 Usado para Acrobacia 26,7000 26,1588 24,4900 21,7929

5 TOTAL (gal) 59,2000 58,6412 54,3000 48,3198

Fuente: Autores A continuación se logran visualizar estos resultados, denotando que las marcas rojas hacen referencia a los valores para la aeronave que se está diseñando.

171

Grafica 19. Capacidad de Combustible en Tanques de Combustible

Fuente: Autores – Microsoft Excel A continuación se muestra, la ubicación del tanque de combustible central en la aeronave y la ubicación de la planta motriz, enseñando también la ubicación del tripulante la cual es importante en el dimensionamiento y ubicación de componentes principales. Hay que anotar que las líneas punteadas de color rojo hacen referencia al tanque de combustible central, mientras que las líneas azules representan el motor a instalar y los montantes del mismo.

172

Figura 62. Ubicación del Tanque de Combustible central y Planta Motriz

Fuente: Autores – Solid Edge ST2 4.3.8 Pesos Individuales La estimación del peso en el diseño conceptual de una aeronave es una parte crítica y fundamental en el proceso de diseño, donde existen varios métodos de analizar los pesos de la aeronave, con el objetivo de aproximar y mejorar la estimación final. Anteriormente se realizo una primera estimación del peso total de despegue con base a estadísticas y tendencias, esta es una técnica que acerca al diseñador en la primera etapa del diseño, la cual es una estimación cruda de los componentes basada en área de superficies, áreas mojadas típicas y porcentajes de pesos netos. En esta etapa se ha realizado la estimación del peso total de los componentes principales de la aeronave, lo cual lo convierte en un proceso complejo que es posible realizarse gracias a datos y dimensiones anteriormente obtenidos, los cuales dan una aproximación mayor al peso total de la aeronave. Se han empleado algunos métodos, con el fin de realizar una aproximación más certera y verídica en cuanto a los resultados entregados. El primer método

173

empleado corresponde al descrito en el (Capitulo 15)34 - “Introducción a la Estimacion de Pesos de una Aeronave”, el cual se basa en un grupo de ecuaciones estadísticas desarrolladas a partir de un análisis de sofisticadas regresiones. Inicialmente se hallaron los pesos brutos obtenidos por este método directamente, pero al tratarse de una aeronave construida con materiales y métodos de construcción vanguardistas, estos permiten que el peso de la aeronave sea disminuido con cierta proporción por componente. Se relacionaron los pesos obtenidos en el método estudiado del capitulo 15 con valores estadísticos que representan los factores de construcción bajo este tipo de métodos y materiales; como era de esperarse se obtuvieron valores más bajos que los hallados inicialmente y se ven reflejados en la columna (Método 15lb MC) de la siguiente tabla. El segundo método, es el método de estimación de pesos empleado por Cessna35 en el cual de igual manera se realiza una estimación individual por componente; A continuación se encuentran los resultados entregados por estos métodos de estimaciones. Una vez encontrados los valores que entregaban los dos métodos empleados, se realizo una selección de valores promedios entre ambos, con el objetivo de encontrar los valores más cercanos a lo valores verdaderos; de igual forma en la columna de valores seleccionados, se reemplazo el peso del motor, por el verdadero peso de la planta motriz seleccionada anteriormente, se cambio también el valor del peso total de los instrumentos de aviónica abordo, por el peso total de los instrumentos previamente analizados, estudiados y seleccionados los cuales representaban las mejores opciones de navegación, desempeño, precisión y tecnología abordo para una aeronave acrobática de competencia. Los valores externos al peso total de la aeronave al vacio como el peso total del comandante y su equipo de vuelo, el peso total de tanques de combustible totalmente llenos fueron también incluidos con el fin de conocer el peso total de la aeronave lista para volar.

34 Aircraft Desig. Daniel Raymer. Pag 395 35 Airplane Design Libro V. Jan Roskam. Pag 67.

174

Tabla 34. Pesos de componentes principales de la aeronave

Componente Factor.

MC Método 15.(lb)

Método 15. MC (lb)

Método Cessna

(lb) Seleccionado

(lb)

Ala 0,85 298,9620 254,1177 479,9272 367,0225

Estabilizador Horizontal 0,83 32,2914 26,8019 44,7322 35,7670

Estabilizador Vertical 0,83 41,8701 34,7522 35,7858 35,2690

Fuselaje 0,9 150,2828 135,2545 215,9042 175,5793

Tren de Aterrizaje 0,95 94,3136 89,5979 102,6000 96,0990

Motor - 596,7305 596,7305 514,2864 449,0000

Sistema de Combustible - 33,8460 33,8460 120,0000 40,0000

Sistemas de Control - 14,8845 14,8845 14,8845 14,8845

Sistema Eléctrico - 97,2543 97,2543 97,2543 97,2543

Aviónica - 21,4000 21,4000 21,4000 26,8749

Interiores - 39,7600 39,7600 39,7600 39,7600

Peso Total al Vacio (lb) 1421,5953 1344,3996 1686,5346 1377,5105

Piloto + Paracaídas 200 200 200 200,0000

Combustible 289,9188 289,9188 289,9188 289,9188

Peso Total Despegue (lb) 1981,5141 1904,3184 2246,4534 1937,4293 Fuente: Autores En la anterior tabla es posible observar que la suma de los valores de los pesos seleccionados de los componentes corresponde a una magnitud muy cercana a las primeras estimaciones realizadas al inicio de la etapa de diseño, en la cual se selecciono un valor promedio de 1800lb. Finalmente al obtener una segunda estimación del peso, se procede a realizar un nuevo dimensionamiento de las superficies principales de la aeronave, tomando como al peso total de la aeronave al despegue 1937,42 lb las cuales equivalen a 8733.93. De acuerdo al diagrama de restricciones se ha decidido mover el punto de selección a un valor de carga alar de 750N/m2; de acuerdo a este nuevo criterio de diseño, se ha realizado el nuevo dimensionamiento de la siguiente manera:

175

Tabla 35. Dimensiones Finales. Ala – Empenaje – Fuselaje

ALA

Variable Magnitud (ft) Magnitud (m)

S 118,4031 11,6452

b 25,9788 7,9183

b/2 12,9894 3,9592

Croot 6,5110 1,9845

Ctip 2,6044 0,7938

Č 4,8367 1,4742

Ẏ 5,5669 1,6968



L.ht 11,9752 3,6500

S.ht 23,9113 2,2214

b.ht 9,7798 2,9809

Croot.ht 3,3724 1,0279

Ctip.ht 1,5176 0,4626

Č.ht 2,5622 0,7810

Ẏ.ht 2,1358 0,6510



L.vt 11,9752 3,6500

S.vt 19,1290 1,7771

b.vt 5,6181 1,7124

Croot.vt 4,6964 1,4315

Ctip.vt 2,1134 0,6442

Č.vt 3,5682 1,0876

Ẏ.vt 1,2269 0,3740

FUSELAJE


Longitud 19,9586 6,0834

L. Brazo Cola 11,9752 3,6500

176

Fuente: Autores A continuación se encuentra el modelo final de la aeronave diseñada en CAD, que reúne las características y dimensiones enseñadas anteriormente. En la sección de anexos se encuentran los planos detallados. Figura 63. Modelo. 3D


177

Figura 64. Modelo. 3D. v2

Fuente: Autores – Solid Edge ST2 4.4 Análisis en XFLR5. Distribución de Carga 4.4.1 Distribución de Cargas

Una vez que se definieron las dimensiones finales del ala, se procedió a encontrar la distribución de la sustentación sobre esta, para ello se empleo el Software XFLR5, el cual proporciona herramientas bastantes útiles y sencillas de emplear. A continuación se enseña como es la distribución de la sustentación sobre el plano entero (Figura 65), cuando se encuentra con un ángulo de ataque de 4°, en la tablas que se ubican justo debajo de la grafica se observan las variables de entrada empleadas para el análisis realizado, así como los datos entregados por el programa a tales condiciones de vuelo. El análisis se realizo desde -3° hasta 15° realizando una variación de 1° y con una velocidad de flujo de 88m/s la cual corresponde a la velocidad de crucero, condición en la que la aeronave se va a encontrar en un mayor parte de vuelo.

178

Notablemente se aprecia como la distribución del Lift es una distribución elíptica la cual concentra su mayor valor al centro del plano, es una distribución pareja y congruente a lo largo de la superficie, no se evidencia ninguna caída de presión lo cual indica que es una superficie óptima para realizar la misión de vuelo establecida. Más adelante será abordado el análisis con mayor preciso al realizar el análisis completo en CFD. Figura 65. Distribución del Lift

Fuente: Autores - XFLR5

179

Finalmente se ha ubicado una grafica (Figura 66) la cual también fue encontrada gracias al XFLR5, en la que se evidencia cómo se comporta el flujo que atraviesa el plano, así como el Downwash generado por la fuerza de sustentación sobre los planos.

Figura 66. Distribución del Stream Flow - Downwash

Fuente: Autores - XFLR5 Se logro observar en la animación realizada por la herramienta empleada, que como lo esperado, a medida que aumenta el ángulo de ataque del plano se va a presentar un aumento en la presión concentrada en el borde de ataque la cual se distribuye a lo largo de toda la superficie pero gracias a la escala de colores se aprecia una mayor concentración en esta sección, del borde ataque; de acuerdo a la anterior apreciación es posible afirmar que también va a aumentar la sustentación y el Downwash sobre el plano hasta llegar al punto en el que encuentra su condición de perdida y pierde sus característica de sustentación hasta no encontrar nuevamente la velocidad mínima para generar nuevamente una fuerza de sustentación capaz de soportar el peso de toda la aeronave.

180

4.4.2 Validación Continuando con el proceso de análisis del Ala en el Software XFLR5, se procede a la validación del mismo, para tener mayor claridad y certeza de la información obtenida. Para ello se utiliza como referencia y punto determinante de la veracidad de datos obtenidos por el Software, la (Guía Básica para el Análisis de Perfiles y Alas operando a un Bajo Número de Reynolds, a través de XFLR5)36, como también se toma como base el Reporte desarrollado por la Naca (Reporte No. 647- Pruebas de los Perfiles NACA 0009, 0012, 0018 en el Túnel de Viento)37. Teniendo en cuenta la Guía Básica del Software XFLR5 se procede con el desarrollo del análisis, teniendo en cuenta los perfiles escogidos usados tanto en la Raíz como en la Punta del Ala (NACA 0012 y 0018), construyendo así, el Ala en 3 Dimensiones. Figura 67. Selección de Perfiles para Análisis en XFLR5

Fuente: XFLR5. – Autores

36 Guidelines for XFLR5 V6.03 “Analysis of foils and wings operating at low Reynolds number” 37 NACA Report No. 647. “Test of N.A.C.A 0009, 0012, and 0018 Airfoils in the full-scale tunnel.

