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GYROHARVEST. DISEÑO PRELIMINAR DE UN AUTOGIRO ADECUADO
PARA FUMIGACIÓN
ALEXANDER CARDONA OSORIODAVID GUILLERMO QUINTERO NAVA
JUAN SEBASTIAN STERLING FRANCO
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERÍAINGENIERÍA AERONÁUTICA
BOGOTÁ, D.C.2005
GYROHARVEST. DISEÑO PRELIMINAR DE UN AUTOGIRO ADECUADO
PARA FUMIGACIÓN
ALEXANDER CARDONA OSORIODAVID GUILLERMO QUINTERO NAVA
JUAN SEBASTIAN STERLING FRANCO
Trabajo de grado para optar al título deIngeniero Aeronáutico
Director
AURELIO MÉNDEZIngeniero Mecánico
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERÍAINGENIERÍA AERONÁUTICA
BOGOTÁ, D.C.2005
Nota de aceptación
________________________________________________________________________________________________________
____________________________________________________
___________________________Firma del presidente del jurado
___________________________Firma del jurado
___________________________Firma del jurado
___________________________Firma Asesor Metodológico
Bogotá D.C, 18-11-2005
Este proyecto está dedicado especialmente a nuestras familias, por su gran
esfuerzo y apoyo que nos han brindado a lo largo de toda la carrera, y a Dios por
habernos regalado la salud y el entendimiento para llegar hasta este momento tan
crucial en nuestras vidas.
AGRADECIMIENTOS
Agradecemos en general a toda la comunidad Bonaventuriana por su fraternidad y
apoyo que nos brindaron.
Al Ingeniero Mecánico, Aurelio Méndez, tutor incondicional quien desde un
comienzo mostró gran interés y apoyo en la orientación y desarrollo del proyecto.
Al grupo de ingenieros de la Universidad Libre quienes nos dedicaron parte de su
tiempo en la colaboración y orientación en el desarrollo del proyecto.
Gracias a la Asesora Metodológica, Amanda Moya, por sus orientaciones.
TABLA DE CONTENIDO
Pag.
INTRODUCCIÓN
LISTA DE TABLAS
Pág.
Tabla. 1. Aplicación de químicos.
Tabla. 2. Malezas que elimina el propanil 500.
Tabla. 3. Valores típicos de la carga discal y dimensiones del rotor.
Tabla. 4. Determinación de la cuerda del rotor.
Tabla. 5. Determinación de los coeficientes de sustentación necesarios.
Tabla. 6. Coordenadas del NACA 8H12.
Tabla. 7. Determinación Cl- σ .
Tabla. 8. Características aerodinámicas del rotor.
Tabla. 9. Velocidades rotacionales del rotor.
Tabla. 10. Determinación del drag del rotor.
Tabla. 11. Determinación del drag de la aeronave.
Tabla. 12. Determinación del número de Reynolds a diferentes
velocidades de vuelo.
Tabla. 13. Coeficientes del NACA 8H12.
Tabla. 14. Distribución de velocidades en el rotor.
Tabla. 15. Determinación de los ángulos de ataque, y de ataque
inducido del rotor.
Tabla. 16. Angulo de coneo.
Tabla. 17. Datos de peso y dimensiones de las palas.
Tabla. 18. Determinación de las fuerzas centrifugas.
Tabla. 19. Poder requerido para cada una de las velocidades de vuelo.
Tabla. 20. Potencia disponible.
Tabla. 21. Ratas de ascenso.
Tabla. 22. Relación de pesos de los componentes.
Ta
Tabla. 23. Centros de gravedad.
Tabla. 24. Pros y contras de los trenes.
Tabla. 25. Presión de las ruedas.
Tabla. 26. Número de ruedas típico para diferentes peso.
Tabla. 27. Llantas Utilización.
Tabla. 28. Eficiencia de la absorción.
Tabla. 29. Diámetro de las guayas.
Tabla. 30. Field Aspect Ratio
Tabla. 31. Centros de gravedad del motor.
Tabla. 32. Momentos de inercia del motor
Tabla. 33. Cargas mínimas dependiendo del punto de sujeción.
Tabla. 34. Fuerzas centrifugas del propeller.
Tabla. 35. Coeficientes para la minas 1.
Tabla. 36. Coeficientes para la minas 2.
Tabla. 37. Costos de materiales
Tabla. 38. Costos del personal.
Tabla. 39. Costos de la empresa.
Tabla. 40. Costos anuales de la empresa
Tabla. 41. Análisis de ingresos.
Tabla. 42. Análisis de viabilidad
Tabla. 43. Depreciación.
Tabla. 44. Interés.
Tabla. 45. Hangares.
Tabla. 46. Impuestos y licencias
Tabla. 47. Seguro.
Tabla. 48. Costos de combustible.
Tabla. 49. Costo de mantenimiento y reparación
Tabla. 50. Costos fijos
Tabla. 51. Costos variables
Tabla. 52. Costos totales.
LISTA DE FIGURAS
Pág.
Figura. 1. Comparación sistema de sustentación.
Figura. 2. Dibujo GyroHarvest.
Figura. 3. Perfil de la Misión 1.
Figura. 4. Consumo de de combustible del motor.
Figura. 5. Perfil de la misión 2.
Figura. 6. Esquema conceptual.
Figura. 7. W/S vs. Diámetro del rotor.
Figura. 8. Sólidos del disco vs. Cuerda de la pala.
Figura. 9. Cl. Vs Velocidad de vuelo.
Figura. 10. Distancias del ala a los estabilizadores en un avión convencional.
Figura. 11. Dimensiones del estabilizador horizontal.
Figura. 12. Estabilizador vertical y rudder.
Figura. 13. Drag lift to NACA 8H12 rotor.
Figura. 14. RPMS a cada velocidad de vuelo.
Figura. 15. Definiciones de loa ángulos de choque del rotor.
Figura. 16. Detalle del flujo a través del segmento de una pala en auto rotación.
Figura. 17. Fuerzas que actúan sobre la pala para equilibrio auto rotacional.
Figura. 18. Diagrama auto rotacional
Figura. 19. Diagrama auto rotacional del GyroHarvest
Figura. 20. Distribución de velocidades para diferentes ángulos de Azimut.
Figura. 21. Distribución de velocidades a ϕ =270 y ϕ =90
Figura. 22. Distribución de la sustentación.
Figura. 23. Fuerzas que actúan sobre la pala.
Figura. 24. Sección transversal de una pala convencional.
Figura. 25. Ángulos de coneo a diferentes velocidades de vuelo.
Figura. 26. Ángulo de preconeo.
Figura. 27. Fuerzas centrifugas a diferentes velocidades de vuelo
Figura. 28. Poder requerido (HP) para cada velocidad de vuelo.
Figura. 29. Potencia requerida y disponible.
Figura. 30. Ratas de asenso.
Figura. 31. Distancias de despegue.
Figura. 32. Momentos de Pitch en función del ángulo de ataque.
Figura. 33. Empenaje del rotor cuando esta adelante C.G.
Figura. 34. Empuje del rotor cuando está atrás del C.G.
Figura. 35. Ejemplo de un autogiro de perfil bajo.
Figura. 36. Ejemplo de una de un autogiro de perfil alto.
Figura. 37. Excursion Diagram.
Figura. 38. Ubicación de los centro de gravedad.
Figura. 39. Configuración del tren tipo triciclo.
Figura. 40. Ángulo entre el patín de cola y el tren principal.
Figura. 41. Configuración triciclo
Figura. 42. Configuración triciclo.
Figura. 43. Diagrama del tren de aterrizaje.
Figura. 44. Cargas en los trenes de aterrizaje.
Figura. 45. Esquema de las ruedas.
Figura. 46. Tolerancia de las ruedas.
Figura. 47. Tolerancia radial.
Figura. 48. Cargas en un autogiro.
Figura. 49. Clases de aterrizajes.
Figura. 50. Deflexión de las llantas.
Figura. 51. Propiedades físicas.
Figura. 52. Deflexión tren principal.
Figura. 53. Estabilidad de la interfase perna rueda.
Figura. 54. Interfase rueda pierna del tren de nariz.
Figura. 55. Sistemas de frenos.
Figura. 56. Dimensiones del rudder.
Figura. 57. Sistemas de pedales.
Figura. 58. Estandarización del largo de la pierna.
Figura. 59. Ajuste de los pedales.
Figura. 60. Sistema de control del rudder.
Figura. 61. Fuerzas en el rudder
Figura. 62. Fuerzas en los pedales
Figura. 63. Longitud de las guayas.
Figura. 64. Sistemas para evitar la holgura de las guayas.
Figura. 65. Esquema del stick de control.
Figura. 66. Movimientos del stick de control.
Figura. 67. Movimiento lateral.
Figura. 68. movimiento longitudinal.
Figura. 69. Tamaño de gota más deseado.
Figura. 70. Parte de Boquilla.
Figura. 71. Ancho de pasada.
Figura. 72. Calculo Teórico del ancho de pasada.
Figura. 73. Radio de giro.
Figura. 74. Tiempo de fumigación.
Figura. 75. Productividad.
Figura. 76. Equipo de fumigación.
Figura. 77. Bomba.
Figura. 78. Válvula de 3 vías.
Figura. 79. Boquilla.
Figura. 80. Panel de instrumentos.
Figura. 81. Air speed indicador.
Figura. 82. Altímetro.
Figura. 83. Vertical speed indicador.
Figura. 84. Tacómetro.
Figura. 85. EGT indicador.
Figura. 86. Hobbs meter
Figura. 87. Rotor tach.
Figura. 88. Compass.
Figura. 89. Indicador de presión.
Figura. 90. Vista lateral izquierda del motor
Figura. 91. Vista frontal del motor.
Figura. 92. Vista superior del motor.
Figura. 93. Puntos de sujeción del motor.
Figura. 94. Líneas de aceite.
Figura. 95. Radiador de aceite.
Figura. 96. Sistema eléctrico.
Figura. 97. Batería 12 V- 12 AH.
Figura. 98. Sistema de combustible.
Figura. 99. Silla tanque.
Figura. 100. Válvula de drenado
Figura. 101. Indicador de cantidad de combustible.
Figura. 102. Interruptor de la bomba auxiliar de combustible
Figura. 103. Selector de dos vías.
Figura. 104. Primer.
Figura. 105. Líneas de combustible.
Figura. 106. Tanque de combustible de emergencia.
Figura. 107. Eficiencias de diferentes diámetros de hélices.
Figura. 108. Propeller del motor.
Figura. 109. Palas del propeller.
Figura. 110. Hub del propeller.
Figura. 111. Instalación típica del propeller.
Figura. 112. Bancada del motor.
Figura. 113. Cargas en la bancada.
Figura. 114. Sección transversal de los tubos.
Figura. 115. Análisis por flexión de la barra C.
Figura. 116. Efecto de la deformación.
Figura. 117. Cortante.
Figura. 118. Momento y esfuerzo flector.
Figura. 119. Soporte del tanque de fumigación
Figura. 120. Esquema del soporte
Figura. 121. Carga soportada por el soporte.
Figura. 122. Mástil
Figura. 123. Secciones transversales del mástil.
Figura. 124. Medidas del mástil.
Figura. 125. Medidas de las secciones transversales del mástil.
Figura. 126. Estructura de la silla.
Figura. 127. Estructura de la silla vista lateral.
Figura. 128. Sección transversal de las barras de soporte.
Figura.129. Sección transversal de las barras del espaldar de la silla
Figura.130. Vista frontal del tubo en U.
Figura. 131. Deflexión máxima del tubo.
Figura. 132. Carga cortante.
Figura. 133. Momento flector.
Figura. 134. Vista lateral del tubo en U.
Figura. 135. Deflexión.
Figura. 136. Bending stress
Figura. 137. Partes de la cabeza del rotor.
Figura. 138. Hub bar.
Figura. 139. Carga centrifuga del la hub bar.
Figura. 140. Sección transversal de la hub bar.
Figura. 141. Fuerzas de Sustentación aplicadas a la hub bar.
Figura. 142. Bending moment and deflection of Hub bar.
Figura. 143. Teeter block.
Figura. 144. Teeter bolt.
Figura. 145. Teeter stand.
Figura. 146. Corte teeter stand
Figura. 147. Main rotor housing.
Figura. 148. Barra de torque.
Figura. 149. Lateral Fork.
Figura. 150. Corte A-A del lateral Fork.
Figura. 151. Longitudinal Forks.
Figura. 152. Corte A-A del longitudinal forks.
Figura. 153. Cheeck plates.
Figura. 154. Corte A-A Cheeck plates.
Figura. 155. Corte B-B Check plates.
Figura. 156. Barra de control.
Figura. 157. Cargas de la barra de control. (caso 1).
Figura. 158. Cargas de la barra de control (caso 2).
Figura. 159. Deflexión máxima.
Figura. 160. Máximo esfuerzo flector.
Figura. 161. Barra de torque.
Figura. 162. Push rods.
Figura. 163. Mecanismo que permite el doble movimiento del push rod.
Figura. 164. Estructura del estabilizador horizontal.
Figura. 165. Estructura del estabilizador vertical.
Figura. 166. Estructura
Figura. 167. Análisis de la estructura en Ansys.
Figura. 168. Esfuerzo máximo presentado en la estructura.
Figura. 169. Deformación de la estructura.
Figura. 170. Esfuerzo de la viga y el estabilizador horizontal.
Figura. 171. Carga de la viga principal.
Figura. 172. Momento flector de la viga principal.
Figura. 173. Esfuerzo flector máximo.
Figura. 174. Deflexión de la viga.
Figura. 175. Análisis de viabilidad
Figura. 176. Costos por hora de utilización
LISTA DE ANEXOS
Anexo A. Regulaciones.
Anexo B. Perfil Aerodinámico NACA 8H12
Anexo C. Lista de Materiales.
Anexo D. Planos.
GLOSARIO
Advancing blade: Es la porción del disco del rotor en la cual la rotación del blade
va en dirección de la trayectoria de vuelo.
Anodizing (Anodización): Es la aplicación de una capa delgada de óxido
sintético en un metal como aluminio, para evitar la entrada de
aire a la superficie de este, previniendo posibles problemas de corrosión.
Aleteo: Es el movimiento ciclico que realizan las aspas de un rotor de autogiro
hacia arriba y abajo. Normalmente a los rotores de autogiro se les permite este
movimiento mediante bisagras.
Arrastre: Es la fuerza aerodinámica que opone resistencia al movimiento de un
cuerpo, a través del fluido en el que se desplaza, debe ser contrarrestada por el
sistema de propulsión del vehículo. Esta fuerza se produce en la misma dirección
de la velocidad incidente sobre el cuerpo (en el caso de alas en dos dimensiones,
también llamadas "alas infinitas").
Autogiro (autogiro): Máquina más pesada que el aire en la cual se produce la
mayor sustentación en su sistema rotor, el cual va montado sobre la estructura, y
que consta de unos blades que rotan de forma horizontal.
Auto rotación: Es la condición de vuelo, en donde el aire relativo mueve las palas
del rotor, produciendo la sustentación necesaria para el vuelo de la aeronave.
Balance: Es cuando las palas tienen magnitudes de peso iguales, haciendo que la
distribución de peso sea igual en todas las partes del rotor.
Carga Alar: Es la relación definida como el peso total de una aeronave sobre el
área de sus alas, en el caso de autogiros y helicópteros esta cantidad se calcula
como el peso total de la aeronave sobre el área (circular) que barre el rotor, y se
denomina más acertadamente "Carga del disco" en este caso.
Carga Discal: Es la carga soportada por el disco del rotor de un autogiro,
determinada por el peso de la aeronave dividido sobre el total del área del disco.
Carga Paga: Es la máxima carga que puede transportar un vehículo, en este valor
no se incluye el peso del vehículo. Es el máximo peso que con que se puede
cargar la aeronave, es la suma de: La carga, el piloto, los pasajeros, lubricantes y
combustible. Esto equivale al "Peso total" menos el "Peso vacio" (Véase más
adelante).
Carga Útil: Es la misma "Carga paga".
Centro Aerodinámico: Es el punto donde el coeficiente de momento tiene un
valor constante para cualquier ángulo de ataque. En este punto existen
sustentación, arrastre y un momento constante. (Méndez, 1995)
Centro de Presión: Es el punto donde la resultante de las fuerzas sobre el perfil
eliminan el momento en este punto, existiendo así sólo sustentación y arrastre en
este punto. La posición de este punto depende del ángulo de ataque
Comprensibilidad: Fuerza que actua en la pala del rotor, cuando la velocidad de
la punta de la pala se acerca a la velocidad del sonido.
Coneo: Debido a que las palas son las que soportan las fuerzas de sustentación,
tienden a doblarse hacia arriba en forma cónica, originando un ángulo llamado
ángulo de coneo.
Cuerda: Es una línea recta entre el centro exacto del leading edge y el trailing
edge de la pala del rotor.
Desbalanceo: Si las palas del rotor no están balanceadas se producen
movimientos bruscos en los mandos de control e inestabilidad en el vuelo de la
aeronave.
Disco: Es el área barrida por las palas del rotor.
Disimetría de la sustentación: Debido a que las palas del rotor giran una detrás
de la otra, se dice que hay una pala de avance, y otra que la sigue. La pala de
avance tiene mas sustentación debido a que su velocidad es mayor, a esto se le
llama disimetría de la sustentación.
Dynamic roll over: Un roll over en el suelo es causado por un violento flapeo del
rotor. Causado por insuficientes rpm s del rotor combinada con excesiva velocidad
sobre el suelo.
Empuje: Es la fuerza producida por una hélice o rotor en sentido axial.
Flapeo: Es el movimiento hacia arriba y hacia debajo de la pala de rotor, el cual es
causado por el cambio en las velocidades del aire.
Flare: Es una maniobra de aterrizaje hecha cerca del suelo para disminuir la rata
de descenso del autogiro así como su velocidad.
Ground effect: Es un aumento benéfico de la sustentación cerca del suelo, esta
es producida cuando la altura del suelo al rotor es igual a la mitad del diámetro del
rotor. En este momento es requerida una menor potencia del motor debido a un
empuje que rebota desde el piso al rotor.
Ground vortex: Es el torbellino que se forma en el borde delantero del rotor
cuando el autogiro vuela a velocidades bajas cerca al suelo.
Hélice: En este trabajo, se utiliza esta palabra exclusivamente para denotar la
hélice de propulsión del autogiro, la cual puede estar atrás o adelante. Es
responsable del movimiento hacia adelante del autogiro.
Horsepower loading: Es la relación entre peso de la aeronave y los caballos de
potencia que tiene el motor de la aeronave.
Induced Power: Es la potencia asociada con el empuje del rotor al pasar el aire a
través de los blades del rotor.
Induced velocity: Es la velocidad que va en dirección hacia abajo generada por
el empuje del rotor.
Leading edge: Es el borde de ataque de todo componente aerodinámico, en
donde el aire que pasa a través de el es guiado hacia el resto de la superficie.
Load factor: la relación entre el empuje y el peso de la aeronave.
Mástil: Es La principal estructura del autogiro, ya que ensambla las palas del
rotor al resto de la aeronave.
Naca: Sigla del: National Advisory Commitee for Aeronautics (EEUU), encargado
de la investigación aeronáutica del gobierno de Estados Unidos, que
posteriormente asumió funciones adicionales y pasó a ser la actual NASA.
Desarrollaron un sistema para describir perfiles aerodinámicos matemáticamente,
los perfiles así descritos se denominan perfiles NACA.
Pattern: Es la alineación de todos las palas del rotor para que queden
perfectamente balanceados.
Perfil Aerodinámico: Se denomina perfil aerodinámico a la sección del cuerpo
hecha por un corte paralelo al flujo del aire sobre el cuerpo. La forma del perfil
determina las características aerodinámicas del cuerpo.
Peso Total: Es el peso máximo que puede levantar la aeronave, depende del
diseño de la misma. En este peso se incluye el peso de la aeronave ("Peso vacio")
y la máxima capacidad de carga ("Carga paga'').
Peso Vacio: Es el peso de la aeronave sin carga, sin pasajeros, sin pilotos, sin
lubricantes y sin combustible. En otras palabras el peso de la aeronave al terminar
su fabricación.
Pitch: Es el ángulo entre la cuerda de la pala y un plano perpendicular a los
rodamientos del rotor.
Potencia Específica: Es la relación entre la potencia y la masa, en este trabajo se
utiliza la cantidad potencia sobre peso con este nombre, la cual es proporcional a
la potencia específica como tal. Adicionalmente el inverso de esta cantidad es
frecuentemente utilizado en el análisis y diseño de aeronaves, y aparece en la
literatura en inglés como "power loading".
Power loading: Es la relación entre el peso de la aeronave y la rata de
horsepower del motor.
Prerotación: Se denomina así a la acción de hacer girar el rotor de un autogiro
antes de su despegue, con el fin de acortar su carrera de despegue o realizar un
despegue vertical. Se puede realizar con el motor o manualmente.
Relación de Aspecto: En un ala finita, se define como el cuadrado de la
envergadura sobre el área del ala.
Relación Carga: En este trabajo se denomina así a la relación calculada como
carga útil sobre peso total de la aeronave.
Roll: Inclinación del autogiro sobre su eje longitudinal.
Rotor: En este trabajo, se denomina así a "la hélice" superior de un helicóptero o
un autogiro. Se encarga de producir la fuerza necesaria para permitir el vuelo.
(Véase la definición de hélice arriba)
Solides: Es la porción del disco del rotor la cual es llenada por las palas y es
determinada por la relación entre el área total de la pala y el área discal.
Sustentación: Es la fuerza aerodinámica, que permite el vuelo de una aeronave,
se produce por diferencias en las distribuciones de presión en las caras superior e
inferior de un "perfil aerodinámico", esta fuerza se dirige en la dirección
perpendicular a la velocidad incidente sobre el cuerpo.
Teetering rotor: Es un rotor con dos palas y una sola bisagra para el flapeo
Trailing edge: Es el borde de salida de todo componente aerodinámico.
Velocidad de Crucero: Es aquella velocidad en donde la aeronave tiene su
mayor eficiencia.
INTRODUCCIÓN
La Industria Aeronáutica ha venido incursionando en cada uno de los aspectos
que influyen en la vida de los seres humanos, y la agricultura, no es la excepción.
Fue a principios del siglo XX que el hombre incursionó en la aspersión aérea, pero
hasta después de la segunda guerra mundial es que se empezó a trabajar
propiamente en el tema de la fumigación por medio de aeronaves.
Ya que para la fumigación de los cultivos de arroz, caña de azúcar, y de otros
alimentos, se han estado utilizando aeronaves desde hace algún tiempo,
obteniendo más confiabilidad, seguridad y rapidez en la aplicación de los
químicos.
Para obtener mejores resultados en las aplicaciones aéreas es necesario manejar
velocidades de aspersión bajas, y dado que las aeronaves de ala fija deben
mantener una velocidad de avance mínima para garantizar su sustentación, y
otras como los helicópteros generan turbulencia, que afecta el flujo normal de los
químicos de aspersión, es necesario implementar otro tipo de tecnología
aeronáutica, dentro de la cual se encuentran los autogiros.
Los autogiros, no generan turbulencias que afecten el flujo de los químicos,
manejan velocidades pequeñas. Estas Propiedades que lo caracterizan son muy
importantes en lo referente a la aspersión de cultivos ya que uno de los principales
problemas en la aspersión aérea es la precisión en la fumigación, viéndose
afectada en el caso de la utilización de helicópteros y aeronaves de ala fija.
Muchas áreas que no requieren fumigación terminan siendo afectadas por los
químicos de aspersión a causa de no fumigar con una aeronave mas apropiada
para esta función, trayendo como consecuencia problemas en los cultivos,
afectando la rentabilidad del negocio de la agricultura.
Por medio de la aspersión con autogiros se puede demostrar la versatilidad de
este sistema sobresaltando las grandes ventajas que tiene respecto a otros
medios tradicionales de fumigación.
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 TITULO
Gyroharvest. Diseño preliminar de un autogiro adecuado para fumigación.
1.2 ANTECEDENTES
Los autogiros nacieron antes que los helicópteros, pero la Industria Aeronáutica
los paso de largo, y nunca se investigó mucho acerca de las aplicaciones en la
que se podrían usar dichas aeronaves, sin embargo, se sabe que los autogiros
aunque no son muy comerciales ya fueron utilizados en la fumigación de cultivos,
ya existen en el mundo diseños especializados en fumigación.
En Colombia también hubo intenciones de implementar el autogiro como
herramienta útil para la fumigación de cultivos, pero nunca llegaron a dar los frutos
que se esperaban debido a las situaciones económicas y sociales de Colombia,
pero esto no quiere decir que las aeronaves de este tipo no sirvan para cumplir las
tareas de fumigación que se le asignen.
Dado a que estas aeronaves tienen unas características especiales, que ninguna
otra aeronave puede cumplir, como son sus bajas velocidades de operación, y sus
bajas emisiones de turbulencias generadas por el rotor principal de la aeronave, el
autogiro es la solución para incrementar la eficiencia en las aplicaciones de
químicos agrícolas en los cultivos.
1.3 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA
A través de los años las máquinas han venido desplazando a los seres humanos
en algunas de las tareas que hacían por si mismos. Debido a que esto ha
cambiado, el hombre ha inventado nuevas técnicas, y tecnologías que le han
permitido un desarrollo más fácil y además una interacción práctica con el entorno.
Una de las tecnologías más importantes inventadas por el hombre es la aviación,
la cual es utilizada en muchas áreas productivas de la sociedad.
Cien años de aviación la describen como una tecnología reciente pero con
grandes resultados; claro teniendo en cuenta aún limitaciones, que por medio de
técnicas de diseño se pueden solucionar, modificando algunas partes, o algunos
sistemas de una aeronave.
Colombia es un país agrícola, que depende de sus riquezas naturales para
subsistir, y comerciar con otros países, por lo cual se debe garantizar que sus
productos sean de muy buena calidad.
Uno de los problemas presentados en el sector de la agricultura es el de la
fumigación, la cual tomando como ejemplo a los cultivos de arroz, es costosa, y
poco eficiente, ya que se utilizan métodos muy rústicos como la aspersión por
medio de galpones, o muy costosos como la aplicación de químicos con aviones.
El problema verdadero es ¿Cómo a través del diseño de un autogiro, se
desarrolla una propuesta versátil y económica para la fumigación de cultivos? .
1.4 JUSTIFICACIÓN
El diseño de un autogiro adaptado para un sistema de fumigación, podrá cumplir
las tareas asignadas, ya que dependiendo de la geografía del país, se podrá usar
un método mucho más económico para la fumigación de diferentes clases de
cultivos ubicados sobre áreas planas.
La investigación acerca de todos los elementos necesarios para el diseño de este
tipo de aeronaves, es fundamental, ya que no existe mucha información que sea
de gran utilidad para garantizar el completo desarrollo de un autogiro. Esto se
debe a que las grandes empresas aeronáuticas no se han preocupado por
desarrollar tecnologías acordes con esta forma de vuelo no convencional.
Hoy en día se puede encontrar mucha información de aeronaves convencionales
como los aviones y los helicópteros, pero no para los autogiros, por lo cual hay
que recurrir a la experiencia de algunas personas que llevan trabajando algún
tiempo con esta clase de aeronaves, y que saben qué hacer para solucionar los
problemas que se puedan encontrar en el camino.
1.5 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN
1.5.1 Objetivo general
Diseñar de forma preliminar un autogiro, adecuado a un sistema de fumigación
para desarrollar tareas de aspersión de químicos sobre cultivos de arroz, ubicados
en terrenos planas.
1.5.2 Objetivos específicos
§ Definir el perfil para las palas del rotor.
§ Diseñar preliminarmente el sistema rotatorio.
§ Diseñar preliminarmente la estructura y superficies de control.
§ Estudiar y seleccionar la planta motriz.
§ Diseñar preliminarmente el tren de aterrizaje.
§ Diseñar preliminarmente los comandos de control.
§ Adecuar los sistemas de instrumentos.
§ Adecuar un sistema de fumigación de acuerdo a las características del diseño
de la aeronave y a las necesidades a suplir.
§ Desarrollar los planos esquemáticos de los sistemas mencionados
anteriormente.
§ Seleccionar los materiales que se van a utilizar en cada una de las diferentes
partes.
§ Evaluar cada una de las partes aerodinámicas que influyan en el buen
desempeño de la aeronave.
§ Realizar una comparación del Autogiro Gyroharvest con otros sistemas
relacionados con la fumigación para analizar las ventajas y desventajas entre
los mismos.
§ Ubicar el diseño preliminar del autogiro dentro de una categoría definida para
establecer la normatividad a tener en cuenta.
1.6 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
1.6.1 Alcances
Con este proyecto se llega hasta un diseño preliminar, en donde se comienza a
definir, cada uno de los cambios mayores de la aeronave, haciéndolo mediante la
implementación de la base analítica. De todas maneras se profundiza con un
mayor detalle en algunos puntos. Finalmente también se hace el diseño de los
ítems mayores, y se estiman los costos del proyecto.
1.6.2 Limitaciones
La principal limitación que hay para la realización de este proyecto es la obtención
de información; esto debido a los pocos estudios científicos realizados por la
Industria Aeronáutica sobre este tipo de aeronaves. Además muy pocos países se
han visto interesados en el tema de los autogiros por razones de funcionalidad o
simplemente por desinterés.
Como no hay suficiente información (teórica), es necesario recurrir a la experiencia
de algunos pocos que han estudiado por algún tiempo a los autogiros, y que
comparten sus experiencias con quien las necesite.
Además de esto el autogiro no se construiría, no habría un diseño de la planta
motriz, no se diseñaría de forma detallada el aparato, sin tener en cuenta
diferentes piezas como bisagras, cableado eléctrico, sistema hidráulico,
instrumentos de vuelo, etc., los cuales se podrían conseguir en el mercado.
Los análisis de estabilidad dinámica no se evaluarán, debido a que no existen
estudios serios acerca de esto y solamente se realizará el estudio de la estabilidad
estática de la aeronave tendiendo en cuenta los estudios empíricos que si se han
hecho al respecto.
2. MARCO DE REFERENCIA
2.1 MARCO CONCEPTUAL
El autogiro durante los últimos cincuenta años ha venido operando de manera
deportiva y experimental, lo cual ha ido cambiando durante la última década, ya
que hay muchas personas que han visto este medio de transporte aéreo como una
forma muy eficiente para ser utilizado en diferentes actividades económicas para
el hombre. Inclusive ingenieros, diseñadores y en general todas las personas
involucradas en el mundo de la aviación ha comenzado a desarrollar técnicas,
conceptos, métodos, involucrados con la ciencia que envuelve el mundo de los
autogiros, inclusive estableciendo sus propios estándares para el diseño y
funcionamiento de este.
2.2 MARCO LEGAL Y NORMATIVO
En Colombia, no existen regulaciones para el diseño, operación o mantenimiento
de ninguna aeronave del tipo de los autogiros, por lo cual hay que guiarse por
regulaciones que otros países han originado para esta clase de aeronaves.
Unas de las regulaciones que hablan del diseño y operación de los autogiros son
dadas por la CAA, en la cual se basa el diseño preliminar del Giroharvest. Esta
regulación con sus respectivos apartes se especifican en el anexo 1.
2.3 MARCO TEORICO
2.3.1 Marco histórico
La historia de los autogiros comienza en 1910 en España, cuando el ingeniero
español Juan de la Cierva en compañía de algunos amigos empieza a construir
los primeros aviones españoles en la historia. Trabajó arduamente en el
perfeccionamiento de sus aviones, pero durante un concurso de aviación militar
español, su avión cayó, destruyéndose por completo, debido a una falla en el
motor. Aunque el piloto del avión fue afortunado y no sufrió heridas graves, este
acontecimiento conmocionó a Juan de la Cierva profundamente, haciendo que
desde entonces buscara una forma más segura de volar, aún a bajas velocidades,
algo que en la época era considerado una utopía.
Después de algunos años, Juan de la Cierva inventó el autogiro, una aeronave
que cumplía a cabalidad las metas que se había impuesto. Este fue un avance
radical en el desarrollo de la aviación de la época, ya que fue la primera aeronave
en utilizar "alas rotatorias" con éxito.
El primer prototipo de su autogiro, denominado C-1, nunca voló debido problemas
en el diseño, pero con él se pudo realizar una mejor comprensión del principio de
auto-rotación que hace que el autogiro vuele.
Posteriormente, Juan de la Cierva construyó dos autogiros más, pero ninguno de
los dos completó su misión de vuelo; solamente lograron que "saltaran" volviendo
a caer nuevamente. Estos fracasos hicieron que Juan de la Cierva realizara un
estudio más detallado de las causas de los fracasos obtenidos, fue así como
decidió cambiar el diseño del rotor, anteriormente rígido, por un rotor con un
sistema de bisagras, que permite compensar las diferencias en las fuerzas
aerodinámicas presentes en los dos lados de un rotor de autogiro, así como
minimizar el efecto giroscópico que hacía que el autogiro se volteara al intentar
cambiar de dirección de vuelo.
Fue así como el 17 de enero de 1923 se realizó el primer vuelo exitoso de un
autogiro, mediante el popular C-4; el primer autogiro en incorporar las nuevas
aspas con bisagras.
Además de ser el primer autogiro en lograr volar con éxito, el C-4 cumplió otra
importante función histórica: demostrar la seguridad de los autogiros ante pérdidas
de potencia. El 20 de enero de 1923, sólo 3 días después del primer vuelo exitoso,
el C-4 sufrió un accidente, perdiendo totalmente la potencia del motor; sin
embargo este accidente fue una clara muestra de la seguridad del fantástico
diseño de Juan de la Cierva. El piloto logró aterrizar sin mayores problemas el
autogiro, aún sin potencia en el motor, este sufrió daños mínimos, y el piloto sólo
resultó un poco golpeado durante el aterrizaje.
En otro vuelo de prueba, un nuevo accidente con el modelo (C-6), se reconfirmó la
gran seguridad de los autogiros ante pérdidas de potencia, cuando el motor perdió
por completo su potencia a una altura de entre 30 y 60 metros. El piloto logró
maniobrar el autogiro hasta un lugar seguro y descenderlo con daños mínimos; el
piloto nuevamente resultó ileso. Este accidente hubiera tenido desastrosas
consecuencias de ocurrir en un avión.