181

A continuación se procede a realizar la simulación para el Ala en 3 Dimensiones obteniendo todos los resultados esperados, por lo tanto se continúa con la comparación y validación de los mismos para asumir su veracidad y establecerlos como datos reales. La validación de la simulación realizada con el ala en 3D, fue desarrollado a partir de el estudio encabezado por los profesores “DRELA Mark y YOUNGREN”38, los cuales realizaron un estudio de XFLR5 (HandOut. Kentucky ME380 (Curso 16)), en el departamento de Aeronáutica y Astronáutica, en el cual es posible comprobar y verificar la veracidad de los resultados obtenidos, dando validación a “la distribución de sustentación, distribución de los centros de presión a largo de la superficie alar, y comportamiento del flujo a través del ala”, como también el comportamiento del flujo a través de un ala trapezoidal, con perfiles aerodinámicos de la seria NACA 0012 y 0018.

Figura 68. Análisis del Ala en 3D - XFLR5

Fuente: Autores - XFLR5

38 Prof. DRELA Mark and YOUNGREN. XFLR5 HandOut. Kentucky ME380. Aeronautic & Astronautics

Department (Course 16).

182

Figura 69. Validación CL/CD XFLR5 - NACA Report No. 647

Fuente: Autores - XFLR5 – NACA Report No. 647 Figura 70. Validación CL/Alpha - XFLR5 - NACA Report No. 647

Fuente: Autores - XFLR5 – NACA Report No. 647

183

Figura 71. Validación CM/Alpha - XFLR5 - NACA Report No. 647

Fuente: Autores - XFLR5 – NACA Report No. 647 Finalizando así el análisis y validación con la documentación propuesta se puede establecer que en el proceso llevado a cabo a través de XFLR5 para el Ala de la Aeronave Acrobática en 3 Dimensiones es veraz y cumple con los datos y resultados esperados.

184

4.5 Diagrama V-n Este tipo de diagramas normalmente indican al diseñador de la aeronave en sus etapas iniciales de diseño, de qué manera varia el factor de carga respecto a la velocidad en que sean ejecutadas las maniobras en vuelo. Por ejemplo en velocidades bajas el valor del factor de carga es restringido por el valor máximo del CL, mientras que en altas velocidad de ejecución de maniobras el valor del máximo factor de carga está definido por la norma regulatoria, normalmente para una aeronave categoría acrobática pero no de competencia, estaría regido por la FAR. Part 23, pero como es el caso de una aeronave acrobática de competencia especialmente bajo la regulación de la Red Bull Air Race, anteriormente se indicaba que el valor máximo permitido por la competencia es de 12, donde al exceder este valor el piloto y aeronave serán penalizados dentro de la competencia. De acuerdo a esta restricción se decidió establecer un valor máximo y mínimo de factor de carga de +/- 15. La aeronave también debe resistir y soportar las cargas recibidas por las ráfagas de aire verticales, es el diagrama V/n es posible observar también las curvas y líneas que delimitan y enseñan de que manera varia el valor de factor de carga en las velocidad criticas de vuelo cuando la aeronave se encuentra envuelta en medio de ráfagas. Las curvas se realizaron de acuerdo a algunos valores promedios tales como los valores de las cargas de las ráfagas al nivel de Bogotá39 y por medio de la siguiente expresión se lograron encontrar las líneas del diagrama Vn para ráfagas.

(49)

Se ha realizado y divido la grafica en algunas secciones de gran importancia que determinan el estado de vuelo de la aeronaves en ciertas situaciones, como se aprecia en la siguiente grafica, la curva existente entre el punto A y B enseña de que manera es limitada la máxima sustentación generada por los planos de la aeronave en diferentes velocidades. Se entiende entonces que es el punto en el que la aeronave cuenta con su mayor ángulo de ataque. En el punto B se indica con que velocidad la aeronave lograría realizar una maniobra que involucre el menor radio de giro ejecutado y a su vez donde se presenta la mayor velocidad angular en todas las maniobras a realizar; en este punto también se encuentra el máximo valor del factor de carga permitido por la regulación, el cual como se denotaba anteriormente no puede ser sobrepasado a n=12. Por lo tanto la siguiente expresión permite encontrar el valor del factor de carga en este rango comprendido entre el punto AB.

39

185

(50)

Es necesario recordar que cuando se sobrepasa la velocidad de maniobra, es estrictamente necesario reducir el coeficiente de sustentación, con el fin de conservar la seguridad estructural dentro de los límites establecidos de la aeronave (nunca superar el factor de carga limite). La línea comprendida por el punto B y C sencillamente indica el factor de carga limite positivo en el diagrama V-n. El principal objetivo de la realización de un diagrama V-n es el análisis estructural de la aeronave, y para lograrlo es necesario contar con velocidades equivalentes mas no velocidades relativas. Las velocidades relativas están directamente relacionadas con las presiones dinámicas las cuales se conocé, son medidas por los tubos pitot a diferentes valores de altitud; resulta necesario entonces encontrar la velocidad absoluta de vuelo de la aeronave para así lograr encontrar la velocidad equivalente, la cual es independiente de la altitud de vuelo (esto indica finalmente que la densidad del aire no depende de la presión dinámica relacionada con la velocidad).

Velocidad de Crucero

(51)

Velocidad de Perdida

(52)

186

Velocidad Máxima

(53)

Grafica 20. Diagrama V-n

Fuente. Autores

187

Es posible concluir y definir las velocidades que determinan las condiciones de vuelo de la aeronave acrobática de la siguiente manera: Tabla 36. Velocidades Finales

VELOCIDADES

Tipo. Velocidad km/hr m/s n

Velocidad de maniobra n+ 372 103,3416 15

Velocidad de maniobra n- 392 108,8976 -15

Velocidad de Crucero 316 87,7848 9,9

Velocidad Máxima 491 136,3998 15

Velocidad de Perdida 96 26,6688 1 Fuente: Autores 4.6 Peso y Balance Finalmente se han establecido algunos valores importantes como distancias al Datum line de los componentes principales, con los cuales es posible encontrar el CG de la aeronave. A continuación se determinan los pesos y distancias al Datum line, el cual hace referencia a la punta del Spinner, con los cuales se procedió a definir el momento de cada uno de ellos. Como anteriormente se comentaba, fue necesario realizar una serie de iteraciones en la posición de los componentes hasta encontrar un valor cercano del CG, con la posición del MAC del plano. Las unidades de las magnitudes se encuentran en gramos y milímetros para los pesos y distancias respectivamente, con el objetivo de encontrar valores mucho más precisos.

188

Tabla 37. Pesos y Distancias al Datum Line de Componentes Principales

Componente Seleccionado (gr) Distancia

(mm) Momento (gr*mm)

Ala 166477,7298 2791,9593 464799042,6332

Estabilizador Horizontal 16223,5702 6416,7279 104102235,8523

Estabilizador Vertical 15997,6517 6689,7802 107020773,2821

Fuselage 79641,0342 3310,7586 263672235,6213

Tren de Aterrizaje 43589,5284 2730,5225 119022189,0549

Motor 203661,9100 1501,7874 305856887,7292

Sistema de Combustible 18143,6000 2320,9441 42110282,1737

Sistemas de Control 6751,4504 3003,5748 20278486,1760

Sistema Electrico 44113,5829 2867,0486 126475788,3802

Avionica 12190,1859 3140,1009 38278413,6985

Interiores 18034,7384 4232,3099 76328602,0530

Pilot + Parachute 90718,0000 4027,5207 365368624,7423

Fuel 122469,3000 2375,5546 290932508,3118

TOTAL 838012,2820 2324246069,7086

Fuente: Autores Ahora que se conocen los valores anteriormente enseñados es posible encontrar el valor del CG, el cual se obtiene por medio de la siguiente expresión:

Por último se ha variado el peso del tripulante, el cual inicialmente es de 200lb o 108,8616 kg, variando 20 libras por debajo y 30 por encima, con el fin de encontrar ciertas diferencias en los pesos del tripulante. Al realizar el procedimiento con estas variaciones se obtiene que el rango del CG es de:

CG Delantero: 2803,875695 mm

CG Trasero: 2729,205654 mm

189

Finalmente es posible observar la distribución realizada a lo largo de la aeronave de componentes y sistemas en la Figura 72.

Figura 72. Distribución de Componentes y Sistemas a lo Largo de la Aeronave.

Fuentes: Autores

190

5. ESTABILIDAD Y CONTROL Al realizar un análisis de estabilidad y control es necesario conocer y encontrar las fuerzas y momentos aerodinámicos respecto a sus ejes de referencia principales. Para la realización de este análisis la implementación de software de dinámica de fluidos o procesos de experimentación sobre túneles de viento, resulta ser de gran utilidad ya que enseñan resultados de mayor profundidad y veracidad. Debido a los elevados costos y complejidad en los procesos al implementar estas técnicas, se ha decidido realizar un análisis de tipo teórico en el cual sencillamente se abordaran de que manera contribuyen las fuerzas y momentos sobre los componentes principales de la aeronave. Es un proceso que corresponde totalmente con el desarrollo de un diseño de tipo conceptual teniendo en cuenta que el análisis de la estabilidad y control no hace parte de un diseño conceptual de una aeronave. Para iniciar con el análisis se ha establecido como parámetros de entrada una condición de vuelo de crucero, en la cual la aeronave acrobática volara sobre una senda recta con velocidad constante. Debido al tipo de misión de las aeronaves de tipo acrobática resulta necesario realizar un análisis de estabilidad y control diferente para cada actitud de vuelo, ya que como se ha mencionado anteriormente su posición varia constantemente con la horizontal de vuelo. Es necesario tener en cuenta que las fuerzas aerodinámicas y de masa no logran existir debido a la velocidad angular en el eje vertical (Pitch), las cuales son cero, de igual manera las aceleraciones angulares y lineales del acrobático. En condición de vuelo acelerado, las anteriores suposiciones no pueden ser tenidas en cuenta. Para iniciar un análisis longitudinal es de suma importancia establecer las fuerzas, ejes de referencia y ángulos que se encuentran sobre el plano lateral de la aeronave. La siguiente figura enseña las distancias y fuerzas generales sobre una aeronave.

191

Figura 73. Distancias y Fuerzas sobre una aeronave. Lateral

Fuente: Perkins, C.D and Hage, R.E. Airplane Performance, Stability and Control , Wiley. De acuerdo a las anterior suposición, es posible afirmar que una aeronave volara recto a una velocidad constante siempre y cuando las fuerzas que actúan sobre el son equivalentes a cero y los momentos resultantes alrededor de un eje perpendicular de simetría también sean nulos. En este análisis se evaluara una estabilidad longitudinal estática con controles fijos. De acuerdo a esto se define lo siguiente. Fuerza Normal del Ala:

- NW = LW COS (α – iw ) + DW SEN (α – iw )

Fuerza de Arrastre del Ala:

- CW = DW COS (α – iw ) + LW SEN (α – iw )

Fuerza Normal de la Cola:

- NW = Lt COS (α – ε - iw )

192

Es necesario vincular las anteriores ecuaciones y situación a una condición de equilibrio, en la cual sencillamente se realiza una sumatoria de momentos, partiendo de las distancias de centro de gravedad, momento de fuselaje, ala y Empenaje con respecto a la distancia al centro de gravedad de la aeronave.