Todos estos autogiros tenían que ser "prerotados" para poder despegar, algunos
debían ser prerotados manualmente antes de que el autogiro "tomara pista" y
otros más grandes, se prerotaban a partir de una derivación del motor utilizando
un sistema de embrague. Varias mejoras realizadas posteriormente por Picairn en
1931 se introdujeron a este sistema, de tal forma que redujera su peso, El nuevo
prerotador por embrague fue introducido con éxito en el PCA-2 y en el C-19. A
partir de este momento, este fue el método preferido para realizar la "prerotación"
(con el motor).
En esta misma época, el 5 de agosto de 1931, el Wilford WRK, se convirtió en el
primer autogiro en lograr utilizar aspas rígidas (sin bisagras), utilizando una
novedosa forma para lograr el mismo efecto que las bisagras. El rotor cambia su
paso a medida que rota, compensando así las diferencias de fuerzas en ambos
lados del autogiro.
Como se mencionó anteriormente, todos los autogiros debían ser prerotados y
luego debían utilizar una pequeña cantidad de pista para despegar. Sin embargo
si fuera posible alcanzar una buena velocidad de prerotación, el autogiro podría
estar en capacidad de despegar verticalmente. Esta nueva idea de Juan de la
Cierva se puso en práctica en octubre 28 de 1934, en el C-30, después de un año
de pruebas y refinamiento en este sistema. Este fue el primer autogiro (y aeronave
más pesada que el aire) en lograr despegar verticalmente, lo que el mismo Juan
de la Cierva denominó: "despegue en salto".
Otra contribución histórica del C-30 es que fue el primer autogiro en utilizar el
"control directo". Los autogiros anteriores utilizaban superficies de control similares
a las de los aviones para maniobrarlo, en este modelo se utilizaba directamente el
rotor para realizar el control de la aeronave.
Irónicamente, el 9 de diciembre de 1936 muere Juan de la Cierva en un accidente
aéreo en un avión DC-2 de la KLM por pérdida de sustentación debido a la baja
velocidad durante el despegue, y el avión no logró la altura necesaria,
estrellándose; un accidente que no puede ocurrir en un autogiro.
Lentamente el interés en los autogiros comienza a decrecer debido a la aparición
de los primeros helicópteros, que pueden ser llamados con certeza "los hijos de
los autogiros", El creciente interés hacia los helicópteros se debe a que tienen una
capacidad bastante útil en el campo militar y de rescate: a diferencia de los
autogiros, pueden permanecer quietos en el aire. Los desarrollos en los autogiros
disminuyen radicalmente, aunque aún se utilizan para varias labores, entre las
cuales están: transporte de correo entre barcos y tierra firme, transporte entre
ciudades cercanas, herramienta de calibración de los recién inventados radares
ingleses durante la segunda guerra mundial, entre otras.
Después de la guerra, los autogiros hicieron una lenta desaparición de muchos
campos, quedando así dedicados casi exclusivamente a labores de recreación, en
forma de ultralivianos y aeromodelos. Aunque en el presente, esto está
comenzando a cambiar, gracias a algunas pocas compañías que han visto el
potencial de los autogiros como elemento de negocio y herramienta de transporte.
2.3.1.1 En Colombia
La utilización de autogiros en Colombia ha sido bastante restringida. La primera
referencia que se tiene de un autogiro en territorio colombiano es de un autogiro
ultraliviano, en la década de los setenta, en el Valle del Cauca, a este autogiro se
le adaptó un sistema de fumigación, y fue utilizado con este fin por el señor
Máximo Tedesco.
En Colombia, los autogiros se han utilizado esporádicamente en forma de
ultralivianos y aeromodelos, con fines recreativos, en otros campos, estas
aeronaves no se utilizan.
2.3.2 Generalidades sobre fumigación aérea con autogiro
2.3.2.1 Ventajas de la aspersión aérea por medio del AutogiroLas ventajas que se obtienen con las aplicaciones aéreas por medio de un
autogiro son:
• Rapidez. Se utiliza un menor tiempo de aspersión que el gastado por medio de
aplicaciones terrestres. Se pueden lograr cubrimientos de grandes extensiones
agrícolas,
• Terrenos húmedos Las aplicaciones aéreas en general permiten tratar
cultivos en terrenos demasiado húmedos, difíciles de trabajar con equipos
terrestres.
• Daños. La compactación de los suelos debido al peso de los equipos terrestres
y los daños físicos al cultivo, son problemas evitados en aplicaciones aéreas.
• Ahorro. Por medio de un autogiro se reducen los costos debido a que no hay
necesidad de tener pistas largas ni grandes zonas para ubicar la base de
operación.
2.3.2.2 Desventajas de la aspersión aérea por medio de un autogiro.
• Velocidad de Aspersión. Se utiliza un mayor tiempo de aspersión que el
gastado por medio de otra clase de aplicaciones aéreas. Se pueden lograr
cubrimientos de grandes extensiones agrícolas,
• Contratos de operación. El agricultor estaría sometido a turnos de operación,
que pueden impedir la aplicación oportuna de los pesticidas.
• Áreas. El autogiro está limitado a fumigar áreas relativamente pequeñas
aproximadamente 16 hectáreas, por causa de la capacidad de carga de
químicos.
2.3.3 Aspectos básicos que deben tenerse en cuenta en las aplicacionesaéreas.
2.3.3.1 Velocidad del viento.No se deben hacer aplicaciones de químicos cuando la velocidad del viento
exceda a los 15 kilómetros por hora. A una mayor velocidad del viento, se
aumenta la deriva, así como los peligros de contaminación del medio ambiente.
También se deben evitar las aplicaciones durante las horas de mayor temperatura,
cuando hay corrientes ascendentes; esto sucede entre las 11:00 a.m. y las 3:00
p.m., en donde no es conveniente la aplicación de químicos, ya que la temperatura
aumenta y la humedad relativa disminuye, lo cual produce mayor volatilización de
las gotas del químico. Además en este lapso de tiempo aumentan las corrientes
térmicas de aire, impidiendo que algunas gotas se depositen en el cultivo,
provocando que sean arrastradas hacia arriba, lo que produce una aplicación
deficiente por subdosis, originando problemas de contaminación ambiental.
En el caso de aplicación de herbicidas, se debe buscar que el tamaño de gota no
sea inferior a 400 micras y que la velocidad del viento, no sea superior a 10
Km/hora (5 nudos).
2.3.3.2 Altura de aplicación
La altura normal de aplicación de químicos para aeronaves equipadas con
boquillas debe ser de 1,5 a 2,5 metros sobre el nivel del suelo o de las palmas.
Si se aumenta la altura de aplicación, aumenta el ancho de pasada, pero también
aumenta la deriva (arrastre) y la pérdida del plaguicida por evaporación.
A menor altura de vuelo dentro de los límites razonables, son menores los
problemas.
2.3.3.3 Ancho de pasada.
Conocida la clase de aeronave y el tipo de aplicación que se va a realizar, se
marcan sobre el cultivo unas fajas por medio de banderas (ojala de colores
intercalados), unas distancias determinadas y uniformes que van a servir de guía
para que el piloto pueda hacer el cubrimiento del cultivo.
Para marcar el sentido del bandereo , es necesario tener en cuenta la dirección
del viento, los cultivos aledaños, los caños, los ríos, las habitaciones, todo con el
propósito de evitar la contaminación y sus efectos.
2.3.3.4 Velocidad de Aspersión del autogiro
La velocidad normal del autogiro es de 90 Km/h. Sin embargo por las
características de vuelo de este es posible realizar aplicaciones aéreas a menores
velocidades.
Para lograr una aplicación uniforme, la velocidad de vuelo debe ser constante,
constancia que se logra efectuando las aplicaciones en los momentos de menos
viento, preferiblemente a tempranas horas de la mañana o al atardecer.
2.3.3.5 Clase de equipo utilizado
Los sistemas más utilizados para asperjar productos agroquímicos por avión son:
Boquillas (Spraying System Co).
Micronair
Minispín (No está aprobado por el ICA).
2.3.3.6 Cobertura
De acuerdo al producto a aplicar, se necesita gota fina o medio fina, para
funguicidas o herbicidas de contacto. En otros productos como insecticidas o
matamalezas hormonales, puede usarse gota gruesa.
Las gotas se clasifican de acuerdo a su diámetro, medido en micras en:
1000 micras . Lluvia moderada.
500 .. Lluvia ligera.
200 .. Llovizna (pulverización)
100 .. Neblina.
30 . Nube.
15 . Aerosol grueso.
El tamaño de la gota está estrechamente relacionado con la altura de la
aplicación, la densidad del plaguicida y los factores ambientales; se regula con la
elección de las boquillas y con la posición de éstas en el boom o aguilón.
Para obtener buenos resultados en una aplicación de herbicidas, se requiere como
mínimo una densidad de 20 gotas/cm2 con tamaño que puede variar entre 200 y
1000 micras de diámetro.
Para lograr un buen resultado en la aplicación de un insecticida, se requiere como
mínimo una densidad de 50 gotas/cm2 y un tamaño más pequeño que en el caso
de los herbicidas.
En condiciones estables y dentro de ciertos límites, las gotas pequeñas penetran
más fácilmente en el follaje y las grandes cubren la parte superior del mismo.
2.3.3.7 Temperatura
Si la temperatura ambiental aumenta, también aumenta el grado de evaporación
de un producto agroquímico, haciendo que las aplicaciones no sean
suficientemente eficientes.
2.3.3.8 Humedad relativa.
Esta es menor en invierno que en verano.
Las aplicaciones realizadas con una humedad relativa del 60% o menos, no son
las más aconsejables, por lo que se debe aumentar el tamaño de la gota.
Como ejemplo para ilustrar la incidencia de la humedad relativa sobre las gotas se
puede citar el experimento realizado en un aire de 50% de humedad relativa y con
un viento cruzado de 1 milla/hora (1.609 Km/hora). Las gotas de 80 a 120 micras
desaparecen en menos de 2 metros de caída; las gotas de 200 micras alcanzan el
suelo, pero a medida que aumenta la distancia de caída, se hacen
progresivamente más pequeñas y aumenta su deriva.
2.3.3.9 Volumen de la mezcla aplicada por hectárea.
Para efectos de establecer costos, se han establecido los siguientes tipos de
aplicaciones convencionales:
• Ultra Bajo Volumen: Este tipo de aplicación abarca los rangos desde 0.12
hasta 0.5 galones por hectárea, además esta aplicación se hace sin mezclar
con agua, es decir el agroquímico puro.
• Bajo Volumen: Este tipo de aplicación abarca los rangos desde 1.3 hasta 5.2
galones por hectárea. Esta clase de aplicación se utiliza para la aplicación de
algunos insecticidas y herbicidas. Se puede o no utilizar mezclas con agua.
• Alto Volumen: Este tipo de aplicación va desde los 6 galones por hectárea en
adelante; y es el más implementado en aeronaves de aspersión tradicionales.
2.3.3.10 Clima
Dentro de un área pueden suceder diferentes fenómenos climáticos como:
• Inversión. La inversión se produce cuando el aire está en calma y se
encuentra más frío sobre el nivel del suelo, para irse calentando hasta cierta
altura, después de la cual se hace más frío.
La aspersión en la capa de aire frío al nivel del frío al nivel del suelo durante
una inversión tiene un mínimo movimiento puede causar que esta masa de
partículas sea arrastrada a gran distancia antes de caer.
• Convección. Ocurre la convección cuando el aire es más caliente al nivel del
suelo y se va volviendo más frío a medida que aumenta la altura. Durante una
fuerte convección, el aire caliente cerca del suelo se eleva arrastrando con él
las más pequeñas partículas de plaguicidas.
• Volatilización. Temperaturas altas u otras condiciones climáticas pueden
causar evaporación del ingrediente activo o del solvente; razón por la cual
deben ser aplicados durante períodos de relativa baja temperatura y alta
humedad relativa. Si el ingrediente activo es más volátil que el solvente, se
presenta una subdosis en el área tratada. Si ocurre lo contrario, o sea que el
solvente es más volátil que el ingrediente activo, se puede presentar una
fototoxicidad.
2.3.4 Equipo de aspersión
Se hace a continuación una descripción general del equipo utilizado en las
aeronaves más utilizadas en Colombia para uso agrícola, que usan un sistema de
aspersión con boquilla.
2.3.4.1 Tanque
El tanque debe ser de un material a prueba de fugas y resistente a la corrosión
como la fibra de vidrio.
Interiormente, este depósito debe estar provisto de un sistema de rompeolas
necesario para impedir que el líquido se desplace violentamente contra las
paredes del tanque, cuando la aeronave hace los virajes.
Dentro de la cabina, el piloto puede observar el nivel del contenido del tanque, ya
que en una de sus paredes están marcadas las escalas medidas en litros para el
caso del Gyroharvest, que indican la cantidad de mezcla de químico.
Dependiendo del tipo de avión y de la aplicación convencional a realizar, la
siguiente tabla ilustra la cantidad de hectáreas tratadas por vuelo de acuerdo a la
capacidad total de mezcla del tanque con que puede despegar el avión de la pista.
Tabla 1. Aplicación de químicos de diferentes aviones
Has. Tratadas por vueloGalones por Hectárea
Tipo de avión
Capacidad totalde mezcla engalones * por
despegue 7 10 14 20
Pawnee 235 100 14,3 10 7,1 5
Pawnee 260 130 18,6 13 9,3 6,5
Cessna
Awagon 180 25,7 18 12,8 9
Gyroharvest
Cessna Truck 200 28,6 20 14,3 10
Fuente. Ica
2.3.4.2 Filtros
Para evitar la obstrucción de las boquillas, se hace necesario colocar filtros, desde
la boca del cargue hasta las boquillas, las cuales se encuentran distribuidas en
forma estratégica dentro de todo el sistema del equipo de aspersión.
Después de la bomba, entre el tubo que conduce el aguilón, se encuentra
colocado un filtro grande principal y dentro de cada boquilla debe estar instalado
un pequeño filtro. Todo el sistema de filtros se debe revisar frecuentemente.
2.3.4.3 Boom.
Tubo principal que viene de la bomba, se derivan dos tubos a lado y a lado de la
aeronave, que soportan las boquillas y el cual se denomina boom o aguilón.
El boom debe ser de un material liviano y en sus extremos van colocados tapones
para facilitar la limpieza del aguilón. El boom debe poseer una válvula de cierre
hermético.
2.3.4.4 Boquillas
La mayoría de boquillas van soportadas en el boom por medio de una pieza de
enrosque, las cuales deben estar atornilladas a igual profundidad para evitar
errores o diferencias de caudal entre boquillas.
Pawnee 235 . 43 boquillas
Pawnee 260 . 43 boquillas
Cessna Awagon ... 44 boquillas
Cessna Truck 64 boquillas
Gyroharvest 22 boquillas
Las boquillas más utilizadas son del tipo TEEJET de diafragma No. 4664 de
Spraying System, Co de cono, con discos dosificadores, fácilmente cambiables.
El ángulo de colocación de la boquilla en el boom con relación a la dirección del
vuelo, afecta enormemente el tamaño de la gota:
• Cuando el orificio de salida queda enfrentado a la corriente de aire, la nube
asperjada se descompone y el líquido se adhiere a la boquilla, formando gotas
gruesas; esta posición es contraindicada.
• Cuando el orificio de salida está en posición contraria a la corriente de aire, se
obtienen gotas demasiado grandes, con diámetros superiores a 3000 micras, lo
cual corresponde a un aguacero.
• La posición vertical de la boquilla con respecto a la corriente de aire, da gotas
de tamaño medio, con diámetros que oscilan entre 1000 y 2000 micras.
• La posición de la boquilla en un ángulo de 45º hacia delante, da gotas de
tamaño fino, con diámetro inferior a 800 micras.
Resumiendo: Para obtener diferentes tamaños de gotas, las boquillas se colocan
también en diferente ángulo en el boom, en relación a la dirección de vuelo.
El efecto del flujo de aire sobre la reducción del tamaño de las gotas se
incrementa gradualmente, aumentando la velocidad del flujo de aire y tamaño de
gota. Dicho en otras palabras, a mayor velocidad del flujo de aire y mayor tamaño
de la gota, el efecto de reducción es mayor.
Igualmente de acuerdo a la posición, el tamaño de gotas producidas por una
boquilla determinada a flujo y presión constante, se reduce entre un 30-40%
variando el ángulo de 180º a 45º.
2.3.5 Criterios para seleccionar el tamaño de las gotas y volumen deaplicación
El tamaño de las gotas dependerá directamente del cultivo, de la plaga y del
producto que se emplea. Recomendándose para cada tratamiento un tipo de gotas
determinado.
2.3.6 Químico escogido para cálculos de diseño
Se habla inicialmente del herbicida propanil ya este se usa en mayor proporción
(lt/ha) para la fumigación sobre los cultivos de arroz, por lo tanto el peso utilizado
con esta mezcla es el mas elevado.
PROPANIL 500 es el producto para combatir las malezas, ya que estas retardan el
desarrollo normal del cultivo de arroz, disminuyen la producción y la calidad de la
cosecha.
• Densidad: 1.080 gm/ml a 20ºC
• Espectro de actividad: Es el herbicida selectivo de aplicación post emergente
que actúa por contacto, para utilizarse especialmente en el control de malezas
gramíneas, hoja ancha y Cyperáceas en cultivos de arroz, tanto en riego como
en secano.
• Toxicidad: El Propanil 500 no afecta el rendimiento en el cultivo, sin embargo,
se puede presentar alguna fitoxicidad cuando el desarrollo del arroz no es
normal por falta de nutrientes, sequía, exceso de sales en el suelo, etc., o
cuando se presentan altas temperaturas en el momento de la aplicación e
inmediatamente después de ésta. Ocasionalmente, puede observarse
quemazón o amarillamiento en las hojas que desaparece en una semana
después de la aplicación. PROPANIL 500 es fitotóxico a la mayoría de cultivos,
excepto cereales y gramíneas perennes.
• Compatibilidad: PROPANIL 500 es compatible con la mayoría de herbicidas
utilizados como pre y post emergentes en el cultivo del arroz y con la mayoría
de insecticidas y fungicidas.
2.3.6.1 Ventajas de PROPANIL 500:
• Económico, por su eficiencia y selectividad.
• Acción rápida y efectiva contra las malezas, gramíneas, cyperáceas y hoja
ancha.
• No presenta efectos residuales.
• Puede utilizarse en arroz de riego y de secano.
Tabla 2. Malezas que elimina el Propanil 500
MALEZAS QUE CONTROLA
GRAMÍNEAS
Liendre Puerco
Grama de Agua
Barba roja
Caminadora o pela de
bolsillo
Granadilla
Falsa caminadora
Paja mona
Paja churcada
Pasto guinea
Pata gallina
CYPERACEAS
Arrocillo
Cebollera de pantano
Cortadera
Paja cortada
HOJA ANCHA
Batatilla lila
Batatilla morada
Bledo
Bledo espinoso
Betoncillo
Clavito
Lechecilla
Palo de agua
Rodilla de pollo
ECHINOLCHIA
COLNUM
Echinolchoa colona
Echinolchoa crusgalli
Echinolchoa cruspavonis
Rottbollia exaltata
Panicum fasciculatum
Ischaaemun rugosum
Leptochloa filotornis
Panicum trichoides
Panicum maximun
Eleusine indica
Fibristylis annua
Eleocharis geniculata
Cyperus ferax/C.luzulae
Cyperus diffisus
Ipomoea congesta
Ipomoea hirta
Amaranthus dubius
Amaranthus spinosus
Caperonia palustris
Jussiaea linifolia
Euphorbia heterophylla
Ammamía coccinea
Boerhaavia decumbens
Sesbabia exaltata
Physalis angulata
Sesnabia
Uchuva
Verdolaga
Viernes santo
Portulaca oleracea
Phyllantus niruri
Fuente. Ica.
2.3.7 Reglas que hay que tener en cuenta para el diseño de un autogiro.
Según análisis empíricos realizados por ingenieros, diseñadores y pruebas de
vuelo en autogiros hay seis reglas primordiales que hay que tener en cuenta en el
diseño del mismo:
• Lo ideal es hacer que la CLT (Center line Thrust) pase a través del centro de
gravedad y el centro aerodinámico de presión, aunque esto es muy difícil de
hacerlo, sobretodo a diferentes velocidades de vuelo.
• La rotor thrust line (RTL) debe pasar por o detrás del CG, no al frente de este.
• Los autogiros más óptimos deben tener características de cola que produzcan
4 veces la fuerza desestabilizadora que se produzca delante de la RTL.
• Existe un problema con las cabinas totalmente cerradas por los diferentes
momentos de lift y drag que crean, los cuales pueden hacer variar la
estabilidad del autogiro.
• La clave de un autogiro es que su rotor se encuentre trabajando dentro de un
rango específico de auto-rotación.
2.3.8 CONCEPTO DE AUTOGIRO
Un autogiro es una aeronave que usa un rotor como superficie de sustentación, el
cual gira de forma libre. Por esta misma razón, no existe ningún torque sobre su
estructura, por lo cual no es necesario un rotor de cola para contrarrestar este
torque.
Se puede decir que un autogiro es un híbrido entre una aeronave de ala fija y un
helicóptero, combinando las ventajas de cada una de ellas, como manejar
velocidades de vuelo bajas.
Los Autogiros pueden volar a velocidades bajas pero no pueden realizar
movimientos totalmente verticales.
Estas aeronaves utilizan el mismo principio de los molinos de viento ya que el
movimiento de rotación es generado por la presión dinámica del aire que golpea el
rotor, con la diferencia que genera sustentación en lugar de potencia al eje como
un molino de viento.
Figura 1. Comparación sistema sustentación-propulsión
Fuente: Development of the Autogiro (Leishman)
Una diferencia fundamental entre el helicóptero y el autogiro; el flujo de aire a
través de las palas del rotor de un helicóptero va de arriba hacia abajo, como se
muestra en la Figura 1, mientras que en el caso del autogiro este flujo va de abajo
hacia arriba.
Otra diferencia muy importante es la operación del rotor. En el autogiro este de
encarga de producir la sustentación y por medio de un propeller se produce la
propulsión para lograr moverse en dirección de la trayectoria de vuelo, mientras
en el helicóptero, el rotor produce la sustentación así como la propulsión.
Los autogiros presentan ventajas frente a otras aeronaves. Comparándolo frente a
aeronaves de ala fija, no se necesitan de terrenos muy largos para procedimientos
de despegue ya aterrizaje, además de no presentar stall y poder volar a
velocidades muy bajas.
Frente a helicópteros, el autogiro no necesita de rotores tan complejos ya que este
en el caso de los helicópteros debe crear tanto sustentación como potencia, así
mismo también ayuda a disminuir el peso en los autogiros al no necesitarse de
muchos sistemas como son el cíclico para las diferentes operaciones del rotor y
sistemas de reducción de potencia tan robustos.
Finalmente la ventaja que tiene los autogiros respecto a aeronaves de ala fija y
rotatoria es la seguridad. En caso de falla del motor, simplemente el autogiro
empieza a disminuir su velocidad y a descender lentamente.
La única y gran desventaja que tiene el helicóptero sobre el autogiro es su
capacidad de hover, ya que el autogiro necesita de una dirección horizontal de
vuelo para producir la auto-rotación.
2.3.9 Características básicas de operación de un autogiro.
2.3.9.1 Auto-rotación.
El movimiento del rotor y la sustentación, dependen de la auto-rotación, resultando
esto del flujo de aire a través de las palas del rotor mientras el autogiro se mueve
hacia delante.
La cantidad de sustentación creado depende de la velocidad de giro del rotor y la
resistencia que las palas ofrecen al flujo que pasa a través de ellos. En la práctica,
la fuerza de sustentación deseada solamente se produce cuando la velocidad en
las palas excede por mucho la velocidad de la aeronave.
2.3.9.2 Despegue
Para poder despegar, el rotor debe producir la sustentación necesaria, haciéndolo
posible alcanzando una velocidad mínima de rotación. Esto se hace de dos
maneras:
La primera y mas simple es propulsando la máquina e inclinando el rotor hacia
atrás, haciendo uso el flujo de aire a través de las palas para alcanzar la velocidad
requerida por el rotor. Sin embargo para hacer esto, se requiere de una pista
larga. La segunda manera es a través de un motor, el cual es enganchado al rotor
para impulsarlo. Este se realiza mediante un dispositivo de transmisión llamado
prerotador el cual puede ser eléctrico, mecánico o hidráulico. Cuando el rotor
obtiene la velocidad correcta y mínima para despegar, este se desengancha del
motor.
2.3.9.3 Aterrizaje.
Cuando es reducida la velocidad del motor y por tanto del propeller, la velocidad
del autogiro disminuye haciendo que este tome una posición de descenso. Aún en
este momento el principio de auto rotación se mantiene ya que el aire sigue su
flujo a través del rotor, manteniendo la velocidad del mismo. Todavía se produce
una sustentación pero es insuficiente para mantener la altitud del autogiro, esto
evitando un descenso brusco de la máquina. Aún cuando el motor se para, la
aeronave desciende de forma segura.
2.3.10 Partes de un autogiro
Figura 2. Gyroharvest
Fuente. Autores.
2.3.10.1 Rotor
El rotor es el mecanismo encargado de mantener el autogiro en el aire. Este
puede tener dos o mas palas, las cuales están sujetas al eje por medio de
bisagras o por un ensamblaje rígido. Estas bisagras se encargarán de evitar
momentos aerodinámicos, los cuales son provocados por fuerzas sobre las palas
y finalmente son transferidas al eje y al fuselaje, mientras el sistema rígido no
permite obtener ángulos de flapeo.
2.3.10.2 Cabeza de rotor
Son todos aquellos componentes encargados de conectar el rotor con la
estructura de la aeronave.
2.3.10.3 Hub bar.
Esta barra se encarga de servir de unión de las palas con la cabeza del rotor.
Además a esta barra son transmitidas la cargas centrífugas y de sustentación
producidas por las Palas del rotor.
2.3.10.4 Teeter bolt.
Este es una de las partes más importantes del rotor. Se trata de un perno que
debe soportar las cargas producidas por el rotor y las cargas provocadas por el
peso del autogiro.
2.3.10.5 Mástil.
Es la parte estructural que sostiene el rotor, además de dar la altura necesaria
para posicionar este respecto al resto de la aeronave.
2.3.10.6 Cabina.
No es necesaria la utilización de cabinas en autogiros por razones de bajas
velocidades y altitud de operación. Sin embargo en el caso de este diseño una
cabina es necesaria para evitar el contacto del piloto con los químicos de
fumigación.
2.3.10.7 Estabilizador vertical.
Todos los autogiros necesitan de un estabilizador vertical para estabilizar el
fuselaje. Autogiros de tipo Pusher como este diseño, necesitan también de
Rudder para compensar los efectos de Yaw que se presenten.
2.3.10.8 Estabilizador horizontal.
Estos no son siempre necesarios, ya que la gravitación, mantiene el fuselaje
sostenido por el rotor. Esto solamente mientras se vuele lento.
Si se vuela rápido, el Drag, y la fuerza de propulsión, pueden ser altas provocando
Pilot Induced Oscillation (PIO).
2.3.10.9 Tren de aterrizaje.
Una característica propia de los autogiros es la gran distancia entre las ruedas.
Esto es por que el tren de aterrizaje no sirve únicamente para soportar el autogiro
en tierra, también lo previene de caer de lado en el caso de presentarse una
excentricidad del rotor. El tren de aterrizaje es siempre flexible en cierta cantidad.
Esta flexibilidad puede interactuar con la del rotor para disminuir efectos de
resonancia.
2.3.10.10 Prerotador
Durante el encendido, el motor puede controlar el rotor en la mayoría de los
autogiros. Este pre giro es llamado prerotator o jumpstarter.
Un prerotador hace que el rotor gire, antes de obtener velocidad lineal de
despegue. El prerotador no da la energía suficiente para el Take Off, por lo tanto
se necesita la combinación de estos dos.
El jumpstarter, es un fenómeno que ocurre cuando se da al rotor suficiente energía
para un comienzo vertical. Comúnmente 1 ½ de las rpms de vuelo. Luego de esto
el motor de desacopla del rotor y la aeronave vuela.
3 METODOLOGÍA
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
Debido a que la información acerca del diseño de autogiros es muy escasa, se
debe recurrir al empirismo, para realizar ciertas tareas que no están escritas en los
libros, aunque hay muchos temas que si se encuentran en algunas referencias
bibliográficas, por lo tanto el enfoque de esta investigación es empírico - analítico.
Para poder comenzar el diseño, es necesario conocer en primera instancia, los
sistemas de fumigación que existen en la actualidad, dándose cuenta los costos
necesarios para la implementación de los diferentes sistemas. En segundo lugar
se deben establecer las características del sistema de fumigación a utilizar, las
cuales son las bases en el diseño del proyecto. A partir de esto, se comienza con
el diseño del autogiro aplicado a la fumigación, utilizando diferentes libros, que
indican que basándose en unos requerimientos, se puede comenzar por realizar
un diseño conceptual, en donde se tiene en cuenta los siguientes aspectos:
§ Tomar otros autogiros como referencia.
§ Características preliminares como peso, altura y velocidades de operación,
etc.
§ Establecimiento de tecnologías que pueden ser usadas
De cada uno de estos procesos se desprende otro, teniéndolos de la siguiente
forma, primero se buscan las ideas, los requerimientos de diseño, la tecnología
disponible, nociones del tamaño, análisis aerodinámico, análisis de pesos, análisis
de la propulsión, optimización del tamaño, y por último se revisan: como va a ser
el análisis aerodinámico, de pesos, de propulsión, de estabilidad y control,
Estructuras, costos, subsistemas, y demás, ubicando en un final el propio sistema
de fumigación.
La metodología que se va a utilizar para desarrollar correctamente el proyecto
propuesto, va a ser la misma que se debe utilizar en un proceso de diseño, ya que
es el que mejor se acondiciona a las necesidades que afectan este proyecto. Este
proceso de diseño es seguido a partir de varios autores principalmente (Jan
Roskam y Daniel P Raymer). Por causa de la clase de investigación tratada, no se
utiliza una secuencia de pasos como las citadas por los autores mencionados ya
que para esta clase de tema de investigación, no existe como tal un proceso
secuencial de pasos.
Se cita información de muchos autores de acuerdo como se ha necesitado, se
solicita información a fabricantes de partes, opiniones de expertos en los
diferentes temas tratados para buscar finalmente llegar a unas conclusiones,
determinando así los datos requeridos para el desarrollo del proyecto.
Primero debe haber una identificación del problema y la necesidad.
§ Necesidad de un producto nuevo.
§ Necesidad de mejoramiento de algo existente.
Se evalúa la viabilidad del proyecto, ya que van a haber una serie de factores muy
poco favorables a la hora de llevar a cabo las tareas programadas dentro del
proyecto, como son:
§ Competencia del producto en el mercado, respecto a sistemas similares.
§ Análisis general de costos.
Es necesario establecer las especificaciones y lo requisitos del producto mediante:
§ Análisis de aplicabilidad y utilidad industrial.
§ Análisis de aspectos físicos, químicos, formas, dimensiones y cualquier otro
aspecto que influya en costos y construcción del aeroplano.
§ Tener en cuenta las tolerancias, los ajustes, acabados, características de
funcionamiento y manejo del producto.
§ La vida útil del producto.
§ Requisitos ambientales.
§ Factibilidad de fabricación.
Luego de todo esto se pasar a evaluar la parte que se refiere al prediseño y
dimensionamiento del producto.
§ Análisis de las condiciones de funcionamiento.
§ Comportamiento del producto en su entorno.
Después de haber finalizado el proceso de prediseño, se comienza ahora a
diseñar de verdad lo requerido, consultando libros, autores y todo lo que lo posible
para realizar un buen diseño.
Luego de esto, ya teniendo todo calculado y diseñado, se procede a hacer un
modelo a escala con las mismas características, para el caso de presentaciones.
3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD /CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA
Teniendo en cuenta las líneas establecidas por la Universidad de San
Buenaventura, este proyecto de investigación esta dentro de la línea de diseño de
aeronaves.
3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN
Ya que se trata de un tema nuevo lo mas importante que hay que tener en cuenta
es la necesidad de alcanzar un nivel básico de conocimientos para poder entender
qué es un autogiro y como es su funcionamiento, debido a que no es una
aeronave convencional, siendo las aeronaves de ala rotatoria un tema no
manejado dentro de los conocimientos adquiridos en la universidad.
Para la recolección de la información es necesario, tener en cuenta todo aquello
que se encuentre en las bibliografías, además de consultar mucho en medios
electrónicos, como son el Internet y las enciclopedias.
Como la mayoría del conocimiento que existe del diseño de aeronaves como los
autogiros es empírico, es necesario participar en algunos foros que se ofrecen por
Internet, para consultar todas aquellas inquietudes que no se encuentren en las
bibliografías. El problema generado por esté método es la variedad de información
que se puede presentar, algunas veces contradictoria y que puede llegar a
muchas conclusiones diferentes.
Finalmente algo muy útil en el campo aeronáutico y muy utilizado en este proyecto
de investigación es el método comparativo, que en el caso de los aeronaves
caracterizadas por tener similitudes, existiendo una estandarización.
3.4 HIPÓTESIS
La fumigación de los cultivos de arroz es indispensable en Colombia, para
garantizar la buena calidad del producto, por esta razón un autogiro, que maneja
bajas velocidades de aspersión, es la solución para mejorar la calidad en la
aplicación de químicos en cultivos que se encuentran en terrenos planas.
Traduciéndose en una mejor rentabilidad para los agricultores.
3.5 VARIABLES
3.5.1 Variables independientes
§ Las velocidades de aspersión deben ser bajas para garantizar que la
fumigación sea uniforme sobre el terreno a asperjar.
§ La turbulencia que originan las aeronaves convencionales afecta la distribución
uniforme de los químicos sobre el área fumigada.
§ Dependiendo del área a fumigar hay que manejar cierta cantidad de químico,
por lo cual es bueno implementar un sistema para cargar la cantidad necesaria,
lo cual afecta al peso de la aeronave.
3.5.2 Variables dependientes
§ El ancho de pasada de un autogiro fumigador, determina cuan rápida y
eficientemente es aplicado el químico, en un terreno determinado.