- MG = NW XG + CW ZG + MOW + MFUS – Nt It

Para encontrar la condición de equilibrio en términos a dimensionales, es necesario dividir la expresión entre Sqc, como se muestra a continuación:

Las anteriores expresiones se representan de la siguiente manera:

- NW = CN S q donde q = 1/2 ρ V2

- CW = CC Sq donde S = Area Alar - MOW = CMow S q c donde c = m.a.c

- Mfus = CMfus S q c - Nt = CNt St q donde St =Superficie de la Cola

De acuerdo a lo anterior, es posible afirmar que la contribución del ala a la estabilidad de la aeronave se puede expresar de la siguiente manera:

De igual manera es posible expresar la contribución que genera el Empenaje a la estabilidad total de la aeronave de la siguiente forma:

Una condición de estabilidad longitudinal estática refleja los estados debidos a los cambios en ángulos de ataque, los cuales involucran un momento de cabeceo Mg en caso que se desee la aeronave vuelva a su ángulo de ataque inicial.

193

Normalmente se asume positivo la nariz de la aeronave hacia arriba en los momentos de cabeceo, de acuerdo a esta afirmación se dice que:

En otras palabras la variación del momento en el centro de gravedad de la aeronave debido a un cambio en el ángulo de ataque normalmente es menor que cero al igual que su coeficiente con la misma variación. Lo anterior se logra visualizar en la siguiente figura, la cual enseña el comportamiento de una aeronave en condición de estabilidad e inestabilidad. Figura 74. Aeronave en condición de estabilidad e inestabilidad

Fuente: Perkins, C.D and Hage, R.E. Airplane Performance, Stability and Control, Wiley. De acuerdo a la anterior figura se espera que el comportamiento de la aeronave acrobática sea similar a la línea B, que se encuentra resaltada en color rojo. Ahora si hace referencia al coeficiente de sustentación del ala Clw en relación al ángulo de ataque, se podría afirmar que:

194

En la cual aw corresponde a la pendiente de sustentación del ala, donde en otras palabras puede escribirse la condición de estabilidad de la siguiente manera la cual enseña el coeficiente de momento debido al coeficiente de sustentación menor que cero.

Es necesario tener en cuenta que como se estableció una condición de vuelo casi recto y a nivel, es posible asumir que Cos(α-iw)=1 y Sen(α-iw)= α-iw

Y el producto de CD Sen(α-iw) es muy pequeño respecto al CL , lo cual permite afirmar que el coeficiente de la fuerza normal es igual al coeficiente de sustentación.

Donde al tener en cuenta la resistencia sobre la aeronave, se obtiene lo siguiente:

Ahora si se expresara el termino del coeficiente de la resistencia del ala, como la resistencia inducida del ala, conociendo además que este ultimo termino no varía con el coeficiente de sustentación del ala, se encuentra que:

195

Finalmente de acuerdo a lo anteriormente visto, se puede afirmar que la contribución del ala a la estabilidad de la aeronave se puede expresar de la siguiente manera40:

La anterior expresión es posible integrarla con respecto al término del coeficiente de sustentación, con el objetivo de despejar los valores y variables principales, se obtiene que:

Ahora bien si se continúa con el análisis de la contribución del fuselaje a la estabilidad de la aeronave, sería necesario tener en cuenta las fuerzas y momento que actúan sobre el fuselaje, donde se obtiene lo siguiente: El momento aerodinámico del fuselaje cuando el ala tiene cero sustentaciones

El coeficiente de momento del fuselaje debido al ángulo de ataque

De acuerdo a lo anterior es posible expresar el coeficiente de momento del fuselaje o la contribución del fuselaje al equilibrio de la siguiente manera.

En donde al derivar en términos de CLW para la estabilidad se puede encontrar que

40 PERKINS, C.D and Hage R.E. Op. cit, p. 217.

196

La anterior expresión sencillamente enseña la contribución que realiza el ala más el fuselaje a la estabilidad general de la aeronave. Finalmente es necesario realizar el análisis para determinar de qué manera el empenaje contribuye a la estabilidad de la aeronave.

Lo anterior supone que el coeficiente del momento de la cola está definido como el coeficiente de la fuerza normal de la cola, teniendo en cuenta el signo negativo, ya que el brazo formado va hacia atrás del C.G. generando entonces un momento negativo. El termino que multiplica el coeficiente de la fuerza normal se le da el nombre de coeficiente volumétrico de la cola Ṽ, la cual es la relación efectiva de la cola, pero como anteriormente se menciono se puede decir que el coeficiente de la fuerza normal es igual al coeficiente de sustentación de la cola, para lo anterior se tiene que:

Realizando el mismo procedimiento anterior de derivación con respecto a CLW, es posible obtener la contribución de la cola a la estabilidad de la aeronave de la siguiente manera:

Debido a que es un dato adimensional, es necesario introducir el termino de sustentación, pero hay que tener en cuenta que el ángulo de ataque de la cola αt tomando al elevador en la posición neutral, difiere del ángulo de ataque del ala porque la cola está ajustada con respecto a la dirección de cero sustentación, tal como se ha mostrado (iw – it) y el Downwash del ala ε. Como el efecto de este se debe a CLW positivos, se obtiene lo siguiente:

197

Gracias a la anterior expresión es posible expresar ahora el coeficiente de sustentación de la cola CLT así:

En la anterior expresión se puede apreciar que

es la pendiente de

sustentación de la cola at entonces su respectiva derivada en términos de CMG

será así:

Ahora si se reemplaza la anterior expresión en la ecuación de contribución de la cola a la estabilidad queda de la siguiente manera:

Ahora si se toma en consideración lo anterior y se da solución se tiene que:

Finalmente al tener la contribución principal de cada elemento principal de la aeronave, se obtiene una expresión final la cual enseña y da como resultado la contribución de estabilidad de la aeronave.

Al graficar la anterior expresión es posible conocer la condición de estabilidad preliminar de la aeronave acrobática, la cual enseña una pendiente positiva la cual afirma una vez más la condición de inestabilidad de una aeronave configurada para maniobras y acrobacias.

198

Grafica 21. . Preliminar. Condición de estabilidad para la aeronave. No1

Fuente: Autores Ahora para la condición de equilibrio se tiene lo siguiente.

Grafica 22. Preliminar. Condición de estabilidad para la aeronave. No2

Fuente: Autores

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6

CM

G

CLW

CMG VS CLW

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6

CM

G

CLW

CMG VS CLW

199

Para este caso los datos dan como resultado menor a cero, lo cual quiere decir que la aeronave tendería a subir la nariz, lo cual generaría una disminución en la velocidad, lo cual muestra nuevamente la facilidad en la ejecución de maniobras acrobáticas. Aunque en las ecuaciones anteriores la influencia de la resistencia del ala se tuvo en cuenta, no podría ser tenida en cuenta, aunque hay que tener en cuenta que cuando la posición del centro de gravedad verticalmente es importante y la contribución de la cola, en este caso el coeficiente volumétrico de la cola es pequeño, estas influencias sobre las condiciones de estabilidad y equilibrio podrían ser considerables.41 Para una primera aproximación se puede no tener es cuenta los términos de resistencia vistos anteriormente en la contribución de la estabilidad y equilibrio de la aeronave. De acuerdo a esto no se tendrán en cuenta los términos relacionados a la resistencia para realizar el análisis así como otros términos que no varían con relación al ángulo de ataque tales como el CLW, los coeficientes de momentos del ala cuando no poseen sustentación y el del fuselaje cuando el coeficiente de sustentación es cero. De acuerdo a esto se puede expresar lo siguiente:

Entonces para una condición de vuelo estable en una senda de planeo casi horizontal se dice que la fuerza de sustentación es igual al peso de la aeronave (L=W) donde la variable más importante es la velocidad, por lo cual se puede calcular el coeficiente de sustentación para cada velocidad de la siguiente manera.

De acuerdo a lo anterior la sustentación total de la aeronave es la suma de la sustentación del ala más la de la cola.

Por consiguiente sus coeficientes quedan en la misma disposición, pero si se despeja el coeficiente de sustentación del ala y se reemplaza en la ecuación de equilibrio se obtiene lo siguiente:

41 Estas consideraciones deben ser tomadas en cuenta cuando se analiza un ala o aeronave sin conjunto de cola

200

Ahora bien es fácil identificar que mientras XG - Xa es la coordenada longitudinal del C.G de la Aeronave Acrobática, con respecto al centro aerodinámico del ala XG

- Xa + (dCMfus/dCLw)c es la coordenada longitudinal del C.G. de la misma, con relación al centro aerodinámico de la combinación ala + fuselaje42. De acuerdo a esto la ubicación de AWT se enseña gráficamente de la siguiente manera. Figura 75. Sumatoria de Momentos sobre la aeronave.

Fuente: PERKINS, C.D and Hage R.E. Op. cit, p. 301 Ahora la realizar una sumatoria de momentos alrededor de AWT se obtendrá.

De igual manera que con sus coeficientes.

Donde al derivar con respecto a CLw se tiene que:

Ahora como

normalmente es positivo, la expresión queda con signo

negativo lo cual quiere decir que la coordenada longitudinal del C.G de la 42 AWT. Aeronave sin cola

201

aeronave respecto al centro aerodinámico de la combinación de ala y cola, se define como:

Para el cual, el último término de la expresión corresponde a la distancia del centro aerodinámico de la cola desde el C.G. de la aeronave. Ahora bien como se obtiene una nueva ubicación o distancia de la cola, se obtiene también un nuevo coeficiente volumétrico de la cola, que está definido como:

De acuerdo a esto se obtiene que la ecuación del coeficiente de momentos en el centro de gravedad o de equilibro cambia a la siguiente expresión:

Hay que recordar que anteriormente se definió que la suma de los coeficientes de sustentación del ala y de la cola se obtiene el total, para lo cual:

Anteriormente se definió que la suma de los coeficientes de sustentación del ala y de la cola se obtiene el total, entonces.

202

Pero es necesario recordar que el análisis se hace a diferentes ángulos de ataque, es posible afirmar que:

Como ya se conoce cada término, se puede entonces determinar la pendiente de la curva de sustentación de la aeronave.

-

Ahora recordando la ecuación de estabilidad se obtiene lo siguiente:

Donde la ecuación de equilibrio queda de la siguiente manera:

Teniendo ahora la expresión de coeficiente de momento de la aeronave, pero entendiendo que los dos primeros términos representan la contribución de la unión del ala más el fuselaje al equilibrio y la ultima que es el término de la cola de la aeronave, es posible graficar la siguiente:

203

Grafica 23. Contribución al equilibrio de la aeronave

Fuente: Autores

204

6. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS

Gracias al completo estudio, análisis y desarrollo de la Aeronave

Acrobática, se pueden establecer los resultados obtenidos tanto de la

configuración y datos generales de diseño conceptual de la aeronave como

también los resultados del estudio de performance de la misma.

Es posible observar que los datos obtenidos en relación a la configuración

general de la aeronave (Tabla 38), tiene mucha similitud con las aeronaves

estudiadas en el Base Line inicial, por lo tanto se puede deducir que el

rango manejado de medidas es correcto.