4 PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS
El diseño preliminar de la aeronave se ha hecho de tal forma que cumpla con
estándares establecidos por los diseñadores del Gyroharvest, además teniendo en
cuenta pautas, procedimientos y estándares utilizados por otros diseñadores,
constructores, etc.
El diseño cumple con los objetivos establecidos, ya que mediante los datos
obtenidos tanto estadísticos como característicos de operación de la aeronave
están dentro de los parámetros normales de esta clase de aeronaves.
Para lograr un éxito completo con este proyecto, se hace una serie de
recomendaciones citadas posteriormente (RECOMENDACIONES)
4.1 COMPARACION GYROHARVEST CON OTROS AUTOGIROS
A continuación se realiza un cuadro estadístico en que se compara el Gyroharvest
con otros autogiros de acuerdo a sus características de operación y físicas.
Tabla 3. Comparación
Fuente. Autores
5. DESARROLLO INGENIERIL
5.1 DETERMINACION DE LOS PESOS
Los pesos para el diseño de esta aeronave se determinan, haciendo una
comparación con otras aeronaves similares, teniendo en cuenta los parámetros de
rendimiento que se quieren alcanzar dentro de este trabajo de investigación, para
así saber, que magnitudes deben tener los pesos que se van a trabajar.
También fue necesario comenzar a averiguar los pesos de todos los
componentes, tanto estructurales como físicos de la aeronave. Por esta razón se
incluyó dentro de la ecuación normal que da Roskam para determinar los pesos de
la aeronave, otro peso extra llamado OtrosW .
Además de esto se sabe que la determinación de los pesos se realiza mediante la
siguiente formula:
TO f oe pl OtrosW W W WW += + + 1(1)
En donde fW = Peso del combustible que se utiliza en la misión
OEW =Peso operacional de la aeronave al vacío.
OE e tfo CrewW W W W= + + (2)
En donde eW = Peso en vació de la aeronave
tfoW = Peso del combustible y aceite que queda en las líneas
1 Todas las referencias de pesos fueron sacadas de Roskam, y Raymer
CrewW = Peso de la tripulación
Teniendo en cuenta esto, de forma estadística se determinan los siguientes pesos,
como se puede ver en el capitulo de peso y balance:
119,9978plW Kg=
283,37729eW Kg=
90CrewW Kg=
20fW Kg=
26,6249OtrosW =
Aplicando la ecuación 1, se tiene:
119,9978 283,37729 90 20 26,6249TOW = + + + +
540TOW Kg=
5.2 MISIONES DE OPERACIÓN
5.2.1 Misión 1. (Misión de fumigación)
Esta es la misión principal de la aeronave ya que se estaría cumpliendo a
cabalidad con el objetivo del trabajo de investigación, que es diseñar una
aeronave para la aplicación de químicos en cultivos sobre áreas planas.
En esta misión se piensa diseñar la aeronave para operar por lo regular desde
1312 pies sobre el nivel del mar. Se han establecido los tiempos de operación en
cada una de las fases de vuelo de la siguiente forma:
§ Dos minutos para la operación de taxi y take off.
§ Siete minutos para alcanzar una altura de circuito de 2500 ft sobre el suelo.
§ Quince minutos para el vuelo a altura de circuito.
§ Tres minutos de descenso hasta la altura de aspersión (8,2 ft sobre el cultivo)
§ Cuarenta minutos para la operación de aspersión
§ Siete minutos de ascenso hasta altura de circuito nuevamente
§ Quince minutos para llegar al sitio de aterrizaje predestinado
§ Tres minutos de descenso hacia el sitio de aterrizaje
§ Un minuto para el aterrizaje
5.2.1.1 Fracciones de combustible
Figura 3. Perfil de la Misión 1
Fuente. Autores
Se establecieron algunos puntos críticos, en los cuales las fracciones de
combustible van a cambiar dependiendo de las revoluciones a las que trabaje el
motor, sabiendo que el motor es un Rotax 912S de 4 tiempos, para la misión 1
estos puntos son:
1. Warm up
2. Taxi
3. Take-off
4. Climb 1
5. Cruise 1
6. Descent 1
7. Fumigation
8. Climb 2
9. Cruise 2
10. Descent 2
11. Landing, Taxi, Shutdown
Las revoluciones por minuto y el consumo de combustible del motor se determinan
teniendo en cuenta la graf2ica de rendimiento de este mismo:
Figura 4. 1Consumo de combustible del motor
Fuente. Rotax 912S Installation Manual
5.2.1.1.1 Warm up
Para el Warm up se utilizan las revoluciones de Ralenti, que son las revoluciones
mínimas a las que el motor es autosuficiente (1400 RPM), según la tabla para
estas revoluciones el consumo de combustible es de 6.758 lt/h, y el tiempo
utilizado en esta etapa es de un minuto.
2 Manual de instalación Rotax 912S, Anexo 1
Ff warm up = 0.11263 lt
5.2.1.1.2 Taxi
Para la fase de Taxi sabemos que el tiempo de operación durante este proceso
será de 30 segundos, y que habrá unas 2500 rpm por lo que sabemos que el
consumo de combustible será de 7.2 lt/h.
Ff Taxi = 0.06 lt
5.2.1.1.3 Take-off
Para el Take-off las revoluciones necesarias son las máximas, por lo que sabemos
que debemos tener 5800 rpm por un tiempo de 30 segundos, con un consumo de
combustible de 28 lt/h.
FfTake-off = 0.2333 lt
5.2.1.1.4 Climb 1 Y 2
Según el perfil de la misión se debe tener un tiempo de 7 minutos en el ascenso,
estableciendo un 85% de las revoluciones para cumplir con esta tarea, estas son
4930 rpm a un gasto de combustible de 19 lt/h. y como los dos perfiles de climb
son iguales entonces:
Ff Climb1 = Ff Climb2
Ff Climb1 = 2.21666 lt/h
5.2.1.1.5 Cruise 1 Y 2
Para el crucero se sabe que las rpm deben ser del 75% por lo tanto debemos
tener 4350 rpm por 15 minutos, con un consumo de combustible de 13.75 lt/h.
Ff Cruise1 = Ff Cruise2
Ff Cruise1 = 3.4375 lt/h
5.2.1.1.6 Descent 1 y 2
Se tiene un tiempo de tres minutos de descenso a 2500 rpm con u consumo de
combustible de 7.2 lt/h.
Ff Descent1 = Ff Descent2
Ff Descent1 = 0.36 lt/h
5.2.1.1.7 Fumigación
Para la fumigación se ha establecido un tiempo de 40 minutos, además el mayor
consumo de combustible en esta etapa seria el de crucero por lo que se estableció
que las RPMs máximas para el trabajo de fumigación es de 4350 rpm con 13.75
lt/h.
Ff Fumigation = 9.1666 lt/h
5.2.1.1.8 Landing, taxi and shutdown
En estas etapas del vuelo se debe tener en cuenta que hay 2500 rpm por un
minuto con 7.2 lt/h
Ff Landing, Taxi, Shutdown = 0.12 lt/h
5.2.1.1.9 Consumo total de combustible
Para hallar el consumo total de combustible se suman cada una de las cantidades
a las diferentes etapas de vuelo, así:
Consumo total = 21.718 lt o 0.021718 m3
Al saber que se utiliza AVGAS podemos hallar el peso de todas las cantidades de
combustible sabiendo que la densidad de este a 15ºC es de 695 Kg/m3.
Consumo total = 15.094 Kg
Para cada uno de los consumos anteriormente hallados, se debe hacer lo mismo,
obteniendo:
Ff warm up = 0.078277 Kg
Ff Taxi = 0.0417 Kg
FfTake-off = 0.16214 Kg
Ff Climb1y2 = 1.5405787 Kg
Ff Cruise1y2 = 2.38906 Kg
Ff Descent1y2 = 0.2502 Kg
Ff Fumigation = 6.37078 Kg
Ff Landing, Taxi, Shutdown = 0.0834 Kg
Las fracciones de combustible se hallan restando el peso del combustible gastado
en cada una de las etapas de vuelo:
WTO = 540 Kg
W1 = 539.921723 Kg
W2 = 539.88 Kg
W3 = 539.717883 Kg
W4 = 538.1773 Kg
W5 = 535.7882 Kg
W6 = 535.538 Kg
W7 = 529.16726 Kg
W8 = 527.62668 Kg
W9 = 525.23762 Kg
W10 = 524.9874256 Kg
W11 = 524.9040256 Kg
5.2.2 Misión 2. (Transporte)
En la segunda misión, la aeronave cumple con la misión de transportar al piloto,
volando desde una altura inicial de 1312 pies sobre el nivel del mar, sin hacer la
operación de fumigación. Los tiempos en cada fase de vuelo están distribuidos
así:
§ Dos minutos para operaciones de taxi y take off.
§ Quince minutos para alcanzar una altitud de 6560 pies sobre el nivel del mar
(altitud de crucero).
§ Sesenta y ocho minutos para el vuelo a velocidad de crucero.
§ Siete minutos para el descenso al lugar de destino
§ Un minuto para el aterrizaje.
5.2.2.1 Fracciones de combustible
Figura 5. Perfil de la Misión 2
Fuente. Autores
Para la misión dos se deben tener en cuenta que la aeronave despegará, hará un
crucero y aterrizará por lo cual debemos tener en cuenta los siguientes puntos de
misión:
1. Warm up
2. Taxi
3. Take-off
4. Climb
5. Cruise
6. Descent
7. Landing, Taxi, Shutdown
5.2.2.1.1 Warm up
Para el Warm up se utilizan las revoluciones de Ralenti, que son las revoluciones
mínimas a las que el motor es autosuficiente (1400 RPM), según la tabla para
estas revoluciones el consumo de combustible es de 6.758 lt/h, y el tiempo
utilizado en esta etapa es de un minuto.
Ff warm up = 0.11263 lt
5.2.2.1.2 Taxi
Para la fase de Taxi sabemos que el tiempo de operación durante este proceso
será de 30 segundos, y que habrá unas 2500 RPMs por lo que sabemos que el
consumo de combustible será de 7.2 lt/h.
Ff Taxi = 0.06 lt
5.2.2.1.3 Take-off
Para el Take-off las revoluciones necesarias son las máximas, por lo que sabemos
que debemos tener 5800 RPMs por un tiempo de 30 segundos, con un consumo
de combustible de 28 lt/h.
FfTake-off = 0.2333 lt
5.2.2.1.4 Climb
Según el perfil de la misión se debe tener un tiempo de 15 minutos en el ascenso,
estableciendo un 85% de las revoluciones para cumplir con esta tarea, estas son
4930 RPMs a un gasto de combustible de 19 lt/h. y como los dos perfiles de clim
son iguales entonces:
Ff Climb = 4.75 lt/h
5.2.2.1.5 Cruise
Para el crucero se sabe que las RPMs deben ser del 75% por lo tanto debemos
tener 4350 RPMs por 68 minutos, con un consumo de combustible de 13.75 lt/h.
Ff Cruise = 15.58333 lt/h
5.2.2.1.6 Descent
Se tiene un tiempo de 7 minutos de descenso a 2500 RPMs con un consumo de
combustible de 7.2 lt/h.
Ff Descent = 0.84 lt/h
5.2.2.1.7 Consumo total de combustible
Al igual que en el caso anterior, se deben tomar todos los valores y sumarlos:
Consumo total = 14.843483 Kg
Para cada uno de los consumos anteriormente hallados, se debe hacer lo mismo,
obteniendo:
Ff warm up = 0.078277 Kg
Ff Taxi = 0.0417 Kg
FfTake-off = 0.16214 Kg
Ff Climb = 3.06375 Kg
Ff Cruise= 10.830416 Kg
Ff Descent = 0.5838 Kg
Ff Landing, Taxi, Shutdown = 0.0834 Kg
Las fracciones de combustible se pueden hallar restando el peso del combustible
gastado en cada una de las etapas de vuelo:
WTO = 540 Kg
W1 = 539.921723 Kg
W2 = 539.88 Kg
W3 = 539.717883 Kg
W4 = 536.654133 Kg
W5 = 525.823717 Kg
W6 = 525.239917 Kg
W7 = 525.156517 Kg
5.3 ESQUEMA CONCEPTUAL
El esquema conceptual, es aquel primer boceto que se hace de una aeronave,
para determinar la configuración, y los demás factores geométricos, que afecten el
rendimiento de la verdadera aeronave, cuando esta sea completamente diseñada.
Figura 6. Esquema conceptual
Fuente. Autores
5.4 CONFIGURACIÓN
La configuración de las aeronaves, depende de las necesidades que haya, para
lograr un vuelo eficiente, dependiendo de los perfiles de misión, y de la
maniobrabilidad de la aeronave.
• Configuración Alar: Los autogiros son aeronaves de ala rotatoria, por lo cual,
el rotor debe estar ubicado en la parte de arriba de la aeronave, ya la
estructura y el peso del autogiro, cuelgan de este en forma de péndulo.
• Configuración del Empenaje: El empenaje se encuentra conformado, por un
estabilizador vertical, y un estabilizador horizontal, ambos ubicados sobre la
estructura de la aeronave, para reducir los efectos que puedan ser dados por la
turbulencia resultante del motor.
• Ubicación de la Planta Motriz: La planta motriz esta dispuesta en la parte
posterior de la cabina (Tipo Pusher), ya que esto ayuda a aumentar la
eficiencia de los estabilizadores, cuando se opera la aeronave a velocidades
bajas.
5.5 DIMENSIONAMIENTO INICIAL
5.5.1 DIMENSIONAMIENTO DEL SISTEMA ROTOR
5.5.1.1 Diámetro del rotor
Para comenzar con el dimensionamiento inicial del rotor, hay que empezar por
definir algunos parámetros de diseño, comparando con otros autogiros que hay en
el mercado, es necesario definir un valor determinado para la carga discal del
autogiro, el cual típicamente es de 2 lb/ft2,este valor es de gran importancia ya que
para garantizar una buena rata de descenso, en estado de autorrotación es
necesario tener una carga discal pequeña, el valor de la carga discal es
determinado por la siguiente ecuación:
WCDS
= (3)3
En donde:
§ W es el peso máximo de despegue
§ S es el área del disco, que es determinada por 2S Rπ=
3 Estas ecuaciones son determinadas por los Autores
Se puede definir un valor para la carga discal, pero hay que hacerlo teniendo en
cuenta que si es un valor bajo, la aeronave es mucho mas eficiente, en una
situación de auto-rotación, por esta razón se debe tener en cuenta que
dependiendo de este valor, el área y por lo tanto el radio de cada una de las palas
va a variar, de tal forma que si carga discal aumenta, el rotor será mas pequeño, y
si disminuye el rotor aumentará de tamaño , sabiendo que el TOW es de 540 Kg o
5297,4 N, se puede calcular el diámetro del rotor, como se ve en la tabla 1, por
medio de la siguiente ecuación:
2
TOWCDRrπ
=⋅
(4)
TOWRrCD π
=⋅
(5)
2 TOWDrCD π
=⋅
(6)
Figura 7. W/S vs. Diámetro del Rotor
W/S Vs Diametro
0
2
4
6
8
10
12
0 100 200 300 400 500 600 700 800W/S
Dia
met
ro
Fuente. Autores
Teniendo en cuenta los valores determinados para cada una de las cargas
discales, se llega a la conclusión que el mejor diámetro para las palas del rotor es
de 8,8 metros, con una carga discal de 87,097871 N/m2.
Tabla 4. Valores típicos de la carga discal y dimensiones del rotor
Carga Discal (lb/ft2)Carga Discal (N/m2) Área (m2) Radio (m) Diámetro (m)1,408218892 67,44859164 78,53981634 5 101,43681144 68,81807126 76,97687399 4,95 9,91,466283728 70,22968726 75,42963961 4,9 9,81,496672221 71,68518614 73,89811319 4,85 9,71,528015291 73,18640586 72,38229474 4,8 9,61,560353343 74,7352816 70,88218425 4,75 9,51,593728941 76,33385202 69,39778172 4,7 9,41,628186949 77,98426598 67,92908715 4,65 9,31,663774684 79,68878975 66,47610055 4,6 9,21,700542075 81,44981481 65,03882191 4,55 9,11,738541842 83,26986623 63,61725124 4,5 91,777829684 85,15161172 62,21138852 4,45 8,91,818464479 87,09787144 60,82123377 4,4 8,81,860508511 89,11162854 59,44678699 4,35 8,71,904027707 91,19604062 58,08804816 4,3 8,61,949091893 93,3544521 56,74501731 4,25 8,51,995775074 95,59040766 55,41769441 4,2 8,42,044155744 97,90766678 54,10607948 4,15 8,32,09431721 100,3102196 52,81017251 4,1 8,22,146347954 102,802304 51,5299735 4,05 8,12,200342019 105,3884244 50,26548246 4 8
Fuente. Autores
5.5.2.2. Cuerda de las palas
Otra de las dimensiones necesarias para el calculo de las palas del rotor, es la
cuerda, y esta es determinada por un coeficiente llamado radio de solides, que
correlaciona cada una de las dimensiones del rotor, y las rpm que entregan las
palas para la sustentación, y que además determina cada uno de los factores
aerodinámicos que pueden influir en el buen desempeño de la aeronave,
dependiendo de la velocidad de traslación del autogiro. Este radio de solides se
determina por:
NB CRrπ
σ ⋅=
⋅ (7)4
En donde NB es el número de palas del rotor, C es la cuerda de cada pala y Rr es
el radio del disco del rotor. De aquí se pueden obtener las dimensiones de la
cuerda, sabiendo que el radio de solides debe mantenerse entre 0 y 0,4 (4%).
RrCNB
σ π ⋅=
⋅ (8)
Figura 8. Solides del disco Vs Cuerda de la pala
0
0,05
0,1
0,15
0,2
0,25
0,3
0,35
0,4
0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06
Solides
Cue
rda
(m)
Fuente. Autores
Tabla 5. Determinación de la cuerda del rotor.
Cuerda (m) Solides Solides (%)0,2875 0,0415973 4,15973150,275 0,0397887 3,9788736
0,2625 0,0379802 3,79801570,25 0,0361716 3,6171578
0,2375 0,034363 3,4362999
4 Ecuaciones sacadas de NACA Report No 716
0,225 0,0325544 3,2554420,2125 0,0307458 3,0745841
0,2 0,0289373 2,89372620,1875 0,0271287 2,71286840,175 0,0253201 2,5320105
0,1625 0,0235115 2,3511526Fuente. Autores
Como el radio de solides debe estar alrededor del 4%, se escogió una cuerda de
0,2625 metros, en donde la solides es del 3,798%.
5.5.2.3 Requerimientos de sustentación
Para garantizar que una aeronave pueda volar hay que determinar unos
parámetros de sustentación mínimos que se deben cumplir. En otras palabras hay
que determinar la sustentación que debe proporcionar el rotor para cada una de
las velocidades de vuelo, para hacer esto se debe tener en cuenta la ecuación de
lift.
212
Lr CL V Sρ ⋅ ⋅ ⋅= (9)5
Sabiendo que para que una aeronave pueda volar, la sustentación debe ser igual
al peso de despegue, de esta forma aplicando la ecuación anterior, se pueden
determinar cada uno de los coeficientes de lift, para cada una de las velocidades
de vuelo.
TOL W= (10)
2 2
2 TOL
WCV Rrρ π
=⋅ ⋅ ⋅
(11)
5 Ecuaciones sacadas de Introduction to Flight. Jhon D. Anderson. y modificadas por los Autores
Tabla 6. Determinación de los coeficientes de sustentación necesarios.
Velocidades (m/s) CL Requerido10 1,422006064
10,6 1,26558033515 0,632002695
19,264 0,38318500820,39275 0,341939961
21,6 0,3047852523,1 0,26648789624,95 0,22843379227,35 0,190102044
30,5275 0,15258750434,916 0,11664133436,12 0,10899484743,2 0,07619631360 0,039500168
60,9 0,038341303Fuente. Autores
A medida que la velocidad de vuelo aumenta, el coeficiente de sustentación
disminuye, acercándose a cero, como se puede ver en la grafica que se presenta
a continuación.
Figura 9. Cl Vs Velocidad de Vuelo
CL Requerido
0
0,5
1
1,5
2
2,5
0 10 20 30 40 50 60 70Velocidad (m/s)
CL
Fuente. Autores
5.5.2.4 Escogencia del perfil aerodinámico
Para escoger un perfil aerodinámico, es necesario tener en cuenta que para alas
rotatorias se deben garantizar bajos valores de Drag, un momento de Pitch
cercano a cero en el centro aerodinámico del perfil, además de presentar
excelentes características de sustentación.
En la operación de autogiros hay varios perfiles aerodinámicos que son muy
utilizados, pero sin duda el más popular es el NACA 8H12 y una de las causas es
la forma de su borde de salida, que ayuda a contrarrestar los efectos de Twist
negativo causado por el momento de Pitch del perfil. Posee sensitividad a la
rugosidad y a cambios abruptos en el Drag, la inclinación de la curva de Lift, y el
momento de Pitch en la cercanía del máximo L/D. Las curvas de Lift son mas
redondeadas en los picos, garantizando que los coeficientes de Lift altos que allí
se presentan, se mantengan dentro de unos rangos aceptables para los ángulos
de ataque, tanto en superficies suaves, como en superficies rugosas. Todo esto se
traduce en que este perfil tiene pocas perdidas debidas al drag en cualquier
situación que se le presente.
Estas son algunas de las características del NACA 8H12:
§ Cl = 0.977cl
§ ao = 1.015ao
§ CM (C/4) = 0.992CM (C/4)
§ Cd =0.992cd
Tabla 7. Coordenadas del NACA 8H12
Fuente. Aerodynamic Characteristics of four NACA airfoil sections designed for
helicopter rotor blades. NACA Report
Las características aerodinámicas del NACA 8H12, aparecen en el Anexo 2, de allí
se pueden encontrar los coeficientes de Lift, Drag, y momentos de Pitch, a
diferentes números de Reynolds y ángulos de ataque.
5.6 DIMENSIONAMIENTO DE LOS ESTABILIZADORES
Para el dimensionamiento de los estabilizadores, tanto vertical como horizontal,
hay que evaluar los momentos aerodinámicos que se necesitan contrarrestar, y
estos son causados por el rotor, o el motor.
Para aeronaves como los autogiros, es necesario tener un estabilizador vertical, el
cual ayudara a mejorar la estabilidad en vuelo de esta aeronave, pero también es
necesario tener un estabilizador vertical y un Rudder que ayude a maniobrar la
aeronave.
La forma convencional de determinar las áreas y las distancias a las que están
ubicados los estabilizadores, será la misma que se utilizará para dimensionarlos,
en este proyecto de investigación.
Lo primero que hay que saber es que existe un coeficiente de volumen, el cual
dependiendo de las dimensiones del ala, se determinan las áreas de los
estabilizadores. Para los autogiros estos coeficientes de volumen son muy
pequeños, y se manejan CHT= 0,1 y CVT=0,002766, con los cuales se diseñarán los
estabilizadores respectivos.
VT VTVT
R R
L SCb S
= (12)
HT HTHT
R R
L SCC S
= (13)7
Figura 10. Distancias del ala a los estabilizadores en un avión convencional
Fuente. Aircraft Design a Conceptual Approach. Daniel P. Raymer.
6 Dichos coeficientes fueron suministrados por experimentos de NACA, publicados en el reporteNo 4927 Las ecuaciones 12 y 13 fueron modificadas por los autores, para adaptarlas a datos del rotor deun autogiro
Para contrarrestar cualquier memento de Pitch que pueda ser causado por el
rotor, es necesario saber el coeficiente de momentos del perfil, a un número de
Reynols, de 1X106 (velocidad de crucero sumada a la velocidad rotacional del
rotor). Este coeficiente, a cuatro grados, según las tablas del anexo 2, es 0,008.
Se puede hallar la magnitud del momento que hay que contrarrestar, aplicando la
formula del coeficiente de momentos de un perfil.
MR
MCqSC
= (14)
212 M rM C V SCρ= (15)
( )( )2
23
1 (0,008) 1,2250 36,12 60,821 0,26252
Kg mM m mm s
=
102,06443M Nm=
Este momento esta ubicado en la misma distancia que el mástil, y sabiendo que
las dimensiones de otros autogiros similares al Gyroharvest dicen que la distancia
del mástil al centro aerodinámico del estabilizador vertical, entonces se sabe que:
M F d= ⋅ (16)
2HT VTd L L m= = = (17)
HTM FL= (18)
HT
MFL
= (19)
102,0644332
NmFm
=
51,032F N=
esta fuerza es la que el estabilizador debe contrarrestar, por lo tanto se deben
hallar las áreas, aplicando las formulas 12 y 13 se obtiene:
Para el estabilizador horizontal:
HT R RHT
HT
C C SSL
= (20)
( )2(0,1) (0,2625 ) 60,8212HT
m mS
m⋅ ⋅
=
20,84HTS m=
Para el estabilizador vertical:
VT R RVT
VT
C b SSL⋅ ⋅
= (21)
( ) ( )2(0,00276) 8,8 60,8212VT
m mS
m=
20,74VTS m=
Para el estabilizador horizontal, si se tiene en cuenta los factores como Aspect
Ratio (AR), y Taper Ratio ( ), eligiendo valores para estos factores, se pueden
determinar las dimensiones de esta superficie.
Si AR=3 y =0,7, y sabiendo que:
bARMGC
= , Tip
Root
CC
λ = (23) y (24)8
(1 )2 rootbS C λ= + (22)
8 Todas estas ecuaciones son adecuadas por los autores, de las originales, las cuales les fueronenseñadas durante su carrera.
Para una envergadura b de 1,6 metros, se tiene:22 0,84
1,6 (1 0,7)rootmC
m⋅
=⋅ +
0,617rootC m=
Tip RootC Cλ= ⋅ (23)
0,617 0,7TipC m= ⋅
0, 432TipC m=
Figura 11. Dimensiones del estabilizador horizontal
Fuente. Autores AAA
Ya que se tiene el área del estabilizador horizontal, dependiendo de la ecuación
de sustentación, se puede determinar que perfil aerodinámico, y a que ángulo de
ataque debe estar para contrarrestar el momento producido por el rotor.
2
2HT
HTL
HT
LCV Sρ
= (24)
22
3
2 51,03221
1,2250 36,12 0,84HTL
NCKg m mm s
⋅=
⋅ ⋅
0,076HTLC =
Para este coeficiente de sustentación, teniendo en cuenta que para los
estabilizadores debe utilizarse un perfil simétrico, usando el NACA 0009, el ángulo
de ataque debe ser de 0,5 grados.
El estabilizador vertical sirve en gran parte para facilitar las maniobras de las
aeronaves, por lo cual, se debe tener en cuenta que es necesario colocar un
Rudder.
En cualquier aeronave el Rudder, no puede sobrepasar, el 38% de la superficie
del estabilizador vertical, pero para un autogiro, es necesario tener un Rudder lo
mas grande posible, para controlar los movimientos requeridos por la aeronave.
Teniendo en cuenta esto, a continuación se hará el dimensionamiento del
estabilizador vertical, y del Rudder.
Sabiendo que el área del estabilizador vertical es de 0,74 m2, teniendo un
AR=1,15, y un =0,4, dejando la envergadura del estabilizador, de 0,92 m y
utilizando las ecuaciones 22 y 23, se puede hallar:
2(1 )VTR
SCb λ
=+
1,13HTRC m=
VT VTT RC Cλ= ⋅
0,45VTTC m=
Ya que el estabilizador vertical es grande, se debe inclinar 15 grados, para que en
dado caso de aterrizaje, el empnaje del avión no pegue contra el piso, y dañe el
estabilizador.
Figura 12, Estabilizador vertical y Rudder
Fuente. Autores
5.7 DETERMINACION DE LAS RPM DEL ROTOR
La velocidad rotacional del rotor se determina teniendo en cuenta los
requerimientos de sustentación que tiene la aeronave, las dimensiones de las
palas del rotor y saber que perfil aerodinámico se va a utiliza, para así tener en
cuenta algunos factores como el radio de avance /V Rrµ = Ω⋅ , y la solides del
disco.
La figura 7 corresponde a la grafica de Drag-Lift radio para un rotor con perfil
NACA 8H12, de donde podemos determinar el radio de avance y el drag que se
originan a cada una de las velocidades de vuelo.
Figura 13. Drag-Lift ratio to NACA 8H12 profile rotor
Fuente. NACA report N0 716
De la figura anterior, se pueden determinar algunas de las características más
importantes del rotor, como lo son el ángulo de Pitch y el radio de avance,
dependiendo de Lift coefficient-solidity ratio /LC σ , sabiendo que la solides del
disco es de 0,0379802.
Tabla 8. Determinación de CL-
Velocidades (m/s) CL requerido CL/10 1,422006064 37,4407633
10,6 1,265580335 33,322146115 0,632002695 16,6403393
19,264 0,383185008 1020,39275 0,341939961 9
21,6 0,30478525 823,1 0,266487896 7
24,95 0,228433792 627,35 0,190102044 5
30,5275 0,152587504 434,916 0,116641334 336,12 0,108994847 2,8643,2 0,076196313 260 0,039500168 1,0400212
60,9 0,038341303 1Fuente. Autores
Teniendo estos valores, y al compararlos con la figura 13, se pueden determinar
las siguientes características, teniendo en cuenta que los valores típicos del
ángulo de Pitch son de cuatro a seis grados. Para el proyecto, se ha escogido un
ángulo de Pitch de cuatro grados, ya que debido a efectos de estabilidad si este
aumenta, el centro de gravedad se mueve y desbalancea todo el peso de la
aeronave durante el vuelo.
Tabla 9. Características aerodinámicas del rotor.
Cl/ D/L 37,4407633 0,17465785 0,0694494333,3221461 0,16850471 0,0733815716,6403393 0,15669358 0,10157385
10 0,13 0,1289 0,125 0,13488 0,119 0,1427 0,112 0,15136 0,107 0,16255 0,1 0,17654 0,094 0,1953 0,085 0,22
2,86 0,083 0,2272 0,078 0,265
1,0400212 0,071 0,354333831 0,0705 0,359
Fuente. Autores
Al conocer el radio de avance del rotor para cada una de las velocidades, y
sabiendo la definición de este, se pueden obtener los valores de las velocidades
rotacionales del rotor, aplicando la definición de radio de avance.
VRr
µ =Ω⋅
(25)9
VRrµ
Ω =⋅
(26)
Las revoluciones del rotor, se pueden calcular teniendo la velocidad rotacional, y
aplicando el siguiente factor de conversión:
602
RPMπ
Ω⋅= (27)
Tabla 10. Velocidades rotacionales del rotor
Para = 4
Cl/ Velocidades (m/s) CL requerido max (Rad/s) RPMs Max0 0 30,99704752 296
37,44076332 10 1,422006064 32,72492347 312,533,32214606 10,6 1,265580335 32,82964323 313,516,64033925 15 0,632002695 33,56268152 320,5
10 19,264 0,383185008 34,20454545 326,62934919 20,39275 0,341939961 34,3821655 328,32549568 21,6 0,30478525 34,57106274 330,12933147 23,1 0,266487896 34,69927297 331,35364896 24,95 0,228433792 34,8951049 333,2237065 27,35 0,190102044 35,21761525 336,3034534 30,5275 0,152587504 35,57983683 339,76241443 34,916 0,116641334 36,07024793 344,4454954
2,86 36,12 0,108994847 36,16339608 345,33499472 43,2 0,076196313 37,04974271 353,7989816
1,040021203 60 0,039500168 38,48451001 367,51 60,9 0,038341303 38,55406432 368,1641948
Fuente. Autor
9 Todas las ecuaciones de este capitulo, fueron sacadas de reportes NACA, mencionados en labibliografía
De esta forma se puede saber que revoluciones son necesarias para garantizar la
sustentación, para cada una de las velocidades de vuelo, ya que las RPM, varían
de 296 a 370 rpm con la velocidad lineal, como se ve en a figura 8.
Figura 14. RPMs a cada velocidad de vuelo
RPMs Max
050
100150200250300350400
0 10 20 30 40 50 60 70Velocidad (m/s)
RPM
s
Fuente. Autor
Para garantizar que el autogiro vuele, hay que dar un torque inicial al rotor, para
que este pueda alcanzar las rpm mínimas de operación para cada una de las
velocidades, esto se hace mediante un prerotador, que ayuda a generar las
revoluciones necesarias, sin tener una velocidad lineal de vuelo, este sistema
será evaluado posteriormente.
5.8 DETERMINACION DEL DRAG
Para la determinación del Drag, se debe tener en cuenta que cada una de las
partes que tienen contacto con el viento que golpea a la aeronave durante el vuelo
producen resistencia al avance, y que para determinar la magnitud de esta, es
necesario saber las dimensiones aproximadas, y las velocidades de operación
mas significativas, por lo cual, cabe hacer la aclaración que la velocidad de
crucero que se ha escogido para la operación del autogiro, es de 36,12 m/sg, y los
cálculos se han hecho con valores de atmósfera estándar a nivel del mar.
El Drag total de la aeronave es la suma de todas las fuerzas de resistencia al
avance que existan en una aeronave, por lo que la ecuación que se usa para esto,
es la siguiente:
Total R PD D D= + (28)
En donde DR es el Drag originado por el rotor, y DP es el drag parasito (originado
por todos aquellos elementos que no dan sustentación)
5.8.1 Drag del rotor
El Drag del rotor se puede hallar, teniendo en cuenta la siguiente ecuación:
0 iRD D D= + (29)
Por lo tanto:
0R i
D D DL L L
= +
(29)
R TOR
DD WL
= ⋅
(30)
Los valores de (D/L)0, se pueden sacar de la figura 7, teniendo en cuenta las
velocidades de operación, pero los valores de (D/L)i, si hay que hallarlos, por lo
cual es necesario recurrir a otra ecuación, de donde se sabe lo siguiente.
4L
i
CDL
σσ
= ⋅
(31)10
Por lo tanto:
4L
i
CDL
=
(32)
Así, se llega a determinar el Drag del rotor remplazando 32 en 29.