Tabla 38. Presentación de Datos Configuración General Aeronave Acrobática

CONFIGURACIÓN

ALA

Perfil. Ala Raíz NACA 0018

Perfil. Ala Punta NACA 0012

Twist 0°

Diedro 0°

Relación de Aspecto 5,7

Taper Ratio 0,4

Área Alar 11,6452 m2

Envergadura 7,9183 m

Cuerda de la Raíz 1,9845 m

Cuerda de la Punta 0,7938 m

Cuerda Media 1,4742 m

Distancia a Cuerda Media 1,6968 m


Perfil. Ala Raíz NACA 0009

Perfil. Ala Punta NACA 0009

Relación de Aspecto 4

Taper Ratio 0,45

Área 2,2214 m2

205







Perfil. Ala Raíz WORTMANN FX71-L-150-30

Perfil. Ala Punta WORTMANN FX71-L-150-30

Relación de Aspecto 1,65

Taper Ratio 0,45

Área 1,7771 m2






FUSELAJE

Largo 6,0834 m

Alto 1,25 m

Ancho 1,20 m

MOTOR

Tipo AEIO-580-L1B5

hp 320

RPM 2700

Capacidad de Combustible 48,3198 Gal

Potencia 209989,0848 W

Fuente: Autores

Por otra parte se presentan a continuación en la (Tabla 39), los resultados

obtenidos por parte del performance de la Aeronave.

206

Tabla 39. Presentación de Resultados. Performance Aeronave Acrobática

PERFORMANCE

Rango Total 655000 m

Tiempo de Vuelo Total 10000 s

Rango. Maniobras 148443,88 m

Tiempo de Vuelo. Maniobras 2340 s

Velocidad de maniobra n+ 103,3416 m/s

Velocidad de maniobra n- 108,8976 m/s

Velocidad de Crucero 87,7848 m/s

Velocidad Máxima 136,3998 m/s

Velocidad de Perdida 26,6688 m/s

Peso Total al Vacio 624,83 kg

Peso Total de Despegue 878,8 kg

Fuente: Autores

207

7 CONCLUSIONES

En el proceso de recolección y búsqueda de las características

físicas y de rendimiento, realizada para establecer una base clara de

antecedentes y tendencias, se encuentra que son muy pocas las

aeronaves que cumplen con todos los estándares y requisitos

necesarios para suplir condiciones de alto desempeño y

competencia aérea, se evidencio que las tendencias entre si son

congruentes, aunque desafortunadamente el campo de evaluación

es pobre para obtener datos totalmente certeros y confiables. (La

Red Bull Air Race actualmente solo cuenta con tres tipos de

aeronaves aprobadas para participar y competir.

La correcta selección de los perfiles aerodinámicos a lo largo de los

planos es de vital importancia, ya que a diferencia en la mayoría de

aeronaves donde el mayor objetivo en su diseño es obtener la mayor

ventaja posible en aumento de la sustentación y disminución de la

resistencia en condición de crucero, en las aeronaves acrobáticas

tipo competencia, el desempeño bajo constantes cambios en

ángulos de ataque y los momentos generados, hacen parte de los

aspectos de mayor relevancia en su selección.

La selección y correcta configuración de los planos principales (twist,

diedro, relación de aspecto y demás factores analizados), requieren

de gran atención ya que las características de la misma, son la

esencia de una aeronave acrobática, al ser el componente principal

en soportar las altas cargas realizadas en maniobra, la rápida y

precisa ejecución de movimientos y la eficiencia del rendimiento

general de la aeronave.

Es posible observar en los resultados finales que la aeronave cumple

con todos los requisitos y normatividad expuesta por el marco legal,

en cuanto a restricciones de diseño y operación, cumpliendo a

cabalidad con todos y cada uno de los ítems expuestos.

208

La correcta y adecuada selección de parámetros como el valor de

carga alar y potencia requerida, es fundamental en el proceso de

diseño, ya que es una aeronave muy sensible a variaciones en su

geometría debidas a cambio en el peso total de despegue.

Para el proceso de diseño y desarrollo de la Aeronave es muy

importante iniciar con un proceso de dimensionamiento de cabina, en

donde todos los componentes principales de la aeronave se ubican

respecto a la posición y ergonomía del piloto, calculando los

correctos y suficientes espacios para que el mismo se pueda

desenvolver fácilmente.

Un factor importante para el dimensionamiento de la aeronave es el

tamaño del motor seleccionado ya que de allí se puede obtener tanto

un estimado total del ancho y alto del fuselaje, como también es

posible buscar la forma aerodinámica mas apropiada y eficiente para

el desarrollo del Cowling o tapa del motor.

El correcto análisis del centro de gravedad de la aeronave es un

paso importante para lograr el performance deseado de la aeronave,

en donde la correcta distribución de componentes internos juega un

papel importante. Como también la medida de la posición del ala,

elevador y Rudder respecto a la línea Datum, para así generar el

momento deseado para realizar maniobras bruscas y generar

inestabilidad, como es el propósito de este tipo de aeronaves.

209

8 RECOMENDACIONES

Es bueno realizar un análisis mucho más detallado en cada etapa individual

y principal de la aeronave, debido a que es una aeronave que

constantemente esta variando su actitud con respecto al plano horizontal y

por lo tanto sus características de rendimiento y aerodinámica presentan

una continua variación.

Se recomienda realizar un análisis más profundo en la estimación de

combustible necesario en las etapas de maniobras, ya que no existen

valores que enseñen fracciones o ratas de consumo en cada una de ellas.

Realizar una investigación más profunda en los efectos que presenta en el

rendimiento y eficiencia de una aeronave, una configuración de ala

trapezoidal con borde de ataque recto respecto a una trapezoidal normal,

que no presenta ningún tipo de flechamiento.

Resulta favorable adoptar criterios propios de diseño y evitar en ocasiones

algunos datos recomendados en las literaturas especializadas tomadas

como guía, ya que en ocasiones resultan ser valores algo obsoletos y poco

precisos para el tipo de diseño buscado.

Es sumamente recomendable ampliar el marco tomado como antecedentes

históricos, ya que permite un acercamiento más preciso y exacto en los

resultados que se obtienen durante el proceso de diseño, aunque los

existentes cumplen y satisfacen con las expectativas planteadas.