0 4L
R TOCDD W
L = + ⋅
(33)
Para las diferentes velocidades de vuelo, se hallan los respectivos radios de (D/L),
como se ve en la siguiente tabla:
Tabla 11. Determinación del Drag del Rotor
Velocidades (m/s) (D/L)0 CD0 CL (D/L)i (D/L)R DR (N)10 0,17465785 0,248364511,422006060,355501520,53015936 2808,4662
10,6 0,16850471 0,213256251,265580330,31639508 0,4848998 2568,7081815 0,15669358 0,09903076 0,6320027 0,158000670,314694251667,06133
19,264 0,13 0,049814050,383185010,095796250,225796251196,1330720,39275 0,125 0,0427425 0,341939960,085484990,210484991115,02319
21,6 0,119 0,036269440,304785250,076196310,195196311034,0329523,1 0,112 0,02984664 0,2664879 0,066621970,17862197946,232046
24,95 0,107 0,024442420,228433790,057108450,16410845869,34809227,35 0,1 0,0190102 0,190102040,047525510,14752551781,501642
30,5275 0,094 0,01434323 0,1525875 0,038146880,13214688700,03486134,916 0,085 0,009914510,116641330,029160330,11416033604,75295136,12 0,083 0,009046570,108994850,027248710,11024871584,03152543,2 0,078 0,005943310,076196310,019049080,09704908514,10778760,9 0,0705 0,00270306 0,0383413 0,009585330,08008533424,244004
Fuente. Autores
10 Las ecuaciones de Drag, al igual que todas las ecuaciones de rendimiento aerodinámico delrotor, fueron sacadas de reportes NACA, mencionados en la bibliografía.
Figura 15. Drag del Rotor (N) para cada una de las velocidades
Dr Para = 4
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
0 10 20 30 40 50 60 70Velocidades (m/s)
Dr (
N)
Fuente. Autores
5.8.2 Drag parasito
Como se aclaro anteriormente, el Drag parasito es aquel que se origina por
cualquier superficie en contacto con el flujo de aire, que no dan sustentación
considerable para el vuelo, por lo cual se debe saber que esta fuerza depende de
las siguientes superficies:
§ Cabina, DP cabina
§ Tren de Aterrizaje, DP LG
§ Mástil, DP Mástil
§ Empenaje, DP Tail
§ Cabeza del Rotor, DP Rotor Head
5.8.2.1 Cabina
5.8.2.1.1 Características generales de la cabina
La cabina del gyroharvest está construida en su totalidad en fibra de vidrio, ya que
se puede lograr la forma compleja requerida. Se ha establecido una forma
aerodinámica de tal forma que se obtengan características determinadas para
producir un drag parásito mínimo. El espacio de la cabina es lo suficientemente
amplio para una persona y que esta misma pueda operar de una forma cómoda
los diferentes mandos de control del gyroharvest.
Además la cabina viene con 2 puertas de acceso una a cada lado del piloto (esto
cumpliendo con la normatividad referente a las puertas del 11ac 27.783, las cuales
son fácilmente removibles en el caso que sea deseado. De todas maneras para
operaciones de fumigación, la cabina del gyroharvest debe permanecer con las
puertas cerradas para evitar la entrada de químicos a la cabina.
5.8.2.1.2 Dimensiones de la cabina
Las dimensiones de la cabina fueron establecidas según análisis ergonómicos,
teniendo en cuenta una altura del piloto hasta 1,90 cm, dimensiones de la silla
escogida indicadas en los planos de la silla (anexo 3), además de dimensiones de
otras cabinas de autogiros, con características similares de pesos y dimensiones.
Como se indican en los siguientes esquemas junto con el plano de la cabina
(anexo 3), las dimensiones de la cabina son las siguientes:
- Largo de cabina: 64.66 = 164.23 cm
11 AC 27.783. Closed cabins must have at least one external door that is adequate and easilyaccessible for all of the occupants. The standard envisaged a door intended for normal use and foran emergency exit for all passengers. The passenger compartment, itself, should not be partitioned.
- Ancho de cabina: 38.34 = 97.39 cm
- Altura de cabina: 52.64 = 133.71 cm
- Distancia entre el espaldar de la silla hasta los pedales: 45 = 114.3 cm.
- 12Espesor de cabina efectivo: 37.54 = 95.36 cm.
- Distancia entre los pedales hasta la pared trasera de la cabina: 55,33 =
140,54 cm.
- Punta de los pedales hasta punta delantera de la cabina: 9.59 = 24,36 cm.
5.8.2.1.3 Comparaciones
A continuación se hace una comparación de la cabina del gyroharvest respecto a
otras aeronaves con cabinas similares.
Tabla 12. Comparación de la cabina
COMPARACION DEL GYROHARVEST CON OTROS GYROS DECARACTERISTICAS SIMILARES
Cabin Width Cabin Height Cabin Length
SparrowHawk 44"
46" with doors53" 63"
Cessna 172R 39.5"
RAF 2000 39" 51" 55"
Gyroharvest 38.34 52.64 64.66
Fuente. Autores.
12 El espesor de la cabina se refiere al ancho efectivo. Esto no contempla el espesor del material.Solamente su interior.
En la comparación anterior se muestra las diferentes dimensiones de cabinas
de diferentes Homebuits aircrafts. Se tienen en cuenta los siguientes datos:
- Width at shoulders: Distancia entre hombros. Esta distancia es similar al
ancho efectivo de cabina.
- Height to Overhead: Distancia entre el borde superior del asiento la silla
hasta el techo.
- SEAT to pedals: Distancia entre el espaldar de la silla hasta los pedales.
5.8.2.1.4 Diseño y ubicación de la cabina
5.8.2.1.4.1 Espesor de las paredes de la cabina
Teniendo en cuenta datos estadísticos el común del espesor de las paredes de la
cabina para este tipo de aeronaves es de 1,02 cm = 0.40 in. Este espesor es el
necesario para dar la suficiente rigidez de la cabina.
5.8.2.1.4.2 Ventanas
Las ventanas de la cabina deben ser livianas y lo suficientemente grandes para
dar la mayor visibilidad posible al piloto, además son resistentes a la lluvia, al
granizo y a la abrasión producida por el polvo. Según los requerimientos
anteriores, la cabina del Gyroharvest utilizaría ventanas hechas en policarbonato
(lexan polycarbonate), de 12.5 mm (0.492 in) de espesor, el cual así mismo puede
soportar un impacto de un objeto de 3.95 lb a una velocidad de 460 Km/h (285.83
mph) .
5.8.2.1.5 Aerodinámica de la cabina
Friction drag.
Lf (largo de la cabina) = 5.388 ft.
df = máximo diámetro de la cabina = 4,127 ft
Lf/df = 1.306
Por lo tanto, según Roskam, Capitulo 3 el coeficiente de drag basado en la
sección lateral de la cabina, para el caso del Gyroharvest = 0.3
5.8.2.1.5.1 Coeficientes de drag de la cabina
El coeficiente de drag subsónico es encontrado como:
CDfus = CDofus + CDLfus
Cabin zero-lift drag coefficient (Drag parásito)
( ) 31 60 /(1 / ) 0,0025 1 / /Fus fus Fus b fusDo Wf f f f f f Wet DC R C d d S S C= + + +
Donde,
Rwf =factor de interfase wing/cabin = 1.0 solamente para cabinas.
Cffus = turbulent flan plate skin-friction coeficientt en la cabina. Este es hallado
según el número Reynolds (RN)
Lf (largo de la cabina) = 5.388 ft
(Densidad) = 2.377 x 10-3 slug/ft3 (a nivel del mar)
(viscosidad dinámica) = 3.785 x 10-7 slug/ft s
u1 (velocidad) = 118,474 ft/s (velocidad máxima de operación)
RN = u1 Lf RN = 4008613,63
Con este valor y a mach = 0.106 (velocidad máxima de operación), según
Roskam, capitulo 3, se tiene:
Cf = 0.0035
df = máximo diámetro de la cabina = 4,127 ft
4f fusd S
π =
, Sfus= área máxima de la cabina =
= (A1- 2%A1) 2A2
A1 = 14,048 ft2 (0.280) = 13.767
A2 = 0,389 ft2
Área del fuselaje (Sfus) = 13,378 ft2
df = 4,127 ft
A1 + A2 - A3 A4 A5 A6
A1 = 7,187 ft2
A2 = 11,432 ft2
A3 = 0,482 ft2
A4 = 0,045 ft2
A5 = 0,140 ft2
A6 = 0,107 ft2
Swetfus =17,845 ft2
CDbfus (Coeficiente de drag de la base de la cabina.)
( ) ( ) ( )1/ 2
0.029 / 3 / / /b Ofus Fus BasD b f D fus FusC d d C e S S S S
−
=
db (diámetro de la base) 4f fusd S
π =
, Sbfus (área de la base)
= 7.495 ft2, por lo tanto db = 3.901 ft
CDofus-base Zero lift drag coefficient of the cabin exclusive of the base. Es
determinado en el primer miembro de la derecha de la ecuación.
CDofus-base = 0,00293
Y
S = 654,671 ft2
Por lo tanto,
CDbfus = 0.00180
Y finalmente,
CDofus = 0.00368
Aplicando el AAA nos da como resultado
Figura 16. Resultados del Drag en AAA
Fuente. Autores
5.8.2.1.5.1.1 Coeficiente de Drag de la cabina debido al lift
CDLfus = 2∝2Sbfus/S + ηCdc∝3Splffus/S
Donde es el ángulo de ataque de el Gyroharvest. A diferencia de las aeronaves
este valor no es posible determinarlo matemáticamente ya que la cabina es
totalmente independiente del ángulo de ataque del rotor. No varía de forma
equivalente como es en el caso de los aviones. Sin embargo se puede afirmar por
datos experimentales que en condiciones normales, este varía entre -10º hasta
+10º. Por lo tanto en la siguiente tabla se muestran diferentes valores deCDLfus
para los diferentes valores de .
= Relación entre el drag de un cilindro finito y el drag de un cilindro infinito.
En donde según la relación Body Fitness Ratio , que se halla según Roskam:
Para lf/df = 1.229 según gráfica, = 0.549
Cdc = Dato experimental del drag producido por el flujo en estado estático.
Según la relacion de Cross flow Mach Number que se da en Roskam (Capitulo 3),
se originan las siguientes conclusiones:
Mc = M sen . Para el caso de M =0.106 que es la velocidad máxima de vuelo, y
que varía entre -10º y +10º, Mc siempre es menor que 0.2. Por eso según gráfica,Cdc = 1.2
Splffus = Área superior de la cabina.
= A1- 2A2 2A3
A1 = 17,996ft2
2A2 = 0.779ft2
2A3 = 0.528ft2
Splffus = 16.689 ft2
Por lo tanto para diferentes 13,CDLfus y por lo tanto
CDfus son:
Tabla 13. Drag de la cabina
(deg) (rad) CDL fus CD fus
-10 -0,1745 0,0006 0,0040-9 -0,1571 0,0005 0,0039-8 -0,1396 0,0004 0,0038-7 -0,1222 0,0003 0,0037-6 -0,1047 0,0002 0,0036-5 -0,0873 0,0002 0,0035-4 -0,0698 0,0001 0,0035-3 -0,0524 0,0001 0,0034-2 -0,0349 0,0000 0,0034-1 -0,0175 0,0000 0,00340 0,0000 0,0000 0,00341 0,0175 0,0000 0,0034
13 Se escogen los valores de entre -10 y 10 ya que estos son los ángulos de ataque normales de operación deun fuselaje para un autogiro.
2 0,0349 0,0000 0,00343 0,0524 0,0001 0,00344 0,0698 0,0001 0,00355 0,0873 0,0002 0,00356 0,1047 0,0003 0,00367 0,1222 0,0004 0,00378 0,1396 0,0005 0,00389 0,1571 0,0006 0,0040
10 0,1745 0,0008 0,0041Fuente. Autores
De aquí se escoge, un coeficiente de drag, para los calculos totales de la
resistencia al avance de la aeronave.
5.8.2.2 Coeficientes de drag de las demás superficies
Los coeficientes de drag de las diferentes superficies que no producen
sustentación, se hallan de la misma forma que los coeficientes de Drag de la
cabina, teniendo en cuenta las superficies mojadas de cada una de estas partes.
A continuación se hace un listado de los coeficientes de Drag de cada una de las
superficies, con sus respectivas superficies mojadas.
§ Cabina
Área mojada: 2,90071161792 m2
Coeficiente de Drag: 0,003356
§ Tren de Aterrizaje
Área Mojada: 0, 078224351
Coeficiente de Drag: 0,00154
§ Mástil
Área Mojada: 0,07330049856
Coeficiente de Drag: 0,00145
§ Cabeza del Rotor:
Área Mojada: 0,038238891264
Coeficientes de Drag: 0,000629
§ Empenaje:
Los coeficientes de Drag, de las superficies que conforman las superficies
de la cola del rotor, son 0,0051 para los dos estabilizadores, de acuerdo a la
superficie de estos.
5.8.2.3 Drag total
El Drag total es la suma de todas las fuerzas de resistencia al avance que se
originan por las superficies expuestas al viento relativo por el que cruza la
aeronave.
Total Mastil RotorHead LG Cabina TailP P P P P PD D D D D D= + + + +
212P Wethed DD V S Cρ= ⋅ ⋅ ⋅ (34)
Tabla 14. Determinación del Drag de la Aeronave
Velocidad(m/s)
DP Cabina(N) DR (N) DP LG
(N)DP Mast
(N) DP Tail DP RHead DT (N)
10,00 0,596 2808,466 0,007 0,007 1,458 0,001 2810,536 10,60 0,670 2568,708 0,008 0,007 1,318 0,002 2570,714 15,00 1,342 1667,061 0,017 0,015 1,302 0,003 1669,740
19,26 2,213 1196,133 0,027 0,024 1,904 0,005 1200,307 20,39 2,480 1115,023 0,031 0,027 2,111 0,006 1119,678 21,60 2,782 1034,033 0,034 0,030 2,350 0,007 1039,237 23,10 3,182 946,232 0,039 0,035 2,671 0,008 952,167 24,95 3,712 869,348 0,046 0,041 3,102 0,009 876,257 27,35 4,460 781,502 0,055 0,049 3,715 0,011 789,791 30,53 5,557 700,035 0,069 0,061 4,617 0,014 710,352 34,92 7,269 604,753 0,090 0,079 6,032 0,018 618,242 36,12 7,779 584,032 0,096 0,085 6,454 0,019 598,465 43,20 11,128 514,108 0,138 0,121 9,227 0,027 534,749 60,90 22,114 424,244 0,274 0,241 18,333 0,055 465,260
Fuente. Autores
5.9 AUTO-ROTACION
Los factores mas importantes, para explicar por que el rotor de una aeronave es
afectada por ese fenómeno llamado auto-rotación, son las fuerzas aerodinámicas
que actúan sobre las palas, ya que se necesita saber su magnitud y dirección
para encontrar las diferentes condiciones de vuelo, sin aplicar un torque a estas.
Al considerar una sección transversal de una pala de un rotor en auto-rotación, a
condiciones atmosféricas estándar, se pueden ver los ángulos que influyen en el
rendimiento del rotor, y la actitud que deben tener en una condición estable de
auto-rotación.
Figura 17. Definición de los ángulos de ataque del rotor.
Fuente. J. Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective
Figura 18. Detalle del flujo a través del segmento de una pala en auto-rotación
Fuente. J. Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective
En al figura 18, se pueden observar que para que el rotor se mantenga en
equilibrio auto-rotacional, el ángulo de ataque inducido ( ), debe ser semejante, a
aquel que hay en un rotor al que no se le aplique torque en el eje. Por lo tanto,
para equilibrar las fuerzas:
( ) 0dQ D L ydyφ= − = (35)
( ) 0D L Cd Clφ φ− − − − (36)
Sin embargo, esta es una condición de equilibrio, que no puede existir en todas las
secciones de la pala, y solo una sección puede estar en equilibrio auto-rotacional.
En general, algunas partes del rotor absorben poder del flujo de aire relativo que
las golpea, y otras consumen poder, por lo cual el torque aplicado al eje del rotor
es semejante a cero.
0dQ =∫
Figura 19. Fuerzas que actúan sobre la pala para equilibrio auto-rotacional.
Fuente. J. Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective
Como se puede ver en la figura 19, en la parte anterior de la pala, el vector de la
sustentación, tiene una inclinación grande hacia adelante, originando un torque
propulsivo (Torque de aceleración), que es mayor que la resistencia al avance del
perfil aerodinámico. Esta parte de la pala es la que absorbe la energía del flujo de
aire relativo.
Por el contrario en la zona cercana a la punta de las palas, en donde es
pequeño, se produce consumo de energía, gracias a que el componente
propulsivo originado por la inclinación del vector de sustentación en estas
estaciones de la pala, es insuficiente para contrarrestar la resistencia al avance del
perfil aerodinámico, produciendo un torque desacelerativo.
En una situación de auto-rotación estable, las rpm del rotor se ajustan por si solas,
cuando hay un equilibrio de los torques originados por el rotor. Este es un punto
estable de equilibrio, debido a que si la velocidad rotacional del rotor se
incrementa, el ángulo de ataque inducido decrece, y la región que origina el
torque de aceleración decrecerá también, haciendo que las rpm se reduzcan. Por
el contrario, si las rpm del rotor disminuyen, el ángulo de ataque inducido
aumentará, haciendo que la región que origina torque aceleración aumente,
incrementando también las rpm.
Por lo tanto, cuando se establece un equilibrio auto-rotacional, el rotor, por si solo
equilibra sus rpm para cada condición de vuelo que se le presente. Esta es una
característica inherente del rotor, la cual da al autogiro buenas propiedades de
seguridad en vuelo.
Sin embargo, la inclinación de la pala en un estado de auto-rotación estable, debe
ser siempre pequeña, y el ángulo de ataque del disco debe ser positivo, para así
garantizar que las secciones anteriores de la pala nunca alcancen ángulos de
ataque altos, originando perdidas (Stall). Cuando ocurre Stall, la propagación de
este a lo largo de la pala, hace que las rpm del rotor decaigan, debido a la alta
resistencia al avance del perfil aerodinámico.
Figura 20. Diagrama auto-rotacional
Fuente. J.Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective.
El fenómeno de la auto-rotación, puede ser explicado mediante el diagrama auto-
rotacional (Figura 20), aquí se tiene graficado el Cd/Cl contra el ángulo de ataque
de la sección de la pala. Para que la sección de la pala este en equilibrio, debe
cumplir con las siguientes condiciones para una sección en equilibrio, donde es
el ángulo de Pitch de la pala y es el ángulo de ataque aerodinámico:
:
0Cd Clφ− = o CdCl
φ α θ= = − (37)
Para un definido, la anterior ecuación representa una serie de puntos que
forman una línea, que esta graficada en la figura 20. La intersección de esta línea
con la grafica de /Cd Cl , originan el Punto A que corresponde a la condición de
equilibrio, en donde /Cd Clφ = . Cerca de este punto, existe un punto B, en donde
φ es mayor que /Cd Cl , esto representa una condición de torque acelerador. El
punto C se da cuando φ es menor que /Cd Cl y esto representa una condición de
torque desacelerante. En la figura 17, aparece un ángulo maxθ , en donde las
condiciones de equilibrio no son posibles, por lo que para el punto D, existen
pérdidas causando que las rpm del rotor decaigan rápidamente.
Para el caso de este trabajo de investigación, tendiendo en cuenta el perfil
aerodinámico NACA 8H12, se grafica el diagrama auto-rotacional, sabiendo que el
radio del rotor es de 4,4 metros, la velocidad de crucero de la aeronave es de
36,12 m/sg, y que a esta velocidad del rotor es 36,16339608 rad/sg , estos
datos se deben tener en cuenta ya que los datos para hallar el /Cd Cl dependen
del número de Reynolds al que se este trabajando.
( )Pala AireV V Rr= + Ω⋅ (38)
36,12 / (36,16339608 rad/s 4,4m)PalaV m s= + ⋅
195,2389 m/sPalaV =
El número de Reynolds es igual a:
Re Vxρµ
= (39)
En donde x es una coordenada calculada, dependiendo de la cuerda del rotor, y el
centro aerodinámico del perfil, que es x/c = 0,278. Por lo cual 0,072975x = .
Tabla 15. Determinación del número de Reynols a diferentes velocidades de
vuelo.
Velocidades(m/s)
max(Rad/s) VT (m/s) Velocidad Total
(m/s) Número deReynolds
0 30,99704752 136,3870091 136,3870091 717.19010 32,72492347 143,9896633 153,9896633 809.754
10,6 32,82964323 144,4504302 155,0504302 815.33215 33,56268152 147,6757987 162,6757987 855.429
19,264 34,20454545 150,5 169,764 892.70320,39275 34,3821655 151,2815282 171,6742782 902.748
21,6 34,57106274 152,1126761 173,7126761 913.46723,1 34,69927297 152,6768011 175,7768011 924.321
24,95 34,8951049 153,5384615 178,4884615 938.58027,35 35,21761525 154,9575071 182,3075071 958.663
30,5275 35,57983683 156,5512821 187,0787821 983.75234,916 36,07024793 158,7090909 193,6250909 1.018.17636,12 36,16339608 159,1189427 195,2389427 1.026.66343,2 37,04974271 163,0188679 206,2188679 1.084.40060 38,48451001 169,331844 229,331844 1.205.940
60,9 38,55406432 169,637883 230,537883 1.212.282
Fuente. Autores
Para un número de Reynolds de 1x106 el perfil NACA 8H12, origina los siguientes
coeficientes:
Tabla 16. Coeficientes del NACA 8H12
(rad) Cl Cd Cm 0.25 L/D D/L-8 -0,1396263 -0,477 0,05318 0,009 -8,969537 -0,1115
-7,75 -0,135263 -0,474 0,05139 0,009 -9,223584 -0,1084-7,5 -0,1308997 -0,470 0,04974 0,009 -9,449136 -0,1058
-7,25 -0,1265364 -0,465 0,04737 0,009 -9,816339 -0,1019-7 -0,122173 -0,473 0,0463 0,009 -10,21598 -0,0979
-6,75 -0,1178097 -0,472 0,04389 0,01 -10,75416 -0,093-6,5 -0,1134464 -0,471 0,04292 0,01 -10,9739 -0,0911
-6,25 -0,1090831 -0,470 0,04078 0,01 -11,52526 -0,0868-6 -0,1047198 -0,468 0,03798 0,011 -12,31701 -0,0812
-5,75 -0,1003564 -0,466 0,0115 0,017 -40,52174 -0,0247
-5,5 -0,0959931 -0,460 0,01112 0,017 -41,36691 -0,0242-5,25 -0,0916298 -0,453 0,01124 0,017 -40,33185 -0,0248
-5 -0,0872665 -0,442 0,01072 0,017 -41,23134 -0,0243-4,75 -0,0829031 -0,421 0,0104 0,016 -40,48077 -0,0247-4,5 -0,0785398 -0,398 0,01041 0,016 -38,23247 -0,0262
-4,25 -0,0741765 -0,375 0,01017 0,016 -36,87316 -0,0271-4 -0,0698132 -0,351 0,00994 0,016 -35,31187 -0,0283
-3,75 -0,0654498 -0,326 0,00999 0,016 -32,63263 -0,0306-3,5 -0,0610865 -0,241 0,03255 0,004 -7,403994 -0,1351
-3,25 -0,0567232 -0,219 0,03192 0,004 -6,860902 -0,1458-3 -0,0523599 -0,197 0,03135 0,004 -6,283892 -0,1591
-2,75 -0,0479966 -0,175 0,03076 0,004 -5,689207 -0,1758-2,5 -0,0436332 -0,152 0,03096 0,004 -4,909561 -0,2037
-2,25 -0,0392699 -0,129 0,03051 0,004 -4,228122 -0,2365-2 -0,0349066 -0,106 0,03019 0.,004 -3,511096 -0,2848
-1,75 -0,0305433 -0,083 0,0298 0,004 -2,785235 -0,359-1,5 -0,0261799 -0,059 0 0,004 -1,996616 -0,5008
-1,25 -0,0218166 -0,035 0,02928 0,004 -1,195355 -0,8366-1 -0,0174533 -0,012 0,02908 0,004 -0,412655 -2,4233
-0,75 -0,01309 0,015 0,00942 0,013 1,5923567 0,628-0,5 -0,0087266 0,045 0,00943 0,013 4,7720042 0,2096
-0,25 -0,0043633 0,075 0,00933 0,013 8,0385852 0,12440 0 0,105 0,00936 0,012 11,217949 0,0891
0,25 0,00436332 0,134 0,00939 0,012 14,270501 0,07010,5 0,00872665 0,164 0,00909 0,012 18,041804 0,05540,75 0,01308997 0,194 0 0,012 21,507761 0,0465
1 0,01745329 0,223 0,00896 0,011 24,888393 0,04021,25 0,02181662 0,253 0,00604 0,011 41,887417 0,02391,5 0,02617994 0,283 0,00607 0,011 46,622735 0,02141,75 0,03054326 0,312 0,00611 0,011 51,06383 0,0196
2 0,03490659 0,342 0,00608 0,01 56,25 0,01782,25 0,03926991 0,372 0,00633 0,01 58,767773 0,0172,5 0,04363323 0,401 0,0063 0,01 63,650794 0,01572,75 0,04799655 0,431 0,00649 0,009 66,409861 0,0151
3 0,05235988 0,460 0,0065 0,009 70,769231 0,01413,25 0,0567232 0,490 0,00653 0,009 75,038285 0,01333,5 0,06108652 0,519 0,00668 0,008 77,694611 0,01293,75 0,06544985 0,548 0,00675 0,008 81,185185 0,0123
4 0,06981317 0,578 0,00682 0,008 84,750733 0,01184,25 0,07417649 0,607 0,00703 0,007 86,344239 0,01164,5 0,07853982 0,636 0,00707 0,007 89,957567 0,01114,75 0,08290314 0,666 0,0071 0,007 93,802817 0,0107
5 0,08726646 0,695 0,0072 0,006 96,527778 0,01045,25 0,09162979 0,723 0,00733 0,006 98,635744 0,01015,5 0,09599311 0,752 0,00751 0,005 100,13316 0,015,75 0,10035643 0,767 0,00796 0,005 96,356784 0,0104
6 0,10471976 0,793 0,00797 0,005 99,498118 0,01016,25 0,10908308 0,806 0,00798 0,004 101,00251 0,00996,5 0,1134464 0,831 0,00999 0,004 83,183183 0,0126,75 0,11780972 0,856 0,01238 0,003 69,14378 0,0145
7 0,12217305 0,881 0,0149 0,003 59,127517 0,01697,25 0,12653637 0,907 0,01499 0 60,484323 0,01657,5 0,13089969 0,933 0,015328 0 60,890742 0,01647,75 0,13526302 0,960 0,016751 0 57,310011 0,0174
8 0,13962634 0,974 0,01813 0,001 53,723111 0,01868,25 0,14398966 0,996 0,01874 0,001 53,148346 0,01888,5 0,14835299 1,018 0,01941 0 52,447192 0,01918,75 0,15271631 1,038 0,02014 0 51,539225 0,0194
9 0,15707963 1,058 0,02093 0 50,549451 0,01989,25 0,16144296 1,078 0,02167 -0,001 49,746193 0,02019,5 0,16580628 1,097 0,02247 -0,001 48,82065 0,02059,75 0,1701696 1,115 0,02327 -0,002 47,915771 0,020910 0,17453293 1,133 0,02414 -0,002 46,934548 0,0213
10,25 0,17889625 1,149 0,02496 -0,003 46,033654 0,021710,5 0,18325957 1,165 0,02592 -0,003 44,945988 0,0222
10,75 0,18762289 1,181 0,02687 -0,003 43,952363 0,022811 0,19198622 1,195 0,02788 -0,004 42,862267 0,0233
11,25 0,19634954 1,202 0,02893 -0,004 41,548566 0,024111,5 0,20071286 1,207 0,02994 -0,005 40,313961 0,0248
11,75 0,20507619 1,209 0,03116 -0,005 38,799743 0,025812 0,20943951 1,210 0,03236 -0,006 37,391842 0,0267
12,25 0,21380283 1,209 0,03358 -0,006 36,003574 0,027812,5 0,21816616 1,206 0,03476 -0,007 34,695052 0,0288
12,75 0,22252948 1,201 0,03612 -0,007 33,250277 0,030113 0,2268928 1,193 0,03769 -0,007 31,652958 0,0316
13,25 0,23125613 1,184 0,03928 -0,008 30,142566 0,033213,5 0,23561945 1,178 0,03771 -0,008 31,238398 0,032
13,75 0,23998277 1,165 0,03897 -0,009 29,894791 0,033514 0,2443461 1,151 0,04056 -0,009 28,377712 0,0352
14,25 0,24870942 1,136 0,04195 -0,01 27,079857 0,036914,5 0,25307274 1,118 0,04347 -0,01 25,718887 0,0389
14,75 0,25743606 1,098 0,04548 -0,011 24,14248 0,041415 0,26179939 1,078 0,04769 -0,011 22,60432 0,0442
15,25 0,26616271 1,051 0,05197 -0,011 20,223206 0,049415,5 0,27052603 0,917 0,11255 -0,006 8,14749 0,1227
15,75 0,27488936 0,898 0,11575 -0,006 7,7580994 0,128916 0,27925268 0,881 0,11903 -0,007 7,4014954 0,1351
16,25 0,283616 0,861 0,12243 -0,006 7,0325901 0,142216,5 0,28797933 0,841 0,12499 -0,006 6,7285383 0,1486
16,75 0,29234265 0,821 0,12923 -0,006 6,353014 0,157417 0,29670597 0,801 0,13255 -0,007 6,0430026 0,1655
17,25 0,3010693 0,781 0,1357 -0,007 5,7553427 0,1738
17,5 0,30543262 0,761 0,14005 -0,007 5,4337737 0,18417,75 0,30979594 0,740 0,14234 -0,007 5,1988197 0,1924
18 0,31415927 0,720 0,14644 -0,07 4,9166894 0,203418,25 0,31852259 0,700 0,1506 -0,008 4,6480744 0,215118,5 0,32288591 0,681 0,1544 -0,008 4,4106218 0,2267
18,75 0,32724923 0,662 0,15766 -0,008 4,198909 0,238219 0,33161256 0,643 0,16186 -0,008 3,9725689 0,2517
Fuente. Autores
Figura 21. Diagrama auto-rotacional del Gyroharvest
0
0,05
0,1
0,15
0,2
0,25
0,3
-0,05 0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3 0,35
Fuente. Autores
Al igual que en el diagrama auto-rotacional del ejemplo, sabiendo que el ángulo de
pitch es de 4 grados, se pueden conocer el punto de equilibrio rotacional, los
puntos, en donde hay un torque de aceleración, los puntos en donde hay torque
desacelerante, y los puntos en donde no hay equilibrio y se producen perdidas así:
Punto A (Punto de equilibrio): = 0,750 o 0,0130899693899575 rad
Punto B (Torque de Aceleración): mayor que 0,750
Punto C (Torque de desaceleración): menor que 0,750
Punto D (Perdidas): maxθ = 12,410 o 0,216714566304968 rad
5.10 DISTRIBUCIÓN DE VELOCIDAD Y SUSTENTACION EN LAS PALAS
5.10.1 Distribución de velocidad
Cuando un rotor opera con una velocidad lineal hacia adelante, la velocidad que
actúa sobre cada una de las palas de este, es diferente, debido a la posición de
cada una de ellas. Esta posición es dada por el ángulo de Azimut , el cual es
definido como cero, cuando la pala apunta hacia el lado contrario al avance de la
aeronave.
La presión dinámica local de cada una de las Palas varia en relación con en
ángulo de Azimut, de esta forma la máxima velocidad de la pala va a estar en
90ψ = , la mínima en 270ψ = , y en 0ψ = y 180ψ = la distribución de las
velocidades será igual.
Figura 22. Distribución de velocidades para diferentes ángulos de Azimut.
Fuente. J.Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective.
Para ver que esto aplica a todos los autogiros, se debe estudiar la forma de la
distribución de las velocidades para la aeronave en estudio, sabiendo que
AdvTip airV R V= Ω + (40)
Re tTip airV R V= Ω − (41)
Tabla 17. Distribución de velocidades en el rotor
Lr (m) Velocidad(Advance Blade)
Velocidad(Retering Blade)
0 36,12 36,120,1 39,73633961 32,503660390,2 43,35267922 28,887320780,3 46,96901882 25,270981180,4 50,58535843 21,654641570,5 54,20169804 18,038301960,6 57,81803765 14,421962350,7 61,43437725 10,805622750,8 65,05071686 7,189283140,9 68,66705647 3,5729435321 72,28339608 -0,043396075
1,1 75,89973568 -3,6597356831,2 79,51607529 -7,276075291,3 83,1324149 -10,89241491,4 86,74875451 -14,508754511,5 90,36509411 -18,125094111,6 93,98143372 -21,741433721,7 97,59777333 -25,357773331,8 101,2141129 -28,974112941,9 104,8304525 -32,590452542 108,4467922 -36,20679215
2,1 112,0631318 -39,823131762,2 115,6794714 -43,439471372,3 119,295811 -47,055810972,4 122,9121506 -50,672150582,5 126,5284902 -54,288490192,6 130,1448298 -57,90482982,7 133,7611694 -61,52116942,8 137,377509 -65,137509012,9 140,9938486 -68,753848623 144,6101882 -72,37018823
3,1 148,2265278 -75,986527833,2 151,8428674 -79,602867443,3 155,459207 -83,219207053,4 159,0755467 -86,835546663,5 162,6918863 -90,451886263,6 166,3082259 -94,068225873,7 169,9245655 -97,684565483,8 173,5409051 -101,30090513,9 177,1572447 -104,91724474 180,7735843 -108,5335843
4,1 184,3899239 -112,14992394,2 188,0062635 -115,76626354,3 191,6226031 -119,38260314,4 195,2389427 -122,9989427
Fuente. Autores
Figura 23. Distribución de Velocidades a 270ψ = y 90ψ =
-150
-100
-50
0
50
100
150
200
250
-6 -4 -2 0 2 4 6
Rotor
Vel
ocid
ades
Azimuth=90Azimuth=270
Fuente. Autores
5.10.2 Distribución de la sustentación
Uno de los problemas mas comunes que hay en un autogiro, es la disimetría en la
sustentación de las palas, la cual se origina gracias a que las velocidades varían
dependiendo del ángulo de Azimut. La distribución de la sustentación en la pala
que se encuentra en 90ψ = es mayor que la de la pala que se encuentra en
270ψ = , por lo cual se origina un momento que afecta a los rotores que están
acoplados rígidamente al eje del rotor, para evitar esto es necesario, usar unas
bisagra, que permitan el libre movimiento de las palas del rotor, ya que la pala
tomara una actitud diferente para cada Azimut que recorra. A este fenómeno se le
llama flapeo.