Realizar un análisis más detallado del Ala, Elevador, Rudder, y Fuselaje a

través de un programa especializado de CFD (Dinámica de Fluidos

Computacional), es altamente recomendable para conocer a fondo todos

los comportamientos aerodinámicos del modelo previamente diseñado y así

lograr obtener mejores resultados y a la vez mejorar la aerodinámica de la

aeronave en todos sus componentes vitales.

210

Después de desarrollado el dimensionamiento de Cabina, es importante

realizar un estudio de Óptica, para el Canopy de la aeronave, ya que es de

vital importancia para el piloto observar un paisaje tal cual al real, y que no

se presente reducción de visión, distorsión, o ampliación de la vista o efecto

Lupa.

Es importante estar a la vanguardia de la Tecnología, por lo tanto es

recomendable usar un Software posterior o mas actualizado al usado en

este trabajo de Tesis (Solid Edge ST2), para lograr mejores resultados en el

desarrollo del modelo computacional, y a la vez mejorar el análisis de

esfuerzos, en la estructura, como también un análisis aerodinámico, y lo

más importante facilitar un análisis de Ergonomía del Piloto.

211

GLOSARIO

Aspect Ratio. AR: Es las relación de aspecto, es decir la relación entre la envergadura y la cuerda media.

Cuerda media. c: Normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser

distintos a lo largo de la envergadura y además las cuerdas que los

constituyen van disminuyendo desde el encastre hasta las puntas. Se

define cuerda media como aquella que, multiplicada por la envergadura, es

igual a la superficie alar.

Eje lateral: Es una línea imaginaria que une ambos extremos de las alas

pasando por el centro del avión. Sobre ella se efectúa los movimientos de

nariz arriba (cabreada) y nariz abajo (picada)

Eje longitudinal: Se le llama así a la línea imaginaria que pasando por el

centro del avión une su parte delantera (nariz) con su parte trasera (cola).

Alrededor de esta línea se efectúa el movimiento de roll.

Eje vertical: Es la línea vertical imaginaria que cruza al avión por su centro,

perpendicularmente a los otros ejes, se llama eje vertical y es alrededor de

este eje que se ejecuta los movimientos de la proa o nariz hacia un lado y

otro, ya sea en virajes o en guiñadas.

Entrenamiento: Se conoce como la adquisición de conocimiento,

habilidades y capacidades como resultado de la enseñanza de habilidades

vocacionales o prácticas y conocimiento relacionado con aptitudes que

encierra cierta utilidad.

Envergadura: Es la distancia comprendida entre punta y punta del ala.

Estrechamiento (Taper ratio) λ: Se define por el cociente Ct/Cr en donde Cr

es la cuerda del perfil en el encastre y Ct es la cuerda del perfil en la punta.

Flecha (Sweep). Ʌ: Es el ángulo que forma la línea del 25% y una

perpendicular al eje longitudinal del avión. Si el ala no tuviera

estrechamiento, este ángulo seria el mismo que el formato por el borde de

ataque del ala, y la perpendicularidad al eje longitudinal. La flecha puede

ser progresiva o regresiva. En los reactores comerciales modernos oscila

212

entre 30° y 40°. La posición de la cuerda media aerodinámica respecto al

eje longitudinal del avión puede hallarse mediante formulas apropiadas o

geométricas. Su posición es de importancia en cuanto a consideraciones de

estabilidad longitudinal.

Factor de seguridad: Se conoce también como coeficiente de seguridad y

es el cociente entre un número que mide la capacidad máxima de un

sistema dividido en los requerimientos teóricos o asumidos como usuales.

Es un coeficiente que garantiza que bajo desviaciones aleatorias de lo

previsto exista un margen extra de prestaciones por encima de las mínimas

estrictamente necesarias.

Gravedad: Se conoce como una de las cuatro interacciones fundamentales,

se le llama también fuerza gravitacional o fuerza de gravedad, gravitación o

interacción gravitatoria.

Maniobra: Son las trayectorias de vuelo en donde las aeronaves se ubican

en actitudes inusuales, en demostraciones aéreas, competencias o labores

de entrenamiento militar.

Perfil aerodinámico: Se le conoce también como perfil alar, a la forma plana

que al desplazarse a través del aire logra crear una distribución de

presiones en todo su alrededor lo cual genera finalmente sustentación.

Superficie alar: Es la superficie de las alas, incluyendo la parte del ala que

pueda estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no

existieran estos elementos.

Velocidad: Es una magnitud vectorial que indica el desplazamiento de un

objeto por unidad de tiempo. Se considera entonces la dirección de

desplazamiento y el modulo.

Vuelo acrobático: Es la realización de una maniobra precisa en el espacio

tridimensional aéreo.

213

BIBLIOGRAFÍAS

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Fabricante. Disponible en http://www.mxaircraft.com/

Fabricante. Disponible en http://www.zivko.com/ZIVKO/index.html

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Conceptos. Disponible en http://www.air-races.com/Aircraft.htm

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http://www.redbullairrace.com/cs/Satellite/en_air/Official-Red-Bull-Air-Race-

Homepage/001238611393596

Normatividad. Disponible en

http://www.bruceair.com/aerobatics/aerobatics.htm

Perfiles Aerodinámicos. Disponible en ¡Error! Referencia de hipervínculo no

válida.

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http://www.bruceair.com/aerobatics/aerobatics.htm

http://xflr5.sourceforge.net/xflr5.htm

215

ANEXOS

ANEXO A. PLANOS MODELO PILOTO ANEXO B. PLANOS AERONAVE ACROBATICA

diseno conceptual aeronave robayo 2011

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