La distribución de la sustentación de las palas del rotor se puede determinar
mediante la ecuación normal del lift, en donde lo que varía son los ángulos de
Pitch y el ángulo de ataque inducido, por lo tanto:
212 LL V SCρ= (42)
Pero el coeficiente de sustentación puede ser definido por la pendiente de la curva
de sustentación del rotor, multiplicada por el ángulo de ataque del rotor.
L R RC a α= (43)
Entonces
212R R R RL V Saρ α= (44)
La velocidad del rotor es definida como R aireV R V= Ω + , y el área de la pala es igual
a la cuerda de la pala multiplicada por la longitud de esta misma, por lo que se
define la ecuación de sustentación de la siguiente manera:
21 (( ) ) ( ) ( )2R R R aire R R B RL R V C Daρ α= ⋅ Ω ⋅ + ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ (45)
La pendiente de la curva de sustentación del rotor depende del perfil, pero no es
igual, por lo cual se debe determinar el valor de la pendiente de sustentación del
rotor, y se hace de la siguiente forma:
0
01 57,3 /( )Raaa eARπ
=+ ⋅
(46)
De la definición se sabe que el Drag inducido para un avión es:
2L
iCDeARπ
= (47)
Y que para un autogiro es:2
4L
iCD = (48)
Por lo cual se puede deducir que eARπ para un autogiro es igual a 4, por lo cual
reemplazando esto en la ecuación 46, se obtiene:
0
01 57,3 / 4Raa
a=
+ ⋅(49)
De los datos del perfil aerodinámico NACA 8H12, se sabe que la pendiente de la
curva de lift a0 es igual a 0,1028, por lo tanto la pendiente de la curva de
sustentación del rotor es igual a:
0,10281 57,3 0,1028 / 4Ra =
+ ⋅
0,0415755011910491Ra =
Ahora que se sabe la pendiente de sustentación del rotor, y conociendo la
sustentación total que debe originar el rotor para que la aeronave vuele, se
pueden hallar los ángulos de ataque del rotor necesarios para cada una de las
velocidades.
2
2( )
RR
R aire b R
La R V C D
αρ
=⋅ Ω + ⋅ ⋅
(50)
Si se sabe que 4θ =
α θ φ= + (51)
4φ α= −
Tabla 18. Determinación de los ángulos de ataque, y de ataque inducidos del rotor
Velocidades(m/s) max (Rad/s) VTan (m/s) Velocidad Total
(m/s) r r
0 30,99704752 136,3870091 136,3870091 4,84129102 0,8412910210 32,72492347 143,9896633 153,9896633 3,7977298 -0,2022702
10,6 32,82964323 144,4504302 155,0504302 3,74594373 -0,2540562715 33,56268152 147,6757987 162,6757987 3,40299496 -0,59700504
19,264 34,20454545 150,5 169,764 3,12475522 -0,8752447820,39275 34,3821655 151,2815282 171,6742782 3,05560168 -0,94439832
21,6 34,57106274 152,1126761 173,7126761 2,98431169 -1,0156883123,1 34,69927297 152,6768011 175,7768011 2,91463441 -1,08536559
24,95 34,8951049 153,5384615 178,4884615 2,8267468 -1,173253227,35 35,21761525 154,9575071 182,3075071 2,70955578 -1,29044422
30,5275 35,57983683 156,5512821 187,0787821 2,5731087 -1,426891334,916 36,07024793 158,7090909 193,6250909 2,40206044 -1,5979395636,12 36,16339608 159,1189427 195,2389427 2,36251354 -1,6374864643,2 37,04974271 163,0188679 206,2188679 2,11763158 -1,8823684260 38,48451001 169,331844 229,331844 1,71229455 -2,28770545
60,9 38,55406432 169,637883 230,537883 1,69442597 -2,30557403
Fuente. Autores
Ahora que se saben los ángulos de ataque del rotor, se puede hallar la distribución
de sustentación a través de las palas, por comodidad de diseño, se analiza la pala
cuando se encuentra con azimut 90ψ = , ya que esta es la que soporta las
mayores fuerzas aerodinámicas.
21 (( ) ) ( ) ( )2B B R aire R R B RL R V C Raρ α= ⋅ Ω ⋅ + ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ (52)
Tabla 19. Determinación de la distribución de sustentación en una pala del rotor.
Lr (m) Velocidad m/sg Lb (N)0 36,12 0
0,1 39,73633961 2,4935777730,2 43,35267922 5,9362076030,3 46,96901882 10,45180820,4 50,58535843 16,164298260,5 54,20169804 23,19759649
0,6 57,81803765 31,67562160,7 61,43437725 41,722292290,8 65,05071686 53,461527280,9 68,66705647 67,017245251 72,28339608 82,51336493
1,1 75,89973568 100,0738051,2 79,51607529 119,82248421,3 83,1324149 141,88332121,4 86,74875451 166,38023471,5 90,36509411 193,43714351,6 93,98143372 223,17796611,7 97,59777333 255,72662151,8 101,2141129 291,20702811,9 104,8304525 329,74310482 108,4467922 371,4587703
2,1 112,0631318 416,47794322,2 115,6794714 464,92454222,3 119,295811 516,92248622,4 122,9121506 572,59569372,5 126,5284902 632,06808352,6 130,1448298 695,46357422,7 133,7611694 762,90608472,8 137,377509 834,51953352,9 140,9938486 910,42783953 144,6101882 990,7549212
3,1 148,2265278 1075,6246973,2 151,8428674 1165,1610873,3 155,459207 1259,4880083,4 159,0755467 1358,729383,5 162,6918863 1463,0091223,6 166,3082259 1572,4511513,7 169,9245655 1687,1793873,8 173,5409051 1807,3177493,9 177,1572447 1932,9901544 180,7735843 2064,320523
4,1 184,3899239 2201,4327734,2 188,0062635 2344,4508244,3 191,6226031 2493,4985934,4 195,2389427 2648,7
Fuente. Autores
Figura 24. Distribución de la sustentación
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5 5
Pala (m)
L(N
)
Fuente. Autores
Los ángulos de flapeo mas usados dentro de los autogiros, dependen de la mejor
situación de L/D que pueda dar el perfil aerodinámico, por lo cual remitiéndose a la
tabla 13, se puede apreciar que el mejor ángulo, es 6,25 grados, y dando una
libertad más grande al rotor, se espera que el flapeo sea de 12 grados.
5.11 DETERMINACION DE LA FUERZA CENTRIFUGA Y ANGULOS DECONEO
Las palas de cualquier rotor, al tener movimiento circular, van a estar sometidas a
fuerzas centrifugas, por estas palas deben ser diseñadas para soportar dichas
fuerzas, o contrarrestarlas.
Figura 25. Fuerzas que actúan sobre la pala
Fuente. J.Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective.
Otra fuerza que es aplicada a las palas del rotor el la sustentación, que se aplica al
75% de esta, creando un ángulo, llamado, ángulo de conicidad, el cual depende
de las revoluciones del rotor, y del peso de cada pala.
La medida del peso de las palas, depende de las estructura de esta misma, ya que
hay diferentes clases de ensamblajes, los mas comunes son los siguientes.
§ Palas convencionales: Muchas de las palas de rotores convencionales son
construidos remachando dos laminas a una plantilla preformada, comúnmente
hecha de una extrución de aluminio, y que dan la forma del borde de ataque y
de salida del perfil aerodinámico deseado, como se ve en la ilustración. Las
filas de remaches crean Drag, además de aumentar el peso, inclusive puede
traer problemas de agrietamientos, reduciendo el rendimiento de la estructura.
Por esta razón, hay que buscar nuevas alternativas, que reduzcan estos
problemas.
Figura 26. Sección transversal de una pala de rotor convencional
Fuente. www.vortechinternational.com
§ Palas de rotor tipo VI: Estas Palas son superiores a las de otras clases,
porque se elimina el Drag parasito producido por los remaches que se emplean
en diseños convencionales, maximizando la eficiencia de la pala, además
reduce el peso excesivo, ya que esta clase de palas, se fabrican creando un
perfil entero, por medio de una simple extrución de aluminio. Adicionalmente
esta clase de palas son mucho mas fuertes, y tienen gran resistencia a la
torsión y ayudan a reducir las vibraciones. El peso de esta clase de palas varia
dependiendo de las dimensiones, pero teniendo en cuenta las medidas
necesarias para el buen rendimiento del Gyroharvest, se sabe que el peso de
cada una de las palas, es de 20 Kilogramos aproximadamente.
Figura 27. Sección transversal de una pala tipo VI
Fuente. www.vortechinternational.com
5.11.1 Determinación de los ángulos de coneo
Debido al rendimiento de estas palas, se cree que son una muy buena opción,
para aplicarla al diseño en estudio, por lo cual se determinaran las fuerzas
centrifugas y los ángulos de coneo, con un rotor de estas características.
Como se dijo anteriormente, el ángulo de coneo 0β depende de la fuerza de
sustentación, el peso de la pala, y la velocidad tangencial del rotor.
2yF xy dM= Ω ⋅∫ (53)
WdM dSg
= (54)
x SCosβ= (55)
2 2
0
L
yWF Cos Sen S dSg
β β= Ω ∫ (56)
Hay que tener en cuenta que haciendo sumatoria de momentos.
0 0 0b Lb F b WL R C Sen W R Cosβ β⋅ − − = (57)
Por experiencia de otros autores, se sabe que el ángulo de coneo es igual a:
0 2
94
b
b t
R LM V
β ⋅
= ⋅ (58)14
14 Todas la ecuaciones usadas para la determinación de los ángulos de coneo, fueron sacadas delibros de aerodinámica de alas rotatorias, y reportes NACA mencionados en la bibliografía
Tabla 20. Ángulos de coneo
Velocidad (m/s) max VT (m/s) 0 (rad) 0 (deg)0 30,997048 136,38701 0,0345725 1,9808592
10 32,724923 143,98966 0,031018 1,777202810,6 32,829643 144,45043 0,0308205 1,76588315 33,562682 147,6758 0,0294889 1,6895886
19,264 34,204545 150,5 0,0283925 1,626771720,39275 34,382165 151,28153 0,0280999 1,6100072
21,6 34,571063 152,11268 0,0277937 1,59246123,1 34,699273 152,6768 0,0275887 1,580714824,95 34,895105 153,53846 0,0272799 1,563022627,35 35,217615 154,95751 0,0267825 1,5345264
30,5275 35,579837 156,55128 0,02624 1,503440934,916 36,070248 158,70909 0,0255313 1,462837236,12 36,163396 159,11894 0,0254 1,455311143,2 37,049743 163,01887 0,0241992 1,386512860 38,48451 169,33184 0,0224285 1,2850568
60,9 38,554064 169,63788 0,0223476 1,2804244Fuente. Autores
Figura 28. Ángulos de coneo a diferentes velocidades de vuelo
0
0,5
1
1,5
2
2,5
0 10 20 30 40 50 60 70
Velocidad
B
Fuente. Autores
Ya que las palas del rotor se flectan, con un ángulo máximo de dos grados, es
bueno hacer que la barra que une las dos palas del rotor (Hub Bar), tenga un
ángulo de Preconeo de dos grados también, para así evitar los esfuerzos
excesivos en esta barra, ya que el momento producido por la fuerza centrifuga,
tratará de contrarrestar los esfuerzos originados por las fuerzas de sustentación.
Figura 29. Angulo de preconeo
Fuente. J. Gordon Leishman. Development of the autogiro. A technical Perspective
5.11.2 Determinación de las fuerzas centrifugas
Teniendo en cuenta que la fuerza centrifuga máxima a la que las palas están
sometidas se da cuando el ángulo de coneo es igual a cero, la definición de esta
será:2
b tc
b
M VFR
= (59)
Teniendo en cuenta el ángulo de preconeo la fuerza centrifuga será:
2
0b t
cb
M VF CosR
β= ⋅ (60)
Los datos para hallar esta fuerza se pueden apreciar en la tabla 21.
Tabla 21. Datos de peso y dimensiones de las palas
# Blades 2Wb (N) 200Mb Kg 20,38735984Lb (N) 2648,7Radio (m) 4,4
Fuente. Autores
Tabla 22. Determinación de las fuerzas centrifugas
Velocidad (m/s) max VT (m/s) Fc (N) Fc 0 (N)0 30,997048 136,38701 86189,492 86137,988
10 32,724923 143,98966 96066,273 96020,06410,6 32,829643 144,45043 96682,081 96636,16615 33,562682 147,6758 101047,82 101003,89
19,264 34,204545 150,5 104949,73 104907,4320,39275 34,382165 151,28153 106042,54 106000,68
21,6 34,571063 152,11268 107210,95 107169,5423,1 34,699273 152,6768 108007,62 107966,5224,95 34,895105 153,53846 109230,19 109189,5527,35 35,217615 154,95751 111258,59 111218,69
30,5275 35,579837 156,55128 113559 113519,9134,916 36,070248 158,70909 116711,03 11667336,12 36,163396 159,11894 117314,6 117276,7643,2 37,049743 163,01887 123135,72 123099,6760 38,48451 169,33184 132857,35 132823,94
60,9 38,554064 169,63788 133338,02 133304,73
Fuente. Autores
Figura 30. Fuerzas centrifugas a diferentes velocidades de vuelo
0
20000
40000
60000
80000
100000
120000
140000
160000
0 10 20 30 40 50 60 70
Velocidad
Fc
Fuente. Autores
De acuerdo a estas características se ha cotizado diferentes fabricantes, de los
cuales se consiguió solamente uno Vortech Inc, que puede construir esta clase de
palas, ya que se dedica, a hacerlas para aeronaves pequeñas, que no tienen
dimensiones estandarizadas.
De acuerdo a los criterios seleccionados Vortech Inc. ofrece palas con las
siguientes características:
§ Cuerda: 0,2625 m
§ Longitud de cada pala del rotor: 4,1886 m
§ Perfil NACA 8H12
§ Costo: 1300 Dolares
§ Peso : 20 kilos por cada pala, (2,975 lb/ft)
§ Material: Aluminio 6063 T6, Aluminio 6061 T6 en el borde de ataque pegado
con epoxico.
El fabricante produce en serie palas con dimensiones hasta de 13 pies de largo, y
8 pulgadas de cuerda aerodinámica, pero de todas formas se construyen por
pedido.
Estas palas son construidas, para tener mejor rendimiento con ángulos de coneo,
debido a que eliminan los bloques de ajuste y los pernos se aconseja cambiarlas
cada 1500 horas de vuelo, dependiendo de factores como medio ambiente y las
rpm de trabajo.
Las Palas de este tipo están diseñadas para soportar las fuerzas centrifugas que
se originan a 1250 RPM, teniendo un peso de 20 lb cada una. Además también se
comprobó que soportan esfuerzos de tensión de hasta 35000 lb (155688N)
5.12 REQUERIMIENTOS DE POTENCIA
5.12.1 Potencia requerida
Para que una aeronave pueda avanzar, la resistencia al avance (Drag) debe ser
contrarrestada con otra fuerza de la misma magnitud o mayor, por esta razón es
necesario implementar un sistema de propulsión, el cual nos entregue el empuje
requerido para vencer la resistencia al avance de la aeronave.
Es así que:
D T= (61)
Ya que se tienen las fuerzas de Drag que se deben contrarrestar, a cada una de
las velocidades de vuelo, aplicando la siguiente formula, se puede hallar la
potencia requerida (Nm/sg), multiplicando el Drag, por la velocidad de la aeronave.
RequeridaP D V= ⋅ (62)
Ya que en el mercado, por estandarización, todos los motores especifican su
potencia en caballos de fuerza (HP), se debe hacer la conversión para que las
potencias requeridas sean en estas unidades, por lo que la ecuación 62 cambia a:
Re 746queridaD VP ⋅
= (63)
Tambien hay que tener en cuenta que la altitud de operación afecta el rendimiento
de la planta motriz, la potencia que esta genera y la velocidad. Por lo cual, si se
tiene en cuenta que al nivel del mar la velocidad y la potencia requerida son
determinadas por:
00
2
L
WVSCρ
= y0
3 2
3
2 DR
L
W CPSCρ
=
La potencia requerida y la velocidad de vuelo a la altura de operación quedaria
determinada por:
12
00AltV V ρ
ρ
=
y0
12
0AltR RP P ρ
ρ
=
De estas ecuaciones se puede obtener la potencia requerida para cada una de las
altitudes de vuelo.
Tabla 23. Poder requerido para cada una de las velocidades de vuelo
Velocidad(m/s) DT (N) P req
Vatios P req HPVelocidad
(m/s) a2200 m
P req enVatios a2200 m
P req a2200 (HP)
10 2810.53552 28105.36 37.67473883 11.143502 31319.21 41.9828510.76 2570.71388 27660.88 37.07892947 11.990408 30823.91 41.31891
15 1669.73991 25046.1 33.57385879 16.715253 27910.13 37.4130419.264 1200.30703 23122.71 30.99559606 21.466843 25766.8 34.53995
20.39275 1119.67793 22833.31 30.60765706 22.724665 25444.31 34.1076521.6 1039.23689 22447.52 30.09050504 24.069965 25014.4 33.5313623.1 952.167068 21995.06 29.48399365 25.74149 24510.2 32.85549
24.95 876.257202 21862.62 29.30645736 27.803038 24362.61 32.6576627.35 789.791233 21600.79 28.95548287 30.477478 24070.85 32.26655
30.5275 710.352138 21685.27 29.06873309 34.018326 24164.99 32.3927534.916 618.241745 21586.53 28.93636566 38.908652 24054.95 32.2452536.12 598.465344 21616.57 28.97663299 40.25033 24088.43 32.2901243.2 534.74928 23101.17 30.96671433 48.139929 25742.79 34.5077660.9 465.260392 28334.36 37.98171299 67.863928 31574.4 42.32493
64.414 462.091827 29765.18 39.89970904 71.779755 33168.84 44.4622568.026 465.338822 31655.14 42.43316182 75.804788 35274.91 47.285489.096 508.816322 45333.5 60.7687654 99.284147 50517.39 67.71769
Fuente. Autores
Figura 31. Poder requerido (HP) para cada velocidad y altitud de vuelo
0
10
20
30
40
50
60
70
80
0 20 40 60 80 100 120
m/s
HP Nivel del mar
2200 msnm
Fuente. Autores
5.12.2 Potencia disponible
Para garantizar que la aeronave tiene una buena rata de ascenso, se debe tener
un excedente de potencia, por lo cual es necesario recurrir a la comparación. El
autogiro que está en proceso de diseño tiene unas características de peso
similares a otros que hay en el mercado, y haciendo esta comparación se llegó a
la conclusión que un motor de 100 HP es suficiente para garantizar la buena
operación de esta aeronave.
Sabiendo que rendimiento tiene la hélice a las diferentes velocidades de la
aeronave, se puede determinar finalmente la potencia disponible, que son los
SHP, multiplicados por la eficiencia de la hélice a cada una de las velocidades y
altitudes de vuelo, por lo cual se debe tener en cuenta la siguiente relacion:
00
AltD DP P ρρ
=
Tabla 24. Potencia Disponible
Velocidad(m/s)
Potenciadisponible
Vatios
Potenciadisponible
HP
Velocidad(m/s) a 2200
m
PotenciadisponibleVatios a2200 m
Potenciadisponible
HP a2200 m
10 21198.336 28.416 11.14350214 17070.977 22.8833510.76 22581.3842 30.26995 11.9904083 18184.743 24.37633
15 29219.328 39.168 16.71525321 23530.265 31.5419119.264 34948.608 46.848 21.46684252 28144.043 37.7266
20.39275 35521.536 47.616 22.72466532 28605.42 38.3450721.6 37240.32 49.92 24.06996462 29989.554 40.2004723.1 38386.176 51.456 25.74148994 30912.309 41.43741
24.95 40104.96 53.76 27.80303784 32296.442 43.2928227.35 42396.672 56.832 30.47747835 34141.953 45.76669
30.5275 44688.384 59.904 34.01832615 35987.464 48.2405734.916 45662.3616 61.2096 38.90865207 36771.807 49.2919736.12 45834.24 61.44 40.25032972 36910.22 49.4775143.2 46120.704 61.824 48.13992924 37140.909 49.7867460.9 46177.9968 61.933 67.86392802 37187.047 49.84859
64.414 46177.9968 62.3008 71.77975468 37200.57 49.8485968.026 46177.9968 63.938 75.80478765 37287.754 49.8485989.096 46177.9968 64.837 99.28414665 37387.047 49.84859
Fuente. Autores
Figura 32. Potencia requerida y disponible
0
10
20
30
40
50
60
70
80
0 20 40 60 80 100 120
Pr Nivel del marPr 2200 msnmPd Nivel del marPd 2200 msnm
Fuente. Autores
Gracias a la figura 32, se puede determinar la velocidad máxima, y la velocidad
mínima de la aeronave, ya que en estos puntos la potencia requerida y la potencia
disponible tienen el mismo valor.
Velocidad Máxima a nivel de mar: 88,5 m/sg
Velocidad Mínima a nivel del mar: 10,1 m/sg
Velocidad Máxima a 2200 msnm: 80 m/sg
Velocidad Mínima a 2200 msnm: 20 m/sg
5.13 PARAMETROS DE RENDIMIENTO
5.13.1 Velocidad de crucero
La velocidad de crucero, es aquella en la que la aeronave alcanza, su mayor
rendimiento, teniendo en cuenta los factores aerodinámicos como son la
sustentación y la resistencia al avance, por lo cual por definición, esta velocidad
será igual a:
2Cruise
L
WVC Sρ
= ⋅
(64)
Sabiendo los datos suficientes para resolver esta ecuación, se puede determinar
esta velocidad.
2
3
2 87,097871441,2250 0,10
CruiseNV Kg m
m
= ⋅ ⋅
36,12CruisemVs
=
5.13.2 Poder mínimo requerido
El poder mínimo requerido, es aquel mas pequeño, que se necesita para romper la
resistencia al avance, por lo tanto si se remite a la figura 29, se podrá ver que el
poder mínimo requerido, es de 35 HP aproximadamente.
5.13.3 Rata de ascenso
La rata de ascenso es la velocidad con la que una aeronave asciende, y depende
en su mayor parte, de la potencia disponible que haya, sin contar la necesaria
para la propulsión horizontal de la aeronave. Al igual que en los requerimientos de
potencia, es necesario tener en cuenta la altitud de vuelo, debido a que por
efectos de la densidad del aire a diferentes alturas, la potencia disponible para el
ascenso va a disminuir proporcionalmente con el valor de la densidad.
ReDisponible querida
TO
P PROC
W−
= (65)
ReAlt AltDisponible queridaAlt
TO
P PROC
W−
=
Tabla 25. Ratas de ascenso
Rate of Climb For 4 Deg
Velocidad (m/s)PAFC VatiosROC (m/s) Velocidad (m/s) a2200 m
PAFC Vatios (2200)msnm
ROC (m/s) 2200msnm
10 -6907.019 -1.30385 11.1435 -14248.23 -2.6896710.76 -5079.497 -0.95887 11.99041 -12639.17 -2.38592
15 4173.2293 0.787788 16.71525 -4379.86 -0.8267919.264 11825.893 2.232396 21.46684 2377.241 0.44876
20.39275 12688.224 2.395179 22.72467 3161.114 0.5967321.6 14792.803 2.792465 24.06996 4975.159 0.9391723.1 16391.117 3.094181 25.74149 6402.11 1.20854
24.95 18242.343 3.443641 27.80304 7933.83 1.4976827.35 20795.882 3.925677 30.47748 10071.11 1.90114
30.5275 23003.109 4.342339 34.01833 11822.47 2.2317534.916 24075.833 4.54484 38.90865 12716.85 2.4005836.12 24217.672 4.571615 40.25033 12821.79 2.4203943.2 23019.535 4.34544 48.13993 11398.12 2.1516460.9 17843.639 3.368377 67.86393 5612.649 1.05951
64.414 16412.814 3.098277 71.77975 4018.209 0.7585268.026 14522.858 2.741507 75.80479 1912.136 0.3609689.096 844.49781 0.159417 99.28415 -13330.35 -2.51639
Fuente. Autores
Figura 33. Ratas de ascenso
Rata de ascenso
-4
-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
0 20 40 60 80 100 120
m/s
RO
CRata de asceno a nivel delmarRata de ascenso a 2200msnm
Fuente. Autores
5.13.4 Tiempo de operación y Rango
Es rango, es aquella distancia máxima que puede alcanzar una aeronave,
teniendo en cuenta la cantidad de combustible que gasta, la potencia del motor, y
la velocidad a ala que se desplace.
Teniendo en cuenta las fracciones de combustible que fueron calculadas
anteriormente para la misión 2, se va a calcular el rango máximo que alcanza esta
aeronave, con una capacidad de combustible de 20 Kg.
Teniendo en cuenta que los 20 Kg de combustible, utilizando este en velocidad de
crucero alcanzan para operar durante 100 minutos, aplicando la formula de V=d/t,
se puede determinar el rango máximo.
D VT= (66)
36,12 6022,54674612mR ss
= ⋅
217,53438847R Km=
5.13.5 Distancia de despegue
El método mas conocido para evaluar esto, es el utilizado por Jan Roskam, en el
cual se evalúa un parámetro llamado Take Off Parameter, el cual es para aviones
tipo FAR 23, pero que por regulación dicen que superar un obstáculo de 15 metros
(50 pies), una vez hecho el despegue.
Esta aeronave, al tener una carga discal tan pequeña, es posible que necesite
mucho menos distancia de despegue que un avión tipo FAR 23.
to
toto
Clp
ws
wTOP
max
)(*)(23 σ
= (67)
2
231,8184644 / 12
0.8591 1.2lb Ft TOP⋅
=⋅
23 21,167TOP =
Figura 34. Distancias de despegue
Fuente. Jan Roskam, Preliminary Sizing
23 234.9( ) 0.009( )Stog Top Top= + (68)
4.9(21,167) 0.009(21,167)Stog = +
104Stog ft=
1.66Sto Stog= (69)
172,4886Sto ft=
5.14 ESTABILIDAD
Los fenómenos envueltos en la estabilidad horizontal del autogiro son el Pilot
induced oscillation (PIO) y Power Push Over (PPO), los cuales dependen de la
ubicación del línea de thrust respecto al CG.
Hay dos formas de estudiar la estabilidad longitudinal del autogiro. Una es
mirándolo estáticamente y la otra dinámicamente.
La estabilidad estática solamente se refiere a la parte geométrica del autogiro. La
estabilidad dinámica de este es similar a la de otras aeronaves. Como en el caso
de helicópteros y aeronaves de ala fija existen dos modos de oscilación: El modo
de período corto y el de período largo (también llamado phugoid mode). El modo
de período corto es una oscilación producido por el pitch de la aeronave, cuando
se encuentra volando a velocidad constante mientras el phugoid mode es una
oscilación en el pitch a un ángulo de ataque constante.
La diferencia del autogiro con otras aeronaves incluyendo el helicóptero se da
porque existe un grado de libertad el cual es la velocidad del rotor y esto puede
ser mostrado al ver que hay una concordancia entre la velocidad del rotor y el
modo phugoid, lo cual indica un posible problema que aparece en lo referente a la
estabilidad del autogiro.
5.14.1 Estabilidad estática.
El movimiento longitudinal de un autogiro está dado por 5 parámetros: Air speed,
ángulo de ataque del fuselaje, actitud de Pitch, velocidad angular de Pitch y
velocidad del rotor. Se considerará solamente el ángulo de ataque, el cual es uno
de los factores de mayor importancia.
El movimiento longitudinal de Pitch en el autogiro es causado por momento de
pitch generado sobre el plano longitudinal. Por lo tanto para estudiar la estabilidad
estática relativa al ángulo de ataque, es recomendable analizar los momentos de
pitch vs el ángulo de ataque y ver cómo varía esto. Existe un ángulo de ataque
positivo cuando hay nariz arriba y por lo tanto momentos de Pitch positivos.
Es obvio que al volar en condiciones de Trim, el Pitch debe ser constante y por lo
tanto el momento total computado con todas las fuerzas debe ser igual a 0. La
estabilidad estática puede ser definida de la siguiente forma: El autogiro es
estáticamente estable a un ángulo de ataque determinado cuando al haber una
variación del ángulo de Trim de ataque se induce un momento el cual tiende a
devolver el autogiro a su anterior posición de Trim.
Figura 35. Momentos de Pitch en función del ángulo de ataque
Fuente. Jean Fourcade. Longitudinal stability of gyroplanes
En el caso a de la figura 35 cuando el Trim está en el punto A. Al haber un
disturbio en el cual el ángulo de ataque se corre hacia arriba hasta el punto B; por
ejemplo provocado por una ráfaga vertical. En este caso como el ángulo de ataque
ha cambiado, el momento de Pitch no está cerca de 0, y podemos ver que el punto
B no está en Trim ya que no se encuentra sobre el eje X. Como la inclinación de la
curva en este caso es positiva, aparece un momento de Pitch de nose up, el cual
aumenta el Pitch del autogiro y por lo tanto el ángulo de ataque. Por lo tanto el
caso (a) es inestable por que cuando una perturbación aumenta el ángulo de
ataque, la reacción del autogiro es aumentar este fenómeno.
Por otro lado el caso (b) es estable ya que cuando una perturbación hace
aumentar el ángulo de ataque hacia el punto B , el momento de pitch que aparece
es negativo y actúa de tal forma que hace reducir el ángulo de ataque hasta que el
autogiro vuelva a su posición inicial de Trim.
Por lo tanto la estabilidad estática depende de la inclinación de la curva sobre los
puntos del eje x. En otras palabras es la derivada del momento de Pitch respecto
al ángulo de ataque. La condición de la estabilidad estática es que esta derivada
Angle of attack, nose upNos
e up
Nos
e do
wn
Pitching moment
Trim Trim
Figure 1 : Pitching moment as a function of angle of attack
(a) (b)
BAA’
B’
debe ser negativa.
Apliquemos esto en las fuerzas que actúan sobre el autogiro:
• El empuje del propeller.
Para unas rpm determinadas, el empuje del propeller depende de la velocidad del
autogiro, pero esto no es muy sensible al ángulo de ataque
Se puede considerar en primer lugar que el momento generado por el empuje del
propeller es independiente del ángulo de ataque, y por lo tanto esta derivada es
igual a cero.
Esto quiere decir que el empuje del propeller por si mismo no produce impacto
sobre la estabilidad longitudinal.
• El empuje del estabilizador horizontal (lift y drag).
Puede ser demostrado que la derivada del momento de pitch es negativa cuando
el centro de presión del empuje (el punto donde el lift y el drag son aplicados) se
encuentra detrás del cg, por lo tanto el estabilizador horizontal suma estabilidad.
La eficiencia del estabilizador es mayor cuando el brazo del momento es mas
largo y cuando el lift es mayor. Para aumentar el brazo del momento, se debe
colocar el estabilizador lejos y detrás del CG y para aumentar el lift se debe
aumentar la superficie del estabilizador.
Es importante observar que el lift es proporcional al cuadrado de la velocidad del
aire así como esta es directamente proporcional al ángulo de ataque. Por lo tanto
es preferible colocar el estabilizador en la estela del propeller para beneficiarse de
una mayor velocidad del aire, pero esto incurre en los problemas mencionados
acerca de la colocación del estabilizador horizontal.
• La resistencia al avance del cuerpo.
El Drag del cuerpo es una fuerza aerodinámica. Como un estabilizador horizontal,
el centro de presión debe encontrarse detrás del CG para obtener una derivada
del momento negativo. Sin embargo la computación de la derivada del momento
de Pitch respecto al ángulo de ataque no es fácil de ser hallada ya que esta puede
variar considerablemente respecto al ángulo de ataque. La experiencia muestra
que (y es particularmente verdad en máquinas encerradas), en el cual la derivada
del momento de pitch respecto al ángulo de ataque tiende a ser positivo. Por lo
tanto la contribución del drag del cuerpo tiende a ser desestabilizador.
• El empuje del rotor (Lift y Drag).
Este es el aspecto mas importante ya que la principal diferencia en los diferentes
diseños de autogiro es la posición del CG respecto a la línea del Rotor Thrust. El
fenómeno que está envuelto aquí es llamado inestabilidad del rotor relativa al
ángulo de ataque.
Para explicar este fenómeno, se debe estudiar el caso en el cual el CG se
encuentra al frente del Rotor Thrust Line y en el caso en el cual el CG se
encuentra detrás del CG. Se podrá observar que la primera configuración es
estable mientras que la segunda es inestable.
En la siguiente figura se observa que el CG se encuentra detrás de la Thrust Line
(inestable). Cuando hay condición de Trim, el empuje del vector es el vector
indicado como (a) en la figura.
Figura 36. Empuje del rotor, cuando esta delante del C.G.
Fuente. Jean Fourcade. Longitudinal stability of gyroplanes
Se debe suponer que hay una ráfaga que hace aumentar el ángulo de ataque. Un
aumento del ángulo de ataque del rotor aumenta el empuje del rotor. Esto a la vez
aumenta la diferencia de empuje entre la pala de avance y la de retroceso, lo cual
aumenta el Cycling Flapping Angle. Como el empuje del rotor es en primer lugar
perpendicular al Tip Path Plane, un aumento del Cycling Flapping Angle inclinará
el empuje hacia atrás. El empuje del rotor después de la ráfaga es representado
por un vector (b) en la figura 33.
Como el CG se encuentra detrás de la Thrust Line del rotor, el momento de Pitch
inducido es positivo (nose up). Un aumento en el empuje aumenta este momento.
El factor por el cual el empuje se inclina hacia atrás aumentará la longitud del
brazo del momento y por lo tanto el momento. Ambos fenómenos actúan de la
misma manera: un incremento del ángulo de ataque aumenta el momento.
Por lo tanto, la derivada del momento relativo al ángulo de ataque es positiva. Esta
configuración es inestable.
c.g.
Flight path
Rotor Thrust
(a) (b)
Figure 2 : Rotor thrusts when c.g. is behind thrust line
Resumiendo: Aumentando el AOA= Aumenta el empuje y el flapeo = Ambos
aumentan el momento = Aumentando el AOA = inestable.
Ahora debe imaginarse que el CG se encuentra al frente de la Thrust Line del rotor
como se muestra en la figura.
Figura 37. Empuje del rotor cuando esta detrás del C.G.
Fuente. Jean Fourcade. Longitudinal stability of gyroplanes
En esta posición, el vector induce un momento negativo (Nose Down). Cuando
una ráfaga aumenta el ángulo de ataque, el rotor reacciona de igual forma que
antes. Obtenemos un aumento en el empuje y un cyclic flapping angle.
Un aumento en el empuje, aumenta el valor absoluto del momento (más momento
de Nose Down), Como el momento es negativo, esto bajará el momento.
El Cyclic Flapping Angle reducirá la longitud del brazo del momento y luego
disminuirá el valor absoluta del momento. En este caso los dos fenómenos no
actúan de la misma manera pero puede ser demostrado que la variación del
c.g.
Flight path
Rotor Thrust
(a) (b)
Figure 3 : Rotor thrusts when c.g. is in front of thrust line
empuje es más importante. En este caso un aumento del ángulo de ataque
disminuye el momento. Por lo tanto la derivada en este caso es negativa y la
configuración es estable.
Concluyendo cuando el CG está al frente de la Thrust Line: Aumentando el AOA =
Aumenta el Thrust y el Flapping = disminuye el momento = disminuye el AOA =
Estable.
Así, la condición estable del rotor es que el momento de Pitch sea estrictamente
negativo. Además, la estabilidad aumenta cuando el momento disminuye.
El empuje del rotor es la mayor fuerza que actúa sobre el autogiro y el valor de su
derivada es a la vez la mayor. Por lo tanto se puede entender que la posición
horizontal del CG en relación al rotor Thrust Line es de gran importancia.
La pregunta ahora es cómo podemos diseñar un autogiro de tal forma que el
momento producido por el rotor sea un valor negativo. Se podrá ver que la
implementación de esto ordena una disposición, en la posición vertical del CG
relativa a la Propeller Thrust Line, y la razón para esto proviene del Trim.
Si se supone que el autogiro no tiene estabilizador horizontal y que el momento de
Pitch proveniente del cuerpo es mínimo (casi nulo). Así solamente existen dos
fuerzas que actúan sobre el autogiro: el Propeller Thrust y el Rotor Thrust.
Consideremos ahora como en la figura 38, que el CG se encuentra debajo del
Propeller Thrust Line (Low Profile autogiro)
Se puede ver en esa figura que el motor induce un Nose Down Pitching Moment.
Para estar en Trim, el rotor debe inducir un Nose up (positivo) Pitching Moment y
por eso el CG debe encontrarse detrás del rotor Thrust Line. Por lo tanto es
inestable en ángulo de ataque.
Figura 38. Ejemplo de un autogiro de perfil bajo
Fuente.
Por el otro lado, si se tiene un CG que se encuentra encima del Engine Thrust
como se muestra en la siguiente figura 39, el momento producido por el motor
será de Nose Up y para producir un Trim, el rotor debe inducir un momento de
Nose Down. Para esto el CG debe encontrarse al frente de la Thrust Line. En este
caso el autogiro es estable en ángulo de ataque.
Figura 39. Ejemplo de un autogiro de perfil alto.
Fuente. Jean Fourcade. Longitudinal stability of gyroplanes
c.g.
Flight path
Rotor Thrust
Figure 5 : High profile gyrogyro
Propellerthrust
c.g.
Flight path
Rotor Thrust
Figure 4 : Low profile gyrogyro
Propellerthrust
La línea de empuje del propeller debe estar por lo tanto debajo pero cerca del CG.
Las características de vuelo de tales autogiros varían del tradicional Low Profile
Autogiro.
Contrariamente a un Low Profile Autogiro, estas máquinas tienen una buena
respuesta a un cambio de empuje. Cuando se adiciona mas empuje, aparece un
momento de mayor Nose Up y luego el momento de Pitch aumenta, lo cual es el
causante de ganar altitud.
Pruebas de vuelo han demostrado que estas maquinas no son peligrosas en caso
de perdida del empuje. Cuando existe un daño en un Low Profile Autogiro,
rápidamente se debe empujar la barra de control, para evadir la disminución de
velocidad del aire y para hacer un Nose Down. En un High Profile Autogiro, la
desaparición del Nose Up Moment, provoca que la nariz caiga, y solamente hay
que mantener firme el stick.
En el caso del Gyroharvest, es imposible que se presente un High profile gyro;
esto debido a la ubicación del centro de gravedad. El mayor peso de la aeronave
se encuentra en la parte inferior, el cual es representado por el peso del tanque de
veneno con su respectivo químico.
Según este razonamiento el Gyroharvest en cualquier momento de vuelo trata de
hacer un Nose Down. Este debe ser contrarrestado mediante la manipulación del
mando de control por parte del piloto.
5.14.1.1 Relación entre PIO y PPO respecto a un Low/High profile Gyro
En el término PIO, el piloto es parte causal de las oscilaciones. Como PIO puede
ser considerado como una falta de estabilidad, se considera que un High Profile
autogiro con un estabilizador horizontal es menos propenso a ser PIO que otra
clase de diseño.
PPO es diferente que PIO. Una máquina que es más propensa a PIO es más
peligrosa, pero puede ser manejada fácilmente con un buen entrenamiento,
mientras que PPO puede ocurrir de repente cuando se vuela en condiciones de
viento.
Cuando se vuela un autogiro Low Profile sin estabilizador horizontal y aparece una
ráfaga hacia abajo, las palas del rotor quedan rápidamente fuera. No se tiene mas
empuje del rotor y un gran momento de Nose Down que viene del motor cae sobre
el autogiro.
Es posible calcular el tiempo para que un autogiro haga un Roll de 180°. Si se
toma como ejemplo un autogiro con un peso de 330 lbs, suponiendo que el CG se
encuentra 10 pulgadas debajo del Propeller Thrust Line y que el empuje del
propeller es de 200 libras. Para desconectar el rotor debe existir una ráfaga
descendente de aproximadamente 40 ft/s. Esta es fuerte pero puede existir.
Si el piloto no reacciona rápidamente reduciendo el empuje, toma menos de un
segundo para hacer un 180° Bunt Over.
Para evadir esto, se debe añadir un estabilizador horizontal. Debido a la corriente
de aire baja, el estabilizador induce un momento opuesto para prevenir el Bunt
Over.
5.14.1.2 Principales derivadas del Gyroharvest
Como se menciono anteriormente, para la estabilidad de los autogiros es
necesario mantenerse dentro de unos rangos establecidos, que han sido
determinados por la experiencia de los operadores de esta clase de aeronaves.
Para cualquier aeronave es primordial establecer ciertas caracteristicas que se
deben cumplir, ya que los autogiros no son unas aeronaves muy comerciales, no
se tiene información acerca de sus derivadas de estabilidad. Sin embargo, hay
algunas que son primordiales, y muy basicas, como las que se aprecian a
continuación:
Tabla 26. Principales derivadas de estabilidad
Principales derivadas de estabilidad del GyroharvestDerivadas Subderivadas Requerimiento Cumplimiento
C + +C + +C - -
CmTr - - CmTp - -
CmIh - -CLu + +CDu + +
Fuente. Autores
Teniendo en cuenta la anterior tabla, las derivadas de estabilidad son:
• C , Derivativa de la sustentación debida al angulo de ataque.
Esta derivada debe ser positiva, ya que es la que garantiza que la aeronave
genere una sustentación, y quiere decir que si el angulo de ataque aumenta, la
sustetacion debe aumentar tambien.
• C , Derivativa de la resistencia al avance debida al angulo de ataque.
Toda superficie aerodinamica genera resistencia al avance, y al aumentar el
angulo de ataque, se incrementa el valor de esta, por esta razon el valor de esta
derivada debe ser positivo.
• C , Derivativa del momento de pitch debido al angulo de ataque
De esta derivada se desprenden otras, que para garantizar la estabilidad
longitudinal de la aeronave deben ser negativas, debido a que el momento de
pitch es el encargado de estabilizar la aeronave, en situciones de nose-up o nose-
down.
• CmTr , Derivativa del momento de pitch debido al empuje producido por el rotor acierto angulo de ataque definido.
Esta derivada depende de si el empuje del rotor se encuentra adelante o atrás del
centro de gravedad de la aeronave, ya que para una configuración estable se
debe encontrar delante del CG, para hacer que la derivada sea negativa. En el
caso del Gyrohravest esta derivada es negativa debido a que la configuración asi
lo establece.
• CmTp , Derivativa del momento de pitch debida al empuje del propeller del
rotor a cierto angulo de ataque.
Al igual que la anterior derivativa, el empuje del propeller genera un momento de
pitch, que depende de la distancia que hay entre este y el centro de gravedad de
la aeronave. Para que esta derivada sea negativa es necesario contrarrestar con
movimientos de la columna de control el empuje del propeller.
• CmIh, Derivativa del momento de pitch debido a la incidencia del
estabilizador horizontal.
Debido a que la aeronave posee un estabilizador horizontal, al aumentar el angulo
de ataque de este, en situaciones de nose-up o nose-down, se produce un
momento de pitch en sentido contrario al movimiento de la aeronave,
disminuyendo nuevamente el angulo de ataque generando estabilidad.
• CLu, Derivativa de la sustentación debida a la velocidad de avance.
La sutentación al igual que en el caso del angulo de ataque, aumenta con forme a
la velocidad de vuelo, es por esta razon que la derivada debe ser positiva.
• CDu, Derivativa de la resistencia al avance debida a la velocidad.
Al igual que en el caso anterior, la resistencia al avance tambien aumenta con
respecto a la velocidad, por esto la derivada debe ser tambien positiva.
5.15 PESO Y BALANCE
5.15.1 Pesos de los componentes
A continuación se hará una relación de todos los pesos de los componentes de la
aeronave, con el fin de ubicar el centro de gravedad de cada una de las partes, y
conocer los límites entre los cuales se mueve el centro de gravedad general.
5.15.1.1 Peso de los sistemas propulsores
Wpw = We + wai + Wprop + Wfs + Wp (70)
§ We = Motor, exosto , enfriamiento, y sistemas de lubricación
En el caso del Rotax 912 S2.
Peso . 58.3 Kg (128 lb)
External generador assy ... 3.0 kg (6.6 lb)
Vacuum pump assy ... 0.8 Kg (1.76 lb)
Hydraulic governor assy 2.7 Kg (6 lb)
Engine suspension frame . 2.0 Kg (4 lb)
Total engine weight 66.8 Kg (146.36 lb)
Sistemas adicionales que requiere el motor pero que no los trae de fábrica.
Exhaust system .. 3.65 Kg (8.036 lb)
Intake filter .. 0.3 kg (0.7 lb)
Oil cooler . 0.5 kg (1.1 lb)
Coolant radiator .. 1.0 kg (2.2 lb)
Total We ... 71.847 kg (158.396 lb)
Así mismo se estima para motores con operación inferior a los 200Kts
We = Kp PTO (71)
Kp = 1.66 en el caso del Rotax 912
We = 1.66 (100HP) = 166 lb
§ Wai = (Sistema de inducción de aire), ductos y otros como nacelles, ramps,
spikes u otros controles.
En el caso de este motor los sistemas anteriormente mencionados vienen
incluidos en el We.
§ Wprop = Peso del propeller = 8 lbs incluído el hub 3.63 kg (8 lb)
§ Wfs ( Sistema de Combustible)
Para aeronaves pequeñas sin tanques externos:
Wfs = 0.40 Wf / Kfsp
Wf (Peso de combustible de la misión, incluida la reserva) = 21 kg (46.297 lb)
Kfsp = 5.87 lbs/gal para gasolina de avión.
Kfsp = 0.40 (46.297)/5.87
Wfs 1.43 kg (3.1548 lb)
§ Wp (Peso del sistema propulsor).
Wp = Wec + Wess +Wpc + Wosc (72)
Wec = Peso de los controles del motor. El Gyroharvest utiliza una palanca
potencia, la cual regula el flujo de combustible al motor.
. 0.909 kg (2lb)
Wess = Peso del sistema de encendido del motor. Se utiliza un sistema starter
eléctrico.
. 0.45 kg (1 lb)
Sistema prerotador
. 2.58 kg (5.7 lb)
Wpc = Peso del control del propeller. Este va incluido en el We
Wosc = Peso del sistema de aceite y de enfriador de aceite. Incluye el radiador
de aceite, las mangueras
. 1.043 kg (2.3 lb)
Wp 10.382kg (22.9 lb)
Wpw (Powerplant total weight) . 81.90 kg (180.550 lb)
5.15.1.2 Peso de los equipos fijos.
Wfeq = Wfc + Wels + Wide + Wfur + Wbc+ Wetc (73)
§ Wfc Sistemas de control
Wfc = 0.0168WTO = 0.0168 (1190.49lb)
Wfc 9.07 kg (20 lb)
§ Sistemas neumáticos e hidráulicos. Vienen incluidos en el Wfc
§ Sistema eléctrico. (Estimado para homebuilts)
Wels 4.54 kg (10 lb)
§ Wide (Instrumentación)
Airspeed indicator .. 0.08 kg (0.18 lb)
Altímetro .. 0.10 kg (0.23 lb)
Vertical speed indicador . 0.26 kg (0.58 lb)
Tacómetro 0.10 kg (0.23 lb)
Exhaust gas temperature .. 0.11 kg (0.24 lb)
Hobbmeter . 0.09 kg (0.20lb)
Tacómetro del rotor .. 0.36 kg (0.79 lb)
Indicador de cantidad de químico .. 0.09 kg (0.20 lb)
Otros (cables, etc) . 0.61 kg (1.35 lb)
Wide total .. 1.81 kg (4 lb)
§ Wfur Furnishing weight estimation
En el caso del Gyroharvest, este ítem está limitado a los siguientes
componentes.
Panel de instrumentos .. 2.72 kg (6 lb)
Silla tanque .. 4.99 kg (11 lb)
Wfur Total .. 7.71 kg (17 lb)
§ Wbc Peso de cargo
Tanque de veneno . 9.07 kg (20 lb)
§ Wetc otros componentes
Estimado 3.50 kg (7.72 lb)
§ Sistema de aspersión .13 kg (28,66 lb)
Wfeq = Wfc + Wels + Wide + Wfur + Wbc+ Wetc
Wfeq (peso de equipos fijos) .. 48.71 kg (107.38 lb)
5.15.1.3 Peso estructural
Wstruct = Wrot + Westr + Wemp + Wc + Wn + Wg (74)
§ Wrot Peso del rotor y componentes.
Cabeza del rotor (teeter bolt and bushing, teeter block, hub bar, teeter stands,
main rotor housing, control bar, main head bar, head bar for , head fork to
cheek plate), union del prerotator con el disco del rotor, disco, blades.
Wrot . 36.29 kg (80 lb)
§ Westr (Peso estructura).
Peso estructura . 20.41 kg (45 lb)
§ Wemp (Peso del empenaje).
Wemp = Wh + Wv (75)
Wh 3.63 kg (8 lb)
Wv .4.08 kg (9 lb)
Wemp ..7.71 kg (17 lb)
§ Wc (Estimación de peso de cabina)
Wc Peso de cabina 46 kg (101,41 lb)
§ Wg (tren de aterrizaje)
Tren principal .. 6.80 kg (15 lb)
Tren de nariz 2.72 kg (6 lb)
Wg 9.53 kg (21 lb)
Wstruc (Peso estructural) . 119.93 kg (264.41 lb)
5.15.1.4 Otros pesos
Peso del piloto .81.33 Kg (179.3 lb)
Peso de químicos .. 120 kg (264.55 lb)
Peso de combustible . 20 kg (44,09 lb)
Batería . 5.4 kg (11.90 lb)
Extintor . 1.13 kg (2.5 lb)
5.15.2 Ubicación de los centros de gravedad de los componentes
En la tabla 26 se realiza un listado por grupos de los diferentes componentes, en
donde se relaciona el peso de cada componente, el centro de gravedad respecto a
unas líneas de referencia establecidas a 2 pies de la parte inferior de la viga
principal y a 2 pies de la punta de la cabina, y así mismo se muestra el momento
generado, respecto a estos ejes.
Tabla 26. Relación de pesos de los componentes
Fuente. Autores
De la tabla 27 se establecen los centros de gravedad de la aeronave, para WE y
para WTO, respecto a los ejes de referencia X y Z. Así mismo se realiza una
sumatoria de momentos, para que finalmente por medio de la ecuación 76, se
establezca la ubicación de los centros de gravedad al takeoff y Empty weight
F.S (in) = WEXi / WE (76)
Este último es el CG que se encuentra mas adelante en la aeronave, el cual
ocurre a un peso de 635 lbs, a F.S = 84.896 in = 215.635 cm sobre el eje de
referencia X y 52.719 in = 133.907 cm sobre el eje de referencia Y.
Tabla 27. Centros de gravedad
WE 1,2,3,4,5,6,7,8,9,10,11,12,13,14,18 WE 624,740 WEXi 53037,840
F.S(in) 84,896 (cm) 215,635
WTO WE,15,16,17,19 WTO 1131,800 WTOXi 91641,893
F.S(in) 80,970 (cm) 205,664
WE 1,2,3,4,5,6,7,8,9,10,11,12,13,14,18 WE 624,740 WEZi 32935,966
F.S(in) 52,719 (cm) 133,907
WTO WE,15,16,17,19 WTO 1131,800 WTOXi 56799,835
F.S(in) 50,185 (cm) 127,471
Takeoff
EmptyEJE X
EJE ZEmpty
Takeoff
Fuente. Autores
El centro de gravedad que se encuentra mas forward se establece en el caso de
presentarse el WEmpty + Wfuel + Wpilot, el cual se encontraría en el Gyroharvest al
no llevar los químicos. Este CGfwd se muestra en la figura 40 (excursión diagram) y
ocurre a un peso de 867 lbs a F.S = 80.181 in = 203.660 cm sobre el eje de
referencia X y a 51.339 in = 130.404 cm sobre el eje de referencia Z. Así mismo se
indican otros cg s como el WE que es el mas aft cg, el WE + Wpilot, WE + Wcarga(pax),
WE + Wpax + Wfuel, WTO
Figura 40. Excursion diagram
EXCURSION DIAGRAM
0
200
400
600
800
1000
1200
79 80 81 82 83 84 85 86
F.S (IN)
WEI
GHT
(lb)
MOST AFT
MOST FWD
WE
PILOT
PILOT
WTO
PAXFUEL
FUEL
Fuente. Autores
En el siguiente gráfico se muestra la ubicación del centro de gravedad after y
forward en el Gyroharvest
Figura 41. Ubicación de los centros de gravedad
Cg after
Cg fwd
Eje X de referencia
Eje
Zde
refe
renc
ia
Fuente. Autores
En caso de cambiar el peso del piloto que es lo mas normal, en la figura 41 se
indica que pasa con el centro de gravedad (Wempty + Wcombustible + Wpiloto) el cual es
el most forward cg, al variar los pesos del piloto entre 121.25 lbs = 55 N y 198.42
lbs = 90 N. Lo que indica esta gráfica es que al disminuir el peso del piloto, El cg
fwd se va a mover hacia la derecha hasta llegar a se igual a 81.428 in = 206,83
cm, en el eje de referencia X.
Figura 42. Variación del FWD CG conforme al peso del piloto.
VARIACION DEL FORWARD CG AL AUMENTAREL PESO DEL PILOTO
79,479,679,8
8080,280,480,680,8
8181,281,481,6
121,3 131,3 141,3 151,3 161,3 171,3 181,3 198,4
PESO DEL PILOTO (LBS)
CG
(IN
)
Fuente. Autores
Así mismo en esta figura se indica cómo cambia el CG FWD en su posición del eje
Z, respecto al mismo cambio presentado en el eje X por causa de la variación del
peso del piloto. Se puede observar que este cg fwd se mueve hacia arriba, hasta
llegar a ser igual a 51.581 in = 131.02 cm cuando el piloto pesa 121.25 lbs = 55 N.
5.15.3 Peso adicional
Por efecto de peso y balance, es necesario utilizar un peso adicional de 50 lb, el
cual se debe ubicar debajo del asiento. Se aconseja utilizar un peso de acero el
cual tiene un espacio hueco por donde pasa el sistema de control de la aeronave.
Las medidas de esta pieza se regencia en el plano
El centro de gravedad del peso debe ubicarse exactamente en el punto 2.302 ft
(0.702 m) desde la línea de referencia ubicada en la punta de la cabina del
Gyroharvest.
5.16 TREN DE ATERRIZAJE
En el caso del Gyroharvest, como en la mayoría de los autogiros se utiliza un tren
de aterrizaje con configuración tipo triciclo, con tres ruedas una en el tren de nariz
2 en el tren principal y una rueda adicional de patín de cola.
Tabla 28. Pros y contras de los trenes
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
En la tabla 28 se resume los pros y contras de un tren de aterrizaje fijo y uno
retráctil. De esta tabla se puede concluir que lo mas adecuado es utilizar un tren
de aterrizaje fijo ya que el único contra de un tren fijo es el alto Drag producido,
pero así mismo este es proporcional a la velocidad de operación de una aeronave.
El Drag generado por el tren de aterrizaje del Gyroharvest es pequeño debido a
las velocidades de operación, las cuales son así mismo bajas. Normalmente es
usado un sistema de tren retráctil por encima de los 150 nudos. El Gyroharvest
está diseñado para operar a una velocidad máxima de 117 knots.
5.16.1 Características del suelo.
La aeronave operaría sobre terrenos compactados, destapados, sobre pasto, o
sobre superficies duras como concreto o asfalto. Lo más común es el trabajo
sobre terrenos compactados, destapados o sobre pasto (Terrenos Tipo I) ya que
las bases de operación para tanqueo de químicos están construidas sobre
terrenos y pistas con estas características.
Para evadir daños sobre el Gyroharvest provocados por este tipo de terrenos, la
presión en las ruedas no debe exceder los valores mostrados en la tabla 29.
Tabla 29. Presión de las ruedas para diferentes tipos de suelo
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
5.16.2 Ubicación del tren de aterrizaje
Para la ubicación del tren de aterrizaje, en primer lugar es necesario ubicar el
patín de cola, el cual va normalmente ubicado en la parte más trasera de los
autogiros. A partir de esta ubicación se establece la altura a la cual se va a
localizar el tren principal el cual así mismo debe estar a ±15º del cg after respecto
al eje vertical. Esto cumpliendo con los requisitos para un tren de aterrizaje de tipo
triciclo.
Figura 43. Configuración de tren tipo triciclo
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
Para saber la altura a la cual el tren de aterrizaje va a estar ubicado respecto al cg,
hay que tener en cuenta el ángulo que se forma entre el patín de cola y la
ubicación del tren principal, el cual es un ángulo pequeño ±5 12º. Esto ya que en
primer lugar a diferencia de los aviones, en los autogiros no existe velocidad de
Stall que ayude a saber el ángulo mínimo entre el tren principal y el patín de cola
y para que no se produzca un torque de la estructura con el suelo, esto quiere
decir que el tren de aterrizaje tanto delantero como principal se van a desprender
del suelo y así mismo van a tocarlo en el momento del aterrizaje de manera
simultánea. Teniendo esto en cuenta se utiliza un ángulo de 9º entre el patín de
cola y el tren principal, como se muestra en la figura
Figura 44. Angulo entre el patín de cola y el tren principal
Fuente. Autores
Para la ubicación del tren delantero respecto al tren principal y así mimo la
distancia entre las dos ruedas del tren principal, se tiene en cuenta el criterio
lateral tipo triciclo, como se muestra en la figura 45.
Figura 45. Configuración triciclo
Fuente. Aircraft Landing Gear Layout
Además para el caso de los autogiros es necesario cumplir con la condición
mostrada en la figura 46, la cual representa la relación entre la altura desde el cg
after hasta el suelo (a) en la figura, y la distancia entre una línea proyectada que
pasa por el tren delantero y una rueda del tren principal con su respectiva paralela
que a su vez pasa por el cg after (b) en la figura. Mediante este método se elimina
el peligro de presentarse un accidente provocado por un aterrizaje con un crabbed
angle.
Figura 46. Configuración para autogiros
Fuente. Vírníky bez pozlátka
En el caso del Gyroharvest esta relación es igual a 0,73.
Con todas las condiciones mencionadas anteriormente, obtenemos el siguiente
diagrama, según el criterio tip over.
Figura 47. Diagrama del tren de aterrizaje
Fuente. Autores
En donde:
A= 46.13 in (117,17 cm) Es la altura del cg respecto al punto de apoyo del tren de
aterrizaje.
B= 47.76 in (121,30 cm) Es la distancia entre el cg after y el punto de apoyo del
tren principal.
C= 54.39 in (138,16 cm)
D= 79.13 in (201,00 cm) Es la distancia entre el tren delantero y el principal).
E (base)= 67.43 in (171,26 cm) Es la distancia en el eje transversal entre los
trenes principal y delantero.
§ ln (distancia entre el eje vertical del cg y el tren delantero = 55.06 in (139,85
cm)
§ lm (distancia entre el eje vertical del cg y el tren principal = 12.36 in (31,39 cm)
F= 71.83 in (182,46 cm)
G= 28.82 in (73,21 cm)
H= 41.42 in (105,21 cm) Distancia horizontal entre el cg y uno de los puntos de
apoyo del tren principal.
Ángulo FA = 51º Angulo entre el eje vertical del cg after y la línea que une el cg
after con el tren delantero.
Ángulo AB = 15º Angulo entre el eje vertical del cg alter y la distancia entre el cg
alter con el tren principal.
Ángulo CG = 58º Angulo entre la línea que une los dos trenes y la línea
perpendicular desde el cg alter hasta esta línea.
5.16.3 Cargas en el tren de aterrizaje
Figura 48. Cargas de los trenes de aterrizaje
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
§ Rueda de nariz
Pn = (WTO lm) / (ns (lm + ln)(77)
WTO = 1190.50 lbs
ln= 55.06 in (139.852 cm)
lm= 12.36 in (31.394 cm)
ns = Número de struts = 1
Pn = 218.252 lbs (970.833 N)
§ Ruedas tren principal
Pm = (WTO ln) / ns (lm + ln) (78)
ns = Número de struts = 2
Pm = 486.123 lbs (2162.382 N)
5.16.4 Número de ruedas
El Gyroharvest usa una rueda para el tren de nariz y una rueda para cada apoyo
del tren principal. Según tabla 30, dado por el WTO.
Tabla 30. Número de ruedas típico para diferentes pesos
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
Relación Pn / WTO
= 218.252 / 1190.50 = 0.189
Relación Ns Pm / WTO
= 486.123 / 1190.50 = 0.817
Según estas relaciones y con la tabla 30 lo más conveniente es usar llantas para
tanto el tren delantero como el tren principal de 12x5, donde:
Dt (diámetro exterior) = 12 in
bt (máximo espesor) = 5 in
Ambas ruedas trabajarían a una presión de 45 psi que es adecuada para terrenos
tipo I.
Figura 49. Esquema de las ruedas
Fuente. Autores
Por características de baja presión, tren fijo, bajo peso de la aeronave, el
Gyroharvest utiliza llantas tipo III.
5.16.5 Carga dinámica del tren delantero
Carga dinámica = Fdyn (static load),
Donde Fdyn para llantas tipo I y III = 1.45
Carga dinámica = 1.45 (218.252 lbs)
= 316.465 lbs
Existen muchas llantas con estas características construidas por varios
fabricantes; de todas maneras se han escogido las ruedas de Goodyear Flight
custom III parte No. 505C61-8, para un Rin de 5 , con una presión de inflado de 50
psi y carga de 1285 lbs.
Tabla 31. Llantas utilizadas
Fuente Goodyear
5.16.6 Requisitos de clearance de las ruedas.
Figura 50. Clearance de las ruedas
Fuente. Roskam
En el caso del Gyroharvest, este clearance es necesario que exista entre la rueda
y en las piernas o el tenedor en el caso del tren delantero.
Para un diseño preliminar, se establece que para:
§ Clearance Dirección radial.
0.1Do + radial clearance due to centrifugal forces + 1 in
WG (ground tire witdth) = 1.04 W
W = ancho de la rueda= 5 in
WG = 6.2
Según la figura 46 para WG = 6.2, el mínimo clearance debido a fuerzas
centrífugas = 0.34 in.
Do (diámetro exterior) = 12 in
§ Clearance radial = 0.1(12) + 0.32 + 1 = 2.52 in (6.40 cm)
A lo ancho.
0.04W + lateral clearance due to centrifugal forces + 1 in
= 0.04(5) + 0.34 + 1 = 1.52 in
Figura 51. Clearance Radial
6.40 cm
3.86 cm
Fuente. Autores
5.16.7 Calculo del factor último del tren de aterrizaje
El factor límite de carga para el caso del tren de aterrizaje de esta aeronave,
debería ser calculado mediante pruebas de caída libre15, lo cual es imposible de
determinar en fase de diseño.
Figura 52. Cargas en un autogiro
Fuente. Aircraft designs
La absorción del choque ocurre en el momento en que las ruedas tocan el suelo y
continúa mientras las piernas del tren de aterrizaje absorben la energía producida
por la velocidad (rata vertical de touchdown Vs) del aterrizaje del autogiro. Un
ejemplo básico de las dos clases de aterrizaje es mostrado en la figura 52 en la
cual las llantas hacen el mismo efecto que resortes, con una constante de
elasticidad (k).
Figura 53. Clases de aterrizaje
Fuente. Aircraft designs
15 The 14 Code of Federal Regulation (CFR) Part 23
De acuerdo a 1, la velocidad Vs depende de la carga alar, la cual en el caso de
un autogiro está determinada por la carga discal (Wt/S).
Por lo tanto:
Vs = 4.4(Wt/S)1/4 (79)
En el caso del Gyroharvest,
S =654.671 ft2
Wt= 1190.50 lb (se toma como peso máximo de aterrizaje el mismo peso máximo
de despegue en caso de ser necesario un aterrizaje inmediatamente se halla
despegado)
Wt/S = 1.818
Vs = 4.4 (1.818)1/4
Vs = 5.109 ft/s (1.557 m/s)
Este valor sirve para los autogiros, ya que estos tienen un aterrizaje suave,
además aplica el mismo caso que en los aviones el cual, para esta ecuación las
relaciones Wt/S deben ser inferiores a 6.4psf y por lo tanto Vs debe ser menor o
igual a 7 ft/s.
La altura de caída libre se establece como,
H= 12 Vs2 /(2g), (80)
Donde,
g = 32.2 ft/s2
H = 12 (5.109)2 / (2*32.2)
H = 4.864 ft (1.483 m)
Cuando las ruedas comienzan a tocar el suelo en el tiempo = 0, la energía cinética
KE está dada por:
K.E = Wt Vs2 /(2g) (81)
KE = 1190.50 (5.1092)/ (2*32.2)
KE = 482.520
Normalmente para autogiros de pesos similares al Gyroharvest, la presión en las
ruedas es de 45 psi tanto para la rueda delantera como para las ruedas del tren
principal.
En la figura 54 se analiza la deflexión de una llanta de una llanta con las
características de las utilizadas para el Gyroharvest. De 5 x 5, respecto a
diferentes cargas.
Figura 54. Deflexión de las llantas
Fuente. Aircraft Designs
En el caso del Gyroharvest, para soportar una carga de 1190 lb, se produce una
deflexión aproximada de 1.75 in = 0.146 ft
Por lo tanto la constante de elasticidad es:
Ktire = carga/deflexión
Ktire = 1190/0.146 = 8150.685 lb/ft
Para las piernas del tren de aterrizaje, el momento de inercia se define por la
ecuación 82, donde el diámetro exterior es de 2.54 cm = 1 in y el diametro interior
= 2.245 cm = 0.88 in
I = (R4 r4) (82) 4
I = 0.02 in4
La pieza está hecha en acero 4130, donde el módulo de elasticidad es:
E = 30 x 106 psi
Z (largo de la pierna). = 104.8 cm = 41.26 in
Figura 55. Propiedades físicas
Fuente. Autores
R (peso) = 2lb-f
La deflexión de las piernas del tren principal esta dada por:
y = Rz3 / (3EI) (83)
Figura 56. Deflexión tren principal
Fuente. Autores
y = (2sen244º) (41.263) / (3 (0.02) (30x1010)
y = 3.766x10-6 in (9.565x10-6 cm)
Kleg = 1/y = 1/0.00104 in = 265529.203 lb/in = 3187625.487 lb/ft
K total
K = 2 (Ktire x Kleg)/ (Ktire + Kleg) (84)
K = 2 (8150.685 x 3187625.487) / (8150.685 + 3187625.487)
= 16259.794 lb/ft
Con estos resultados se puede hallar el movimiento (stroke) del tren de aterrizaje.
X = (Wt Vs2/(K g))1/2 (85)
X = (1190.5 (5.1092)/((16259.794)(32.2)))1/2 = 0.243 ft (7.407 cm)
ng (ground load factor limiter)
ng = (kX) /Wt (86)
ng = 16259.794 (0.243)/1190.5) = 3.318g.s 3.5 por normatividad16
Factor de seguridad = 1.5
Factor último = 1.5 ( 3.5) = 5.25
5.16.8 Interfase pierna – rueda del tren de aterrizaje
Figura 57. Estabilidad de la interfase pierna-rueda
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
Para Lograr una estabilidad estática y dinámica entre la rueda y las piernas del
tren de aterrizaje, las piernas del tren de aterrizaje de nariz hacen un ángulo entre
el eje de la pierna y una línea vertical al terreno. En el caso del Gyroharvest
tenemos un rake negativo como se puede observar en la figura.
16 CAA – T549
Figura 58. Interfase rueda-pierna del tren de nariz
Fuente. Autores
5.16.9 Shock absorber
5.16.9.1 Deflexión del shock absorber del tren principal
La deflexión del shock absorber Ss está dada por:
Ss = ((0.5 (WL / g) (wt)2 / (ns Pm Ng)) t St) / s (87)
Donde:
WL (Peso de aterrizaje) = 1190.5 lb
g (fuerza de la gravedad)= 32.2 ft/s2
wt =Vs (rata vertical de touchdown = 5.109 ft/s
ns (number of struts) = 2
Pm (max static load for strut) = 486.123 lb
Ng (landing gear load factor)= 3.318
t (eficiencia de absorción de energía de la llanta)= 0.47
St (deflexión de la llanta) = 0.146
s (eficiencia de absorción de energía del shock absorber) = 0.7
Tabla 32. Eficiencia de la absorción de energía del Shock Absorber
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
Ss = 0.116 ft
Ss design = Ss + 1/12 (se aumenta 1 pulgada para datos de diseño)
Ss design = 0.199 ft (6.066 cm)
5.16.9.2 Diámetro del shock absorber (tren de aterrizaje principal)
Este es determinado por:
ds = 0.041 + 0.0025 (Pm) 1/2
ds = 0.10 ft (3.047 cm)
5.16.9.3 Deflexión del shock absorber (tren de nariz)
La deflexión del shock absorber Ss está dada por:
Ss = ((0.5 (Pn / g) (wt)2 / (ns (carga dinámica) Ng)) t St) / s (88)
Donde:
Pn (Carga estática tren de nariz) = 218.252 lb
g (fuerza de la gravedad)= 32.2 ft/s2
wt =Vs (rata vertical de touchdown = 5.109 ft/s
ns (número de struts) = 1
Carga dinámica= 316.465 lbs
Ng (landing gear load factor)= 3.318
t (eficiencia de absorción de energía de la llanta) = 0.47
St (deflexión de la llanta) = 0.146
s (eficiencia de absorción de energía del shock absorber) = 0.7
Ss = 0.022 ft
Ss design = Ss + 1/12 ( se aumenta 1 pulgada para datos de diseño)
Ss design = 0.106 ft (3.23 cm)
5.16.10 Sistema de frenos
El Gyroharvest utiliza frenos de disco como los de la Figura 59 los cuales son
utilizados comúnmente. Los frenos deben absorber la energía cinética que se
produce en el momento de tocar el suelo. Esta energía se produce en el momento
en que la aeronave está a su menor velocidad de vuelo (stall).
En este caso no existe velocidad de stall; por lo tanto se realizan los cálculos con
la velocidad mínima de vuelo que es 12 m/s = 39.37 ft/s
Por lo tanto,
KEbraking = 1 Wlanding V2stall (89)
2 g
KEbraking = 1190 lb (39.37ft/s)2
32.2 ft/s
Teniendo en cuenta que el peso de aterrizaje es el mismo peso del despegue.
KEbraking = 57282.494 lb ft.
Por lo que cada rueda debe tener frenos de 28641.247 lb ft por cada rueda.
Figura 59. Sistema de Frenos
Fuente. Phantomneumatics
5.17 SISTEMAS
5.17.1 Sistema de control del rudder
El sistema mas comúnmente utilizado para el control del rudder, son los pedales, y
en los autogiros, esta configuración se encuentra mucho, por lo cual es necesario
analizar este factor.
5.17.1.1 Datos del rudder
Como se mencionó antes, se ha escogido el perfil para el estabilizador vertical y
para el rudder el perfil NACA 0009, en el cual:
Cuerda media estabilizador vertical, incluyendo rudder = 0.83 metros.
Rudder es el 38% de estabilizador vertical. Cuerda media = 0.315 metros
Figura 60. Dimensiones del Rudder
Fuente. Autores
Sr (Área del rudder) =28150.004 cm2 = 0.282 m2 = 3.030 ft2
Tickness (t) = 0.0902
t/c = 9 %
5.17.1.2 Pedales del timón de cola
El sistema utilizado para el control del movimiento del rudder son los pedales, y se
puede apreciar en la figura 61.
Figura 61. Sistema de pedales
Fuente. Autores
Lo único que hay que tener en cuenta en la clase y ubicación de los pedales del
timón de cola es lo referente a la comodidad. Los pedales se ubican en una
posición neutral donde el piloto se sienta cómodo y pueda ejercer un movimiento
de forma equitativa ya sea hundiendo los pedales o soltándolos. Si el piloto hace
mucha presión sobre los dedos de los pies o sobre los talones, puede causar
cansancio sobre las piernas y los pies hasta calambres. Esto debe ser calculado al
momento de instalar los pedales con sus respectivas guayas, apretando o
aflojando estas últimas hasta conseguir el ajuste deseado.
El rudder es un sistema de control primario direccional de las aeronaves. Para el
diseño preliminar de los pedales se han tenido en cuenta ciertas consideraciones:
§ Variación del largo de la pierna: +/- 20 cm
Figura 62. Estandarización del largo de la pierna
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte III
§ De las siguientes figuras:
(1) Trayectoria de movimiento de los pedales (en centímetros)
(2) Distancia (en centímetros) entre la pared y el pie en dirección neutra del
pedal
(3) Distancia (en pulgadas) entre el piso de la cabina y el centro de apoyo
del pedal.
Figura 63. Ajuste de los pedales
(1)
(2) (3)Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte III
En la siguiente figura se indica el sistema escogido para el control del rudder. Este
es el sistema utilizado en aeronaves ligeras.
Figura 64. Sistema de control del rudder
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
5.17.1.3 Fuerza sobre los pedales
Para conocer la fuerza que el piloto debe aplicar sobre los pedales del
Gyroharvest, es necesario conocer en primer lugar la carga máxima que se aplica
sobre el rudder. Por normatividad17, esta carga aplicada sobre el rudder y
cualquier superficie de control de un autogiro es de 720 N/m2.
Figura 65. Fuerzas en el Rudder
Y
Tc
ZFr
Fuente. Autores
17 British Civil airworthiness Requirements - T413 -
Figura 66. Fuerzas en los pedales
Tc
Fp
P
X
Fuente. Autores
La fuerza que se aplica sobre el rudder es:
Fr = 720 N/m2 x Sr (90)
Fr = 720 N/m2 x 0.282 m2
Fr = 203.04 N = 45.626 lb
Esta carga va aplicada al 33% de la cuerda media geométrica.
Para conocer la tensión de las guayas que transmiten la fuerza entre los pedales y
el rudder:
Y = 10.19 cm = 0.334 ft
Z = 13.07 cm = 0.429 ft
X = 12.91 cm = 0.424 ft
P= 10.19 cm = 0.334 ft
Fr (Z) = Tc (Y) (91)
Tc = Fr (Z) (92)(Y)
Tc = 45.626 (0.429)0.334
Tc = 58.603 lb
5.17.1.4 Guayas.
En la siguiente tabla se muestran distintas clases de guayas en acero inoxidable
en las cuales se resaltan las utilizadas para el rudder de la aeronave.
En el caso del Gyroharvest se utilizarían Guayas de 3/64 o 1/16 de pulgada de
diámetro hechos en acero inoxidable, con una longitud de 391.08 cm = 12.83 ft,
como se muestra en la figura 67.
Figura 67. Longitud de las guayas
Fuente. Autores
Estas guayas tienen una carga de ruptura de 225 y 480 lbs respectivamente, lo
cual es suficiente para aguantar la carga máxima de 53.603 lbs a la cual
trabajarían las guayas del Rudder.
Tabla 33. Diámetro de las guayas
Fuente Pulley Groove Inc.
Para escoger las guayas utilizadas, es necesario tener en cuenta en el caso de
uso para el rudder el estiramiento y holgura de las mismas.
Esto se presenta ya que mientras la guaya de un lado de la superficie de control
se estira, la otra se relaja permitiendo la existencia de holgura. Para prevenir esta
holgura, sobretodo en el caso de la guaya del rudder que es larga, se utilizaría una
polea o unas guías como se muestra en la figura 68.
Figura 68. Sistemas para evitar la holgura de las Guayas
Fuente. Airplane design - Jan Roskam. Parte IV
Ahora para saber la fuerza máxima que se ejerce sobre los pedales,
Fp = (45.626) (0,429) (0.334)(0.334) (0.424)
Fp = 46.274 lb = 205.919 N
Esta es la fuerza máxima que se ejercen sobre los pedales, la cual es mucho
menor que la fuerza máxima que se puede ejercer sobre los pedales que es 580
N18 , esto cumpliendo con las regulaciones establecidas para los autogiros
.
18 18 British Civil airworthiness Requirements - T397 -
5.17.2 Stick de control
Figura 69. Esquema del stick de control
Cabeza del rotor
Push rod
Stick de control
Fuente. Autores
5.17.2.1 Fuerzas en el stick
Figura 70. Movimientos del Stick de control
Stick
Tenedor de control
Tubo de torque
Tubo de pitch
Fuente. Autores
En la figura 70 se indican los movimientos que se hacen en la barra de stick. En
verde se ven los movimientos en dirección longitudinal. Al moverse el stick en esta
dirección (hacia delante y hacia atrás, el tenedor de control sube y baja,
aumentando el ángulo de ataque de la cabeza del rotor. Al moverse el stick en
dirección lateral (izquierda y derecha), el tenedor de control se inclina así mismo
hacia la derecha o izquierda, transmitiendo este movimiento hacia la cabeza del
rotor.
5.17.2.1.1 Movimiento Lateral
Figura 71. Movimientos laterales
Fuente. Autores
Lateralmente por diagrama estático,
Fl stick (Y) = Ft (2P) (93)
Donde Fl stick es la fuerza que se aplica lateralmente sobre el stick de control.
Según regulación19 esta fuerza debe ser máximo de 300 N = 67.416 lb445 N
Ft es la fuerza que se ejercería sobre cada push rod.
Y = Largo push rod = 223.94 cm = 7.347 ft
P = Distancia horizontal entre el eje de los tenedores de control y el punto de
conexión con cada push rod = 8.93 cm = 0.293 ft
Para hallar Ft
Ft = Flstick (Y) (94) 2 P
Ft = 67.416 lb (7.347 ft)2 (0.293 ft)
Ft = 845.230 lb
5.17.2.1.2 Movimiento Longitudinal
Donde Fs es la fuerza que se aplica longitudinalmente sobre el stick de control.
Según regulación20 esta fuerza debe ser máximo de 445 N = 100 lb
19 British Civil Airwothiness Requirements - T39720 British Civil Airwothiness Requirements - T397
X = Largo del stick desde el punto de pivote hasta el punto donde se ejerce la
fuerza. = 51.52 cm = 1.69 ft
M = Largo tubo de pitch + tenedor de control = 105.81 cm = 3.471 ft
F = La fuerza que se aplica sobre los push rod
Figura 72. Movimiento Longitudinal
Fs
XF
M
Fuente. Autores
Por ecuación de momento,
Fs (X) = F (M) (95)
F = Fs (X) (96)M
F = 100 lb (1.69 ft)3.471 ft
F = 48.689 lb = 216.666 N
5.17.3 SISTEMA DE ASPERGEAR
El objetivo de todo tratamiento aéreo de productos, es logra el máximo efecto
biológico.
§ Con herbicidas contra las malas hierbas.
§ Con insecticidas contra insectos dañinos.
§ Con fungicidas contra enfermedades fungosas.
Estos son tres tipos de aplicaciones que puede tener un sistema de aspergear,
Pero la utilización del Gyroharvest será enfocado en el tratamiento de herbicidas
contra las malas hierbas especialmente en los cultivos de arroz. Esto no quiere
decir que el Gyroharvest no se pueda utilizar para otro tipo de tratamientos.
Tres son los factores que deciden el éxito o fracaso de cada aplicación.
§ La calidad del producto
§ El momento oportuno de la aplicación
§ La calidad de la aplicación
A continuación Se desarrollaran los dos primeros factores.
5.17.3.1 La calidad del producto y el momento oportuno de la aplicación
Se escogió como producto el propanil 500 el cual es producido por la empresa
Fedearroz una empresa Colombiana.
Es el herbicida selectivo de aplicación post-emergente que actúa por contacto
para utilizarse especialmente en el control de malezas gramíneas, hoja ancha, y
cyperaceas en cultivos de arroz, tanto en riego como en secano.
Es el producto para combatir las malezas, ya que éstas retardan el desarrollo
normal del cultivo de arroz, disminuyen la producción y la calidad de la cosecha.
Características
Nombre genérico: propanil
Nombre químico: 3,4 dicloro propionanilida
Formula química: 9 9 2C H CI NO
Peso molecular: 218
5.17.3.1.1 Acción
En malezas susceptibles, el propanil se descompone en 3,4 diclorolactanilida
(DLA), compuesto toxico que se acumula en la planta, suprimiendo el proceso
fotosintético y provocando la muerte de la planta.
En el arroz, la enzima aryl-acylamidasa presente en buena cantidad, degrada
rápidamente el propanil, descomponiéndose en 3,4 dicloroanilida (DCA) y ácido
propiónico, sustancias que a su vez, se descomponen en otras no tóxicas,
evitando así la muerte del arroz.
5.17.3.1.2 Dosis y épocas de aplicación
Antes de de aplicar propanil 500, el terreno debe ser preparado, sembrado y
regado adecuadamente, para que la germinación del arroz y de la maleza sea
uniforme. Después, se debe drenar el terreno, para que las malezas sean
uniformes. Después, se debe drenar el terreno, para que las malezas crezcan; una
vez tengan de 2 a 3 hojas (de 15 días de germinad) se realiza la aplicación de
propanil 500, utilizando de 5 8,5 lts/ha dependiendo del estado de desarrollo de
las malezas y de la zona agro ecológica. En algunas zonas se utiliza la aplicación
fraccionada, la primera aplicación se realiza cuando las malezas tengan de 1 a 2
hojas, con la mitad de la dosis; si tiene más de 2 hojas, debe incrementarse la
dosis, y la segunda aplicación se realiza 8 días después con la segunda
generación de malezas. Esta práctica permite controlar más generaciones de
malezas en campo sin causar fototoxicidad al cultivo.
Uno o dos días después de la aplicación de propanil 500, se debe inundar el lote
para evitar el crecimiento de una nueva generación de malezas.
5.17.3.2 Condiciones de aplicación
Lluvias: no se recomienda aplicar en día que pronostique lluvia, aunque por su
concentración del propanil es de rápida absorción-, deben transcurrir 6 horas
después de estas para una buena acción del herbicida.
Luminosidad: se obtiene mejor efecto del producto en condiciones de alta
luminosidad. En periodos nublados la acción es lenta
Vientos: se debe aplicar únicamente cuando la velocidad del viento no supere los
15 km/h. preferiblemente en la mañana cuando hay menos vientos (6 a.m.)
Temperatura Ambiente: para mejor acción, conviene aplicar con temperaturas
promedio de 20 grados centígrados. Una baja temperatura genera acción lenta, y
una muy alta temperatura produce fototoxicidad en el cultivo.
Humedad relativa: con humedad superior al 50% se obtiene resultados óptimos en
las mañanas, especialmente
Precauciones: a fin de evitar residuos de propanil 500 en el arroz, no se debe
aplicarse el producto durante 56 días antes de la cosecha.
No se debe utilizar mas de 19lts/ha durante todo el periodo vegetativo del cultivo.
No debe aplicarse cuando la temperatura sea superior a 35 Co , porque puede
quemar el cultivo.
No debe utilizarse en mezcla con insecticidas fosfarados y carbamatos. Su
aplicación debe hacerse por lo menos con 8 días de intervalo.
Antes de aplicar propanil 500 es esencial consultar previamente al ingeniero
agrónomo o a su asistente técnico.
Toxicología: el propanil 500 no es dañino para las abejas, insectos útiles y
microorganismos. Se degrada en el suelo y no se acumula.
El producto es de categoría toxicológica: III, moderadamente tóxico.
Evite el contacto del producto con la piel, y la exposición a la pulverización.
En aplicaciones aéreas no permanezca en línea de vuelo.
Proteja los ojos y la piel. En caso de contacto con la piel, lave inmediatamente la
parte afectada.
Ventajas del propanil 500: económico, por su eficiencia y selectividad. Acción
rápida y efectiva contra las malezas, gramíneas, cyperaceas y hoja ancha.
No presenta efectos residuales. Puede utilizarse en arroz de riego y de secado.
A continuación desarrollaremos el último factor.
5.17.3.3 La calidad de la aplicación
Este dependerá de cinco factores:
a) Tamaño de Gotas
El tamaño de gota se expresa como el diámetro de la gota media en micras.
Una micra es igual a 11000 . .m m
(97)
Un milímetro es igual a 1000 micras.
El tamaño de las gotas dependerá directamente del cultivo, de la plaga y del
producto que se emplea. Recomendándose para cada tratamiento un tipo de gotas
determinado. En este caso que el cultivo es el arroz y lo que se le va aplicar a este
cultivo es un herbicida el tamaño de al gota recomendado es de 225 micras.
Figura 73. Tamaño de gota deseado.
Fuente. Aviation in Crop protection. HR Quantick
El tipo de boquilla que se utilizarán para este tipo de aplicación son las fan jet
8003. (80º, cada boquilla tendrá un caudal de 0,346 lts/min)
Figura 74. Partes de la boquilla
Fuente. Aviation in Crop protection. HR Quantick
b) Localización y Nº De Boquillas
El ancho de pasada en el Gyroharvest esta determinado por el ancho del boom, y
con este en la posición mas baja se consigue sacar las boquillas de las
turbulencias de aire producidas por las hélices, tren de aterrizaje u otros equipos
que sobresalen del avión. Así se conseguirá la mejor y más homogénea
distribución de los líquidos en aplicación.
Ya que el boom del Gyroharvest mide 4,540 mts y las boquillas deben ser
localizadas a una distancia mínima de 20 cm tendremos un total de de 22,7
boquillas.
c) Altura de Vuelo
La altura de vuelo para el Gyroharvest es de 2,5mts de las ruedas sobre el cultivo.
Se debe tener muy en cuenta la velocidad de la componente lateral del viento con
relación a la dirección del vuelo.
d) Ancho de Pasada
Solo existe un ancho de pasada para cada avión que proporciones una
distribución correcta.
Este ancho se determina en el campo colocando una cinta y comprobando el
número de impactos en los extremos a la cinta (papel hidrosensible para líquidos y
cajones o cubetas para sólidos)
.
El ancho de pasada, depende de la altura de vuelo y del largo del boom. Ya que
este es un diseño preeliminar nosotros quisimos calcular dicha situación
gráficamente para poder determinar el ancho de pasada sabiendo que tenemos
los valores para hallar matemáticamente esta variable.
h=2,5mts
Ángulo de aspergear de cada boquilla es de 80º
Figura 75. Ancho de pasada
Fuente. Autores
Entonces se dice que:
tan tan tan 40 2,5 2,09a b a a ab
α α= ⇒ = ⇒ = ⇒ =g g (98)
Así se tiene:
2,09 2,09 4,540 8,75mts mts+ + =
Figura 76. Calculo teórico del ancho de pasada
Fuente. Autores
De esta manera se calcula el ancho de pasada teóricamente ya que no podemos
hacerlo como se explico anteriormente, ya que nuestro proyecto es solo un diseño
preeliminar y no la construcción.
Hay distintas formas de realizar las pasadas. Las pasadas siempre que sean
posibles se realizaran perpendicularmente a la dirección del viento y con el sol de
costado.
5.17.3.4 Aplicación
Esta es una componente muy importante ya que es la que nos va decir cuanto
tiempo va a durar la aplicación del producto.
De acuerdo a la formula se tiene lo siguiente:
600
A
PAplicaciónV bQ
= (99)
Donde P es el pay load (pero en este caso el pay load es la capacidad del tanque),
AV es la velocidad de aplicación de la aeronave, b es el ancho de pasada, y Q es
la rata de aplicación, este último valor lo hallamos de la siguiente manera:
Q kRV S
⋅=
⋅(100)
Donde R es la rata de aplicación en lts/ha; Q es la rata de salida en lts/min; K es
una constante (600); V es la velocidad sobre la tierra en Kms/h; S es el ancho de
pasada en mts.
Y como se tienen casi todos lo datos anteriores menos Q. entonces de la formula
despejamos Q y quedaría de la siguiente forma:
R V SQK
⋅ ⋅= (101)
Teniendo los siguientes datos:
6
600
90
8, 75
ltsRha
KK m sV
hS m ts
=
=
=
=
⇒ 6 90 8,75 7,848600 min
ltsQ ⋅ ⋅= =
De esta manera ya podremos utilizar la primera formula vista anteriormente.
Teniendo los siguientes datos:
100
90
8,75
7,848min
A
P ltskmsV
hb mts
ltsQ
=
=
=
=
600
A
PAplicaciónV bQ
=
600 100 9,7416min90 8,75 7,848
Aplicación ⋅= =
⋅ ⋅
5.17.3.5 Radio de Giro
El radio de giro y (R) y el tiempo de giro ( TT ) pueden se calculados rápida y
fácilmente por el nivel horizontal regular de giro utilizando las siguientes
ecuaciones.
tanVR
g θ= (102)
Donde R es el radio de giro en mts, V es la velocidad de la aeronave en el giro en
mts/s, g es la aceleración debido a la gravedad (9,81msts/s) y θ es el ángulo de
banqueo.
225 110,359,81tan 30º
R m= =
5.17.3.6 Tiempo de giro
Este es el promedio de tiempo desde que el sistema de asperjar se apaga hasta
que se enciende en cada pasada. Al utilizar esta ecuación se obtendrá el tiempo
(segundos) que demora la aeronave en dar el giro en cada pasada.
Este método se utilizara dando un giro de 360º.
2 2 90 27,73tan 9,81tan 30T
VT sg
π πθ
= = = (103)
Figura 77. Radio de giro
Fuente. Aviation in Crop protection. HR Quantick
FAR (Field Apect Ratio)
Es la relación entre el largo y ancho del terreno el cual es expresado como field
aspect ratio (FAR).
Hay dos fases de la operación que dependen de FAR, la pasada y el giro, estos
son examinados más cerradamente para ver como la productividad varía con un
cambio de FAR. El total del tiempo que ha pasado mientras se asperja y se gira al
final de cada pasada es obtenido por:
166,7 600T
S
TFTb L V
= +
(104)
Donde T es el tiempo total en minutos, F es el ancho del campo en ha, TT es en s,
L es la longitud de el campo en mts, b es el ancho de pasada en mts, y SV es la
velocidad del Gyroharvest en Km/h.
La productividad varía con un cambio en FAR como es ilustrado por el resultado
en la siguiente tabla. La primera razón para incrementar la productividad con el
incremento del FAR es que es menor que el tiempo de pasada en el final del giro
de cada pasada.
Tabla 34. Field Aspect RatioFAR largo ancho area hectarea Productivity (ha/h)
1 100 100 10000 1 9,92484011,000 408 408 166670 16,667 29,181634161,042 400 416,675 166670 16,667 29,557709581,361 350 476,2 166670 16,667 32,061139561,628 320 520,84375 166670 16,667 33,777645432,126 280 595,25 166670 16,667 36,374206912,667 250 666,68 166670 16,667 38,599635723,444 220 757,590909 166670 16,667 41,115120795,144 180 925,944444 166670 16,667 45,027639777,408 150 1111,13333 166670 16,667 48,48824978
11,574 120 1388,91667 166670 16,667 52,52507711
total sortie time (MIN)6,045
34,26933,83331,19129,60627,49325,90724,32222,20920,62419,039
Fuente. Autores
Figura 78. Tiempo de fumigación
TIEMPO DE FUMIGACION
0
10
20
30
40
1 1,042 1,361 1,628 2,126 2,667 3,444 5,144 7,408 11,57
FAR
TOTA
L SO
RTI
E T
IME
(MIN
)
Fuente. Autores
Figura 79. Productividad
0
10
20
30
40
50
60
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
FAR
Prod
uctiv
ity (
ha/h
)
Fuente. Autores
Lo más importante para recordar es que el factor principal en la ecuación es el
tiempo. Podrá ver en cada sorteo como un incremento para el lapso de tiempo por
sorteo. En cuanto tiempo la aeronave necesitará ser reabastecida.
5.17.3.7 Equipo a utilizar en el sistema de aspergear
Figura 80. Equipo de fumigación
Fuente. Autores
Se utilizará un tanque con capacidad de 100 lts el cual esta construido en fibra de
vidrio, tiene una tapa para llenado, una válvula para su drenado, una toma de aire
ambiente, un filtro en la tapa de llenado.
5.17.3.7.1 Filtro
Los filtros son dispositivos para remover impurezas, un filtro en forma de canasta
esta localizada en el punto de llenado (se recomienda un enmallado de un tamaño
de 10 20, otro filtro esta ubicado en la entrada de la bomba por protección de la
misma. El tercer punto de filtrado son las boquillas, donde las impurezas pueden
tapar los orificios de las boquillas.
5.17.3.7.2 Bomba
Una bomba es incorporada en el sistema de aspergear para suplir el químico de
presión a todas las boquillas. Se utilizará una bomba de engranajes la cual
proveerá un caudal de 7,848 lts/min.
Figura 81. Bomba
Fuente. Aviation in Crop protection. HR Quantick
5.17.3.7.3 Regulador de presión
Este es usualmente una válvula puerta, que es accesible en vuelo, y ubicada en el
retorno al tanque.
5.17.3.7.4 Válvula de tres vías
Permite que el químico pase hacia las boquillas o que retorne hacia el tanque
permitiendo así que el flujo del químico sea constate en cualquiera de las dos
direcciones. Así el químico no va estar quieto, esto es para evitar sedimentaciones
o separaciones.
Figura 82. Válvula de tres vías
Fuente. Aviation in Crop protection. HR Quantick
5.17.3.7.5 Equipo Atomizador
Este consta de un boom y boquillas. El boom es un tubo hueco por donde va fluir
el químico y donde va a estar montadas las boquillas las cuales son las
encargadas de convertir el fluido químico en gotas de igual tamaño.
Figura 83. Boquilla
Fuente. Aviation in Crop protection. HR Quantick
5.17.4 SISTEMAS DE INSTRUMENTOS
5.17.4.1 Panel de instrumentos
Teniendo en cuenta las características físicas de los instrumentos de vuelo como
dimensiones y refrigeración, el Gyroharvest utilizará el siguiente panel de
instrumentos con las dimensiones mostradas en el plano referente al panel de
instrumentos. Este panel de instrumentos se muestra en la siguiente figura.
Figura 84. Panel de instrumentos
Fuente. Autores
Este panel de instrumentos tiene el suficiente espacio para llevar de manera
independiente el cableado de los diferentes instrumentos, los cuales salen o
entran al panel por la parte inferior izquierda a los diferentes puntos de medición.
Su carcasa estaría hecha de fibra de vidrio para dar ligereza y durabilidad. Este
panel tiene dos puntos para fijarlo de la parte estructural del Gyroharvest. Además
iría a un ángulo graduable para la visión del piloto.
5.17.4.2. Instrumentos.
El panel de instrumentos se ha diseñado para llevar los siguientes instrumentos,
los cuales su posición se muestran en el panel de control. Esta posición ubicación
dentro del panel de control se ha hecho de acuerdo a la ubicación de instrumentos
en diferentes clases de aviones (ultralivianos) y autogiros
5.17.4.2.1 Airspeed Indicador
Diseñado por la falcongauge, este indicador de velocidad es especial para aviones
pequeños y autogiros ya que indica muy bien velocidades muy bajas, muestra
variaciones progresivas, bajo peso.
Todos sus componentes son metálicos y su carcaza está hecha de aluminio. Este
indicador producido por la falcongauge, (www.falcongauge.com) viene para indicar
valores hasta 120 MPH o 150KPH o nudos según desearía el operario final.
Tamaño: 2 ¼ . Largo: 2 9/16
Peso: 80 gramos
Figura 85. Airspeed Indicator
Fuente. Falcongauge
5.17.4.2.2 Altímetro
Este altímetro también producido por la falcongauge es especial para autogiros.
Su sistema de indicación es de solo un punto (una aguja) y una ventana
barométrica. Tiene una perilla de ajuste la cual permite al piloto colocar la presión
barométrica real.
El escogido tiene un rango de operación hasta 3000 metros.
Su tamaño es de 2 ½ el cual es perfecto para ultralivianos y autogiros
Largo: 2 3/8 .
Peso: 104 gramos.
Figura 86. Altímetro
Fuente. Falcongauge
5.17.4.2.3Vertical speed indicador.
El indicador de asenso escogido viene para variaciones de cada 2000 pies por
minuto
Tamaño: 2 ¼
Peso: 264 gramos
Largo: 4.8 .
Figura 87. Vertical speed indicator
Fuente. Autores
5.17.4.2.4Tacómetro
Tamaño: 2 ¼ .
De 0 a 8000 rpm s
Peso: 105 gramos
Figura 88. Tacómetro
Fuente. Falcongauge
5.17.4.2.5 EGT Indicador
De 700 a 1700 F o de 400 a 900 ºC
Peso: 110 gramos
Tamaño 2 ¼
Figura 89. EGT Indicator
Fuente. Falcongauge
5.17.4.2.6 Hobbs meter
Tamaño 2 ¼
Peso: 95 gramos
Este Ob.-meter serie 8500 funciona con cuarzo, el cual junto a un tren de
engranajes es muy fiable, además que viene muy bien sellado en el caso de que
se presenten choques.
Especificaciones:
§ Indica las horas de operación hasta décimas, además de tener un indicador de
corriente.
§ Trabaja hasta 10000 horas, luego se resetea a cero.
§ Totalmente sellado.
§ Trabaja en rangos de temperatura desde -40ºC hasta 85ºC.
§ Excelente resistencia a la vibración y al choque: Vibración: 20 g s 10 80 Hz.
Shock: 55 g s 9-13 m-sec 75 g s.
§ Voltaje: 10-80 VDC
§ Case hecho en poliéster.
§ Tamaño de los números 0.12 3 mm
Figura 90. Hobbs Meter
Fuente.Quartz
5.17.4.2.7 Rotor Tach
Dimensiones: 20 x 50 mm.
Este tacómetro mide las rpm s del rotor desde 30 hasta 999 RPM s.
Este tacómetro opera a partir de 30 RPM s. Tiene una luz verde que indica cuando
se alcanzan 180 RPM s, al cual se puede aplicar la potencia máxima. Esta luz se
mantiene encendida por 30 segundos para luego apagarse, mientras se
mantengan por encima de las 180 RPM s. Si las RPM s caen por debajo de las
180, la luz verde se enciende dando 2 parpadeos por segundo, estando así hasta
que se alcancen de nuevo las 180 RPM s.
Pesos:
5M cable (0.25 Kg.)
Instrumento: 0.11 Kg.
Total: 0.36 Kg.
Figura 91. Rotor Tach
Fuente. Rototak
5.17.4.2.8 Compass
Figura 92. Compass
Fuente. Falcongauge
Dimensiones: 50 mm de diámetro
Peso: 0.276 Kg.
Es utilizado especialmente para autogiros y aeronaves pequeñas. Este compass
Funciona con 12 o 24 V.
5.17.4.2.9 Indicador de presión
Figura 93. Indicador de presión
Fuente. Falcongauge
Dimensiones: 79 mm de espesor
Peso: 0.386 Kg.
Este manifold pressure indicator es trabaja compensado por altitud y temperatura
y funciona por medio de un diafragma.
5.18 PLANTA MOTRIZ
Una de las partes más importantes en una aeronave, es el motor, debido a que
este es el elemento que origina la propulsión necesaria para vencer la resistencia
al avance.
El motor que utilizaría el Gyroharvest es un Rotax 912S 2, de 4 tiempos, 4
cilindros opuestos horizontalmente, con un eje de levas central.
5.18.1 Características
§ Bomba de combustible mecánica.
§ Tanque de aceite.
§ Cabezas de cilindros enfriadas por líquido.
§ Cilindros refrigerados por aire
§ Colector de aceite, lubricación forzada.
§ Ignición doble ROTAX, capacitor de descarga, supresión de interferencia
§ 2 carburadores
§ Tanque de expansión (refrigerante)
§ Encendido eléctrico.
§ Caja de reducción integrada que conduce hacia el propeller con un shock
absorber torcional y un embrague para sobrecarga.
§ Generador AC integrado.
§ Regulador rectificador externo.
§ Silenciador en la toma.
Los siguientes son accesorios necesarios para el funcionamiento del motor, que
no vienen incluidos.
§ Sistema de exosto.
§ Filtro de toma de aire.
§ Radiador de aceite.
§ Flydat.
§ Contador de revoluciones mecánico.
§ Tour meter.
§ Bomba de vacío.
5.18.2 Partes del motor
Las siguientes son las partes del motor, y están numeradas para ubicarlas en los
esquemas del motor:
1. Propeller flange.
2. Propeller gear
3. Vacuum pump or hydraulic governor for constant speed propeller.
4. Intake manifold
5. Constant depr. Carburetor cyl 1/3
6. Constant depr. Carburetor cyl 2/4
7. Connection for mechanical rev counter.
8. Coolant pump.
9. Connection for oil returns line.
10. Mechanical fuel pump.
11. Exhaust socket.
12. Electric starter.
13. Expansion tank.
14. Oil filter.
15. Oil pump.
16. Fly wheel fixation screw.
17. Pressure compensating tube.
18. Sensor for oil pressure.
19. Sensor for oil temperature.
20. Sensor for cylinder head temperature...
21. Electronic modules of ignition unit.
22. Connection for intake manifold pressure.
23. Ignition housing.
24. External alternator.
Figura 94. Vista lateral izquierda del motor
Fuente. Rotax 912-S Installation manual
Figura 95. Vista frontal del motor
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual
Figura 96. Vista superior del motor
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual
5.18.3 Límites de operación.
§ Velocidad para el despegue: 5800 rpm s.
§ Máxima velocidad continua: 5500 rpm s.
§ Velocidad normal: Cerca de 1400 rpm s.
§ Presión de aceite Max 7 bar (100 psi): Min: 0,8 bar (12 psi) a 3500 rpm.
Normal: 2-5 bar (29 73 psi) sobre 3500 rpm s.
§ Temperatura del aceite en las líneas de entrada al motor: Min 50ºC, Max 130ºC
Temperatura normal: 90 110 ºC.
§ Temperatura máxima de la cabeza de los cilindros: 135ºC.
§ Temperatura de los gases de escape: Max 880ºC en take off.
Max 850ºC en operación normal.
§ Rango de temperaturas para la operación: +50 to -25ºC.
§ Temperatura ambiente de los componentes eléctricos: Max 80ºC.
§ Presión de Combustible: 0.15 0.4 bar (2.2 5.8 psi).
5.18.4 Dimensiones del motor
Todas las dimensiones del motor están en milímetros.
§ En el eje x (desde el cg) + 8.5 - 581 Total: 589.5
§ En el eje y: + 288 -288 Total: 576.0
§ En el eje z: + 118 -276 Total: 394.0
5.18.5 Pesos del motor
§ Peso del motor: 53.8 kg (128 lb)
§ External generator assy: 3 Kg (6.6 lb)
§ Vacuum pump assy: 0.8 kg (1.76 lb)
§ Hydraulic governor assy: 2.7 kg (6 lb)
§ Engine suspension frame: 2 Kg (4 lb)
5.18.6 Centros de gravedad del motor y equipos auxiliares
En la Tabla 31 se indica la posición de los diferentes centros de gravedad respecto
a las coordenadas del motor.
Tabla 35. Centros de gravedad del motor
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual
5.18.7 Momentos de inercia
En la Tabla 36 se indican los momentos de inercia del motor respecto a las
coordenadas del motor, estos están en Kg cm2
Tabla 36. Momentos de Inercia del Motor
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual
5.18.8 Puntos de sujeción del motor
Existen 8 puntos de sujeción que se encuentran, según la notación (l) lado
izquierdo y (R) lado derecho, en donde el motor se sujeta a la estructura de la
aeronave. La localización de estos puntos respecto a las coordenadas del motor
se indica en la figura Según datos del fabricante, al menos el motor debe estar
anclado a la estructura en 4 puntos. Lo mas indicado para usar en el caso del
Gyroharvest es que exista un anclaje del motor con el la estructura de la aeronave
en los puntos L1, R1, L2 y R2.
Figura 97. Puntos de sujeción del motor
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual.
En la Tabla 37 se indican las cargas máximas, los momentos de flexión que se
deben presentar en los diferentes puntos de anclaje del motor con la estructura de
la aeronave.
Tabla 37. Cargas máximas dependiendo del la ubicación de los puntos de
sujeción.
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual
5.18.9 Sistema de lubricación
En todos los motores es necesario tener lubricación, debido a que las partes del
este están en constante movimiento y rozan entre ellas, además de esto, es
necesaria la utilización de un enfriador de aceite así como de las líneas de
conexión.
5.18.9.1 Requerimientos del sistema de lubricación.
§ Presión de aceite: Máxima 7 bar (En un cold Stara es permitido arriba de 7
bares (100 psi)). Mínima 0.8 bar (12 psi) (debajo de 3500 1 / min). Nominal
2.0 5.0 bar (29 73 psi) (encima de 3500 1 / min)
§ Temperatura de aceite. Temperatura normal de operación90 110ºC, Mínima
50ºC, Máxima 130ºC.
§ Líneas de aceite.
Durabilidad por temperatura: Mínima 140ºC.
Durabilidad por presión: Mínima 10 bar
Radio de flexión: Mínimo 70 mm (2.76 in)
Diámetro mínimo según largo de las líneas.
Largo mayor a 1 m (3 ): mínimo 11 mm Ø ( 0.43 in)
Largo mayor a 2 m (6.6 ): mínimo 12 mm Ø (0.47 in)
Largo mayor a 3 m (10 ) Mínimo 13 mm Ø (0.51 in )
Según lo anterior el motor del Gyroharvest utilizaría unas líneas de aceite, con las
siguientes características: 181411 Oil Cooler Hose de 11 mm de diametro interno.
Figura 98. Líneas de aceite
Fuente. California Aircraft products
5.18.9.2 Radiador de aceite
§ Debe colocarse debajo del motor.
§ Debe ser capaz de disipar 8 Kw (7,58 Btu/s) en potencia de despegue.
§ Se recomienda el radiador con un tamaño de al menos 160 cm2 (25 in2)
Según lo anterior se utilizaría el 886-033 Oil Cooler 912-914 3.2" radiador, que
tiene 5.15 de alto x 8.15 de ancho y 1.6 de espesor, y pesa una libra y media.
Figura 99. Radiador de aceite
Fuente. California Aircraft products
5.18.10 Sistema eléctrico del motor
Para el buen funcionamiento del encendido del motor, y del generador de
corriente, es necesario establecer un sistema eléctrico.
Figura 100. Sistema eléctrico del motor
Fuente. Rotax 912-S Installation Manual
5.18.11 Batería
Es necesario utilizar una batería de al menos 16 Ah.
Según este dato para el Gyroharvest se recomienda utilizar la siguiente batería o
alguna con características similares.
Figura 101. Batería 12V-18AH
Fuente. Battery Mart
§ Vida de servicio: Bajo condiciones normales 4 o 5 años o entre 200 y 1000
ciclos de carga/ descarga, dependiendo de la cantidad de descarga.
§ Debe ser descargada a una rango de temperatura de -40 ºC a 60ºC y cargada
a un rango de -20 ºC a +50ºC.
§ Peso: 5.4 Kg. (12 lb).
§ Largo: 18.11 cm. (7.13 in), espesor: 7.59 cm. (2.99 in), alto: 13.45 cm. (5.30 in).
5.18.12 SISTEMA DE COMBUSTIBLE
El sistema de combustible para el Gyroharvest fue diseñado para proveer de
combustible a un motor Rotax 912s. (Según regulación21)
Figura 102. Sistema de combustible
Fuente. Autores
El sistema de combustible consta de una silla tanque22.
21British Civil Airworthiness Requirements T951
21 British Civil Airworthiness Requirements T959, T963, T97522 British Civil Airworthiness Requirements T971
Figura 103. Silla Tanque
Fuente. Autores
Esta tiene una abertura para llenado, con su tapa de cierre, una válvula para
proceder a su drenado, y una toma de aire ambiente. El objetivo de esta toma es
permitir que el aire sustituya al combustible gastado, manteniendo así una presión
ambiente en la parte vacía del depósito. Si el depósito fuera totalmente hermético,
al ir gastando combustible se generaría una depresión en la parte vacía,
depresión que impediría el flujo hacia el motor.
Es posible que por condensación se formen gotas de agua en los depósitos, las
cuales se depositan en la parte mas baja debido a su mayor peso. Lo mismo
sucede con las impurezas. Pues bien, la válvula de drenado, situadas en esta
parte más baja, sirven para drenar el agua y las impurezas. También hay una
válvula de drenado en la parte del motor23.
Figura 104. Válvula de Drenado
Fuente. Seatcolumbia
La cantidad de combustible contenida en cada depósito se muestra al piloto
mediante los correspondientes indicadores en el cuadro de mandos.
Figura 105. Indicador de cantidad de combustible
Fuente. Seatcolumbia
La alimentación de combustible, hace que de acuerdo a ella los sistemas de
combustible se clasifiquen según la forma de acarrearlo desde los depósitos hasta
el motor. Se utiliza la alimentación por gravedad y sistemas de alimentación por
bomba activada eléctricamente, la cual se utiliza para proveer presión adicional al
sistema, especialmente en el arranque del motor, en despegue, maniobra y
aterrizaje.
Figura 106. Interruptor de la bomba auxiliar de combustible
Fuente. Seatcolumbia
Con independencia de la forma de alimentación los conductos de combustible
pasan a través de un selector24, localizado en la cabina, el cual provee al piloto de
la posibilidad de abrir o cerrar el paso de combustible, y además en algunos casos
seleccionar el deposito del cual se alimenta el sistema este mando selector es de
dos posiciones (ON = Abierto y OFF = Cerrado), la posición off solo debe usarse
24 British Civil Airworthiness Requirements T995
para cortar el paso del combustible en un aterrizaje de emergencia y evitar de esa
manera un posible incendio.
Figura 107. Selector de dos vías
Fuente. Seatcolumbia
Para facilitar el arranque del motor, especialmente en tiempo frío, los aviones
disponen de un dispositivo cebador, denominado primer, consiste en una varilla,
que al tirar de ella toma combustible y al empujarla inyecta el combustible aspirado
directamente en el colector de admisión o en los cilindros. La varilla tiene un
pequeño pitón que sirve para mantenerla bloquead, de forma que para extraer o
empujar la varilla este pitón debe hacerse coincidir con la ranura del conjunto en
que se aloja.
Figura 108. Primer
Fuente. Seatcolumbia
El diámetro de las líneas de combustible tienen 7mm de diámetro la cuales van a
proveer el combustible desde el tanque hasta el motor25.
25 British Civil Airworthiness Requirements T993
Figura 109. Líneas de combustible
Fuente. Seatcolumbia
Los filtros son los que van a retener las impurezas del combustible evitando que
obstruyan el paso del fluido el cual tiene 0,1mm de enmallado y un tanque de
reserva o de emergencia el cual tendrá el 30% del tanque principal.
Figura 110. Tanque de combustible de emergencia
Fuente. Autores
5.18.12.1 Cálculos del sistema de combustible
5.18.12.1.1 Área de las líneasEn esta sección, se calculará el área del diámetro de la tubería para hallar la
velocidad media
Área de la línea de combustible2 20,00003848A R mtsπ= ⇒
5.18.12.1.2 Velocidad Media
El termino velocidad, a menos que se diga lo contrario, se refiere a la velocidad
media o promedio de cierta sección transversal dada por la ecuación de
continuidad para un flujo estacionario:
Velocidad Media3
6
2
9,722 100, 2526
0,00003848
mtsq mtssvA mts s
−×= ⇒ =
5.18.12.1.3 Número de Reynolds
Las investigaciones de Osborne Reynolds han demostrado que el régimen de flujo
en tuberías, es decir, si es laminar o turbulento, de pende del diámetro de la
tubería, de la densidad y la viscosidad del fluido y de la velocidad del flujo. El valor
numérico de una combinación adimensional de estas cuatro Variables, conocido
como el número de Reynolds, puede considerarse como la relación de las fuerzas
dinámicas de la masa del fluido respecto a los esfuerzos de deformación
ocasionados por la viscosidad.
Número de Reynolds
6
0,007 0,2526Re 1768.2
1
mtsmtsDv sµ −
×= ⇒ =
Para estudios técnicos, el régimen de flujo en tuberías se considera como laminar
si el número de Reynolds es menor que 2000 y turbulento si el número de
Reynolds es superior a 4000. Entre estos dos valores está la zona denominada
critica donde le régimen de flujo es impredecible, pudiendo ser laminar, turbulento
o de transición, dependiendo de muchas condiciones con posibilidad de variación.
5.18.12.1.4 Factor de Fricción
La fórmula de Darcy puede deducirse por análisis dimensional con la excepción
del factor de fricción f , que debe ser determinado experimentalmente. El factor
de fricción para condiciones de flujo laminar (Re < 2000) es función solo del
número de Reynolds; mientras que para el flujo turbulento (Re >4000) es también
función del tipo de pared de la tubería.
Si el flujo es laminar (Re < 2000), el factor de fricción puede determinarse a partir
de la siguiente ecuación.
Factor de Fricción
264 64 3,619 10Re 1768,2
f −= ⇒ = ×
5.18.12.1.5 Perdida de Carga Debido al Flujo del Fluido
El flujo de los fluidos en tuberías está siempre acompañado de rozamiento de las
partículas del fluido entre sí, consecuentemente, por la pérdida de energía
disponible; en otras palabras, tiene que existir una pérdida de presión en el sentido
del flujo. La ecuación general de pérdida de presión, conocida como la fórmula de
Darcy y que se expresa en metros del fluido.
Perdida de carga debido al flujo del fluido
2 22
23,619 10 1,5516 0, 2526
2,608 102 0,007 2 9,81L
mtsmtsfLv shD gn mts
−× × ×
= ⇒ = ×× ×
La anterior ecuación también puede escribirse para obtener la pérdida de presión.
Pérdida de Presión
232,569 10 725 9,81 182,71L n
kgp h g mtsmts
ρ∆ = × × ⇒ × × × =
5.18.12.1.6 Coeficiente de Resistencia
El coeficiente de resistencia K , en teoría es una constante para todas las medidas
de un cierto diseño o línea de válvulas y accesorios, si todas las medidas fueran
geométricamente similares. Sin embargo, la similitud geométrica es difícil que
ocurra. Por ello, el coeficiente de resistencia K se considera independiente del
factor de fricción y del número de Reynolds, que puede tratarse como constante
para cualquier obstáculo dado (por ejemplo, válvula o accesorio) en un sistema de
tuberías bajo cualquier condición de flujo, incluida la de régimen laminar.
Coeficiente de Resistencia
2 1,55163,619 10 8,021770,007
L mtsK fD mts
−= ⇒ × =
5.18.13 PROPELLER
5.18.13.1 Escogencia del propeller.
Es necesario escoger un propeller, de acuerdo a las características del motor, por
lo cual se deben saber las especificaciones de este.
Primero se debe calcular el Torque y el shaft horsepower, si se sabe que:
§ Engine Horsepower: 100 HP
§ Engine RPM max: 5800
ax
5252
M
HPTRPM
⋅= ()
91 lbTft
=
SHP (shaft horsepower a la salida de la caja reductora)
97%SHP HP=
97SHP HP=
Para el propeller se debe tener en cuenta que la relación de reducción del motor
es igual a 2.47, que 26número de bearings entre la salida de la caja reductora y el
propeller es 1, y que el porcentaje de pérdida debido a los bearings del eje es igual
al número de bearings multiplicado por el 1.5%
SHP en el propeller = 100 1,5%100
SHP −
SHP en el propeller = 96 HP
Teniendo en cuenta esto, el siguiente paso es hallar las rpm del Propeller, que son
iguales a las Engine rpm s divididas entre radio de reducción de la caja de
reducción, de donde sacamos que son 2387 rpm.
5.18.13.2 Diámetro del propeller
Para elegir el diámetro del propeller es necesario tener en cuenta la siguiente
ecuación, en donde:
.
V = 32,12 m/s
P (watts) = potencia entregada a la hélice = 96 HP = 71587.187 Watts
D (m) = Diámetro de la hélice
= Eficiencia de la hélice (se estima del 80% como una eficiencia real)
= Densidad del aire (1.225 kg/m3)
Figura 111. Eficiencias de diferentes diámetros de hélices
Fuente Java- Propeller
Para una eficiencia en la hélice del 80%, se obtiene una relación P/D2 = 25000;
25000PD =
D = 1.692 m = 66.61 in
5.18.13.3 Número de palas
Con los valores anteriormente hallados y sabiendo que lo mejor es tratar de
utilizar el propeller con un diámetro mas grande que esté cerca de los rangos
escogidos, además de comparar con autogiros de características similares, se
puede estimar que el propeller del Gyroharvest tiene un diámetro de 68 .
5.18.13.4 Velocidad en la punta de la hélice.
Mediante la siguiente ecuación, se calcula la velocidad en la punta de la hélice.
Tip Speed in MPH = Prop Diameter X (Pi / 12) X Propeller rpm s X 60
5280
La velocidad en el en la punta del propeller es de 0.635 mach. Esto quiere decir
que el empuje producido por el propeller está dentro de los rangos normales. El
más eficiente se produciría al alcanzarse 0.7 mach. Para el caso de los autogiros,
pero para esto se necesitaría un motor de mayores rpm.
5.18.13.5 Empuje del propeller
Un buen propeller debe producir una eficiencia del 80%.
Según este dato y a la velocidad máxima de vuelo = 36,12 m/s = 70,211 Knots, se
puede calcular el empuje producido por el propeller.
T = η x P V
Donde T es el empuje producido por el propeller,η es la eficiencia del propeller = 80%
P es la potencia entregada por el motor = 96 HP
V es la velocidad de vuelo = 70,211 knots.
Por lo tanto,
T = 1,6 KN
Así mismo se puede calcular el empuje a la velocidad de aspersión que es 24,93
m/s
T(aspersión) = 2.3 KN
5.18.13.6 Análisis del propeller
La aeronave utilizaría el siguiente propeller, el cual cumple con las
especificaciones del motor Rotax 912S, con un factor de reducción de 2.47.
Según el fabricante del propeller, se recomienda usar una propeller de 3 palas. El
que se escogió, tiene por nombre Three-bladed DUC FC RIGHT tractive propeller,
y es fabricado por Duc - Hélice, es hecho en fibra de carbono y tiene las siguientes
características:
Figura 112. Propeller del motor
Fuente. www.duc.com
Diámetro: 1727 mm = 68 in
Peso (incluye hub y espaciador): 3,62 kg = 7,97 lbs (3 palas)
Otras características:
STD SWIRL'S BLADE FOR ROTAX ENGINELength of the STD SWIRL's blade(mm) 835 mm
Weight of the STD SWIRL's blade(kg) 0.822 kg
Position of the center of gravity -cote AB (mm) 238 mm
Radius of the center of gravity (mm) 275 mm (238 + 37)
Fuente. Rotax 912S-Installation manual
5.18.13.7 Fuerza centrifuga del propeller
Para calcular la fuerza centrifuga a ala que están sometidas las palas se sabe que:
2
cMVF
R=
En donde:
F = Fuerza centrífuga.
M = Peso del blade
V = Velocidad lineal.
R = Radio del centro de gravedad (m)
Tabla 38. Fuerzas centrifugas del propeller
Engine Max.speed Speed witnfactor of Reducer speed after the linear
speedBlade'sweight Centrifugal
( Tr/min )increase
1,5(Tr/min)
reducer (Tr/min )
Radius ofthe
gravity'scenter(mm)
( m/s ) ( kg ) force (N)
4 TIMES ENGINESROTAX912 6000 9000 2,27 3965 275 114,1 0,822 38927
ROTAX912S 6000 9000 2,48 3629 275 104,5 0,822 32614
JABIRU 3300 4950 1 4950 252 130,6 0,818 55333
Fuente. www.duc.com
Por lo tanto se trabaja a una fuerza centrífuga de 32614 N
Figura 113. Palas del propeller
Fuente. www.duc.com
El hub del propeller está hecho en carbono forjado, el cual es liviano y da
propiedades de resistencia mecánica óptimas.
Figura 114. Hub del Propeller
Fuente. www.duc.com
La dureza hacia la tensión es mayor en piezas hechas de carbono, por esta razón
se escogió un Hub de este material.
5.18.13.8 Angulo de ataque de las palas
Para la instalación hay que tener en cuenta el ángulo de ataque al cual va
posicionada la pala.
Para el ajuste del ángulo de ataque, en el caso del motor Rotax 912 S según los
manuales de instalación, debe existir un ángulo de ataque de 12º entre el eje del
plato de acoplamiento del motor y la superficie inferior de la pala. Este ángulo de
ataque debe ser medido a 20 cm. de la punta de la pala
Como se muestra en la figura el Hub es colocado sobre el eje del propeller del
motor (color morado). Se utiliza un espaciador (color naranja) si se necesita.
5.18.13.9 SISTEMA PRERROTADOR
El Gyroharvest utiliza un prerotator que entrega 300 rpm s al sistema rotor.
Figura 115. Sistema pre-rotador electrico
Fuente. Fuente. Rvk arkitecht.
Esta clase de prerotador eléctrico usa un pequeño motor eléctrico móvil, el cual
tiene sus respectivos cables de conexión directa a la batería y al starter de la
aeronave.
Tiene un engrane de 11 dientes el cual trabaja sobre la corona acoplada en el
main housing de la cabeza del rotor. Esta corona tiene 108 dientes.
La técnica de operación de este sistema consiste en hacer girar los blades
manualmente hasta que se alcancen 30 rpm s; luego se activa el starter el cual
hace encender el prerotator y así producir las rpm s necesarias para el despegue.
5.19 ANALISIS ESTRUCTURAL POR ELEMENTOS FINITOS
Mediante Ansys que es un programa de simulación, se realiza el análisis de la
estructura del Gyroharvest por medio del procedimiento con elementos finitos,
para determinar si los diferentes componentes estructurales y sus configuraciones
pueden soportar las cargas establecidas.
Se realizan diferentes análisis teniendo en cuenta los siguientes aspectos:
• Las cargas de cada uno de los componentes las cuales van a estar aplicadas
sobre las diferentes piezas estructurales.
• Cada carga es multiplicada por un factor de carga de 3.5, el cual es establecido
por la CAA27.
• La estructura debe soportar las cargas sin presentar una deformación
constante. Esto quiere decir que no se deben sobrepasar los límites de
esfuerzo de trabajo soportados por cada clase de material que compone la
estructura del Gyroharvest.
• Este esfuerzo de trabajo debe ser igual al esfuerzo de fluencia del material
dividido por el factor de seguridad el cual es igual a 1.5, y que fue establecido
por la CAA28 .
Se realiza un prediseño de las piezas teniendo en cuenta factores estadísticos.
Por ejemplo de autogiros con características similares al Gyroharvest. Es
necesario realizare un diseño del mástil de forma analítica para poder conocer las
dimensiones mínimas necesarias teniendo en cuenta efectos bruscos para luego
llevarlas al proceso de simulación.
27 CAA – T33728 CAA – T303
5.19.1 Analisis del mastil
El mástil para un análisis estructural estaría soportando cargas de compresión por
efectos del peso del sistema rotatorio, además de cargas por deflexión, en caso de
realizar movimientos bruscos por parte del piloto en el stick de control y por ser
una viga alta, es necesario tener en cuenta la carga máxima que puede soportar
antes que se produzca un pandeo sobre este.
Figura 116. Mástil.
Mastil
Fuente: Autores
Figura 117. Secciones típicas para el mástil
Fuente. Rotary Wing Forum
Existen dos clases de secciones comúnmente utilizadas para el mástil, mostradas
en la figura 117. De estos dos casos es mejor trabajar con estructuras de una sola
sección cuadrada ya que para el segundo caso hay una mejor resistencia cerca
del 13% a la deflexión por cargas aerodinámicas.
Figura 118. All up weight
Mastil
Seat brace
Fuente. Autores
Asumiendo un AUW (All Up Weight) de 1190 lb = 5295.5 N que es el peso máximo
del Gyroharvest y un movimiento hacia atrás en el stick de control por parte del
piloto de 15º para realizar este movimiento (19º para cálculo, ya que la cabeza del
rotor tiene una inclinación normal de 4º respecto al eje vertical del mástil. La
condición de carga crítica por flexión está dada por:
P(flexión) = AUW (Fcarga + Fseg) x sen 19º
P(flexión) = 5295.5 sen 19º = 1724.046 N
El máximo momento flector ocurre en el brazo entre el mástil con la barra de
torque. Esta se encuentra a 0.615 m del punto donde se aplica la por el rotor.
De esto, el momento flector es:
M =1724.046 N (0.615 m) = 1060.288 N-m
El Esfuerzo por el momento flector esta dado como:
σmax = MmaxC
I
= 8.620x107 Pa
5.19.1.1 Cálculos por esfuerzo de tensión – compresión.
Carga por efecto del sistema rotatorio = 352 N = 1848 N incluyendo factor de
seguridad y factor último.
Esfuerzo de trabajo del aluminio 7075 - 7651,
flu= 95 MPa
Área mínima para soportar esta carga = 3.67 x 10-6 m2
El área establecida inicialmente es suficiente para resistir la carga dada por
tensión compresión.
Figura 119. Sección escogida para el mástil
Fuente. Beam calculador
A = 0.05 m
a = 0.04 m
B = 0.05 m
b = 0.04 m
I =3.075x10-7 m4
Area = 0.0009 m2
5.19.1.2 Cálculo de fuerza para producir pandeo.
Fcr = EIπ 2
L2
Fcr = 10240.829 N
La estructura es simple, y consta de una bancada de forma piramidal, para ayudar
a aliviar las cargas provenientes del motor de la aeronave. Esta bancada reside
sobre la viga principal y sobre el mástil de la aeronave, en donde son aliviadas
dichas cargas.
Las cargas producidas por el peso del tanque de veneno y su contenido recaen
sobre una lamina de cinco milímetro de espesor, que va conectad a la viga
principal y el mástil de la aeronave.
La silla tanque esta recostada sobre dos vigas inclinadas que también van
conectadas a la viga principal y al mástil. Esto para aliviar las cargas producidas
en la cabeza del rotor y ayudar de apoyo al mástil. Existe un tubo en U, sobre el
cual descansa la silla y este transmite las cargas de la misma a la viga principal
por medio de cuatro vigas verticales.
5.19.2 MATERIALES DE LOS COMPONENTES ESTRUCTURALES
A menos que sea mencionado, todos los componentes estructurales están hechos
de los siguientes materiales:
Aluminio 6061 T-6Propiedades mecánicas
- Esfuerzo último de tensión .. 310 MPa.
- Esfuerzo de fluencia ..276 MPa.
- Módulo de elasticidad 68.9 GPa.
- Módulo de elasticidad de trabajo . 13 GPa
- Relación de Poisson .. 0.33.
- Esfuerzo cortante 207 MPa.
- Esfuerzo de trabajo 56 MPa
Acero AISI 4130Propiedades mecánicas:
- Esfuerzo último de tensión .560 MPa
- Esfuerzo de fluencia 460 MPa.
- Módulo de elasticidad ..205 GPa.
- Módulo de elasticidad de trabajo 39 GPa
- Relación de Poisson . 0.29
- Esfuerzo de trabajo .. 87 MPa.
Aluminio 7075 - 7651
Propiedades mecánicas:
- Esfuerzo último de tensión 572 MPa
- Esfuerzo de fluencia ...503 MPa.
- Módulo de elasticidad . .71 GPa.
- Módulo de elasticidad de trabajo .13 GPa
- Relación de Poisson .. 0.33
- Esfuerzo cortante .317 MPa.
- Esfuerzo de trabajo .. 95 MPa
5.19.3 ANALISIS ESTATICO DE LA ESTRUCTURA
En primer lugar se realiza un análisis estático en el cual se aplican todas las
cargas de los componentes que va a soportar el Gyroharvest, cada uno de estos
multiplicado por el factor de carga.
Es establecido el aluminio 6061-T6 para realizar este análisis por razones de peso
y características del material. Adicionalmente en la estructura se establecen los
puntos de fijación, los cuales son establecidos como los lugares donde se
encuentra anclada esta misma. Estos puntos representan el tren de aterrizaje, en
donde no se permite el movimiento ya que en el análisis estático se asume que la
aeronave se encuentra en tierra. Adicionalmente se establece la fuerza de
gravedad, la cual es igual a 9.81 m/s2.
Las cargas mostradas en la siguiente figura están ubicadas según fueron
establecidas en el peso y balance de la aeronave.
Figura 120. Ubicación de las cargas del análisis estático
Fuente. Autores
5.19.3.1 Análisis de resultados.
En la figura 121 se muestran los resultados obtenidos por el software, en el cual
se destaca lo siguiente:
Se pueden observar los esfuerzos a los cuales va a estar sometida la estructura
del Gyrohavest. Cabe destacar que el esfuerzo máximo producido es menor a
0.500x108 Pa, y que es inferior al esfuerzo máximo de trabajo del material el cual
es igual a 1.84x108 Pa. Esto quiere decir que esta estructura propuesta es buena
para soportar cargas combinadas por stress.
Sin embargo en la gráfica se pueden observar esfuerzos elevados de valores de
4.502x108 Pa. Esto es debido a la construcción de la pieza. Hay zonas que se
usaron solamente para efectos de unión como es el caso de la simulación de
pernos, las cuales no se han diseñado ya que deberían presentar otras
propiedades distintas de material.
Figura 121. Esfuerzos de la prueba estática
Fuente. Autores
Figura 122. Deformación total de la estructura
Fuente. Autores
En la figura se muestra la deformación del material, la cual establece un valor
máximo de 0.111x10-1m, el cual es un valor aceptable de deformación de material.
En la figura se muestra que la deformación máxima se va a encontrar en los
puntos más lejanos a las zonas de apoyo, mientras que en estos últimos la
deformación es mínima
5.19.4 ANALISIS DINAMICO
Para el análisis dinámico, se simulan los pesos de los componentes de la
aeronave, adicionalmente se aplican los efectos de la carga de sustentación, el
cual se da sobre el centro del mástil. Esta carga es igual al peso. También son
aplicadas la carga de empuje, la cual es ejercida sobre los 4 puntos de sujeción
del motor en la estructura, así como la carga del drag la cual va sobre el centro de
gravedad de la aeronave.
También se simula un efecto de all up weight, en el cual el piloto ejerce un
movimiento sobre el stick de control totalmente hacia atrás. En este movimiento la
aeronave se levanta bruscamente, produciéndose una aceleración (fuerzas g) en
dirección opuesta. Estas fuerzas g son establecidas como 3.5 las cuales son
normales en un all up weight. Todo esto se muestra en la siguiente figura.
Figura 123. Fuerzas que actúan sobre la estructura en el análisis dinámico.
Fuente. Autores
5.19.4.1 Análisis de resultados.
En el caso del análisis dinámico se puede establecer que hay una concentración
de esfuerzos sobre la viga principal por acción del empuje provocado por el
propeller. Al observar el análisis se puede determinar que esto es debido a que en
este nodo llegan las cargas provenientes por la bancada del motor. Esto mismo
sucede en el mástil donde se conecta la lámina que sostiene el tanque de veneno
con el mismo, gracias a las cargas aerodinámicas que allí se transmite. Sin
embargo los esfuerzos presentados en estas partes son inferiores al esfuerzo de
trabajo del material, los cuales son de 3.26x108. Esto quiere decir que es mejor
hacer el mástil y la viga principal en aluminio 7075, ya que el esfuerzo de trabajo
para este material sería de 3.35x108 Pa
Figura 124. Esfuerzos originados en las cargas dinámicas
Fuente. Autores
Para la deformación se puede observar que la máxima se da sobre la viga
principal en la parte posterior de la misma. Sobre el mástil la deformación es
mínima en comparación con el análisis estático ya que hay una compensación
producida por el lift de la aeronave. Aunque la deformación es alta, los valores
siguen siendo tolerantes teniendo en cuenta que se está realizando un movimiento
muy brusco en la aeronave. Esta deformación máxima es de 0.331x10-1 m.
Además esta deformación se está produciendo en la cola donde no es un lugar
muy crítico en el caso de producirse una deformación alta. De todas maneras las
otras partes de la estructura están sufriendo deformaciones altas de mas de 2 cm,
lo cual sugiere que lo mas indicado es realizar pruebas mas detalladas para
diferentes operaciones en vuelo a diferentes fuerzas g, para comprobar si sería
necesario un nuevo rediseño en la estructura.
Figura 125. Deformación de la estructura en análisis dinámico
Fuente. Autores.
5.19.5 ANALISIS SOBRE LA CABEZA DEL ROTOR
Figura 126. Partes de la cabeza del rotor.
Hub bar
Lateral fork
Torque bar
Longitudinal fork
Teeter stand
Cheek plate
Teeter block
Copntrol bar
Main housing
Fuente. Autores
Figura 127. Aplicación de velocidad angular sobre la cabeza del rotor
Fuente. Autores
La cabeza del rotor ha sido rediseñada teniendo en cuenta existentes para otras
clases de autogiros. Esta tiene los siguientes componentes, mostrados en la
figura.
La Hub bar para el Gyroharvest posee un ángulo diedro de 2 grados para poder
aliviar las cargas centrífugas que son desarrolladas por las palas del rotor. Estas
cargas junto con las de sustentación son transmitidas al teeter block, el cual está
conectado a dos teeter stands. Estos están conectados con el rotor main housing,
al cual por medio de una corona se aplican las revoluciones necesarias por medio
del sistema prerrotador. Los sistemas mencionados arriba giran en conjunto,
desarrollando las mismas rpm s. Del rotor main housing las cargas son
transmitidas a través de un perno a la parte del control del rotor. Esta parte
consiste de una barra de torque, la cual recibe el movimiento del stick de control
de la aeronave por medio de los push rods, los cuales utilizan una interconexión
que es la barra de control. Para conectar la cabeza del rotor con el mástil se
utilizan unos forks los longitudinales y los laterales. Estos por medio de unos
check plates alivian las cargas producidos en la cabeza del rotor y la transmiten
hacia el mástil de la aeronave.
Se realiza un análisis dinámico sobre la cabeza del rotor. Este análisis consiste en
aplicar la velocidad angular máxima a la cual va a girar la cabeza. Esta velocidad
angular es igual a 38.55 radianes/seg. El cual esta aplicado sobre todo el centro
de la cabeza del rotor como se muestra en la figura 127. Adicionalmente existen 2
puntos fijos, los cuales corresponden a la cara interior de cada longitudinal Fork.
5.19.5.1 Análisis de resultados.
Figura 128. Esfuerzos sobre la cabeza del rotor
Fuente. Autores
Como se muestra en la figura 128 el esfuerzo máximo es producido en la unión
entre la main Housing y la barra de torque. Este esfuerzo es igual a 1.252x107 Pa
el cual es inferior al esfuerzo de trabajo máximo del acero 4130 3.35x108 Pa.
Figura 129. Deformación de la cabeza del rotor
Fuente. Autores
En el caso de la deformación, se presenta con valores máximos en las puntas de
la hub bar. Esto debido a su posición distante de los puntos de restricción. Esta
deformación es de 0.361x10-4 m, lo cual es un vaqlor bajo para este material, por
lo tanto la deformación producida es tolerable.
5.19.6 ANALISIS DE LOS PUSH RODS
Por medio de los push rods diseñados en acero 4130 es que se entrega el
movimiento desde el control de mando (stick) hacia la cabeza del rotor.
Figura 130. Push rods
Fuente. Autores
Se utilizan 2 juegos de éstos ya que como se indica en la figura se necesita
ejercer movimientos en doble sentido (mientras un juego de push rod ejerce una
fuerza hacia arriba sobre la barra de control, el otro par la ejerce hacia abajo.
Por cada juego se utilizan dos push rod. Esto ya que si se utilizara un solo push
rod, se necesitaría diseñarlo con una sección muy ancha para soportar cargas y
no se produzca pandeo.
El movimiento que se entrega de un push rod hacia el otro, se realiza mediante un
mecanismo que permite doble movimiento.
Figura 131. Sistema de movimiento push rods
Fuente. Autores
Se realiza un análisis por compresión que es la fuerza que se ejerce sobre cada
push rod. Se aplican dos fuerzas dependiendo de la clase de movimiento que se
realiza sobre este. Caso 1 o caso 2 como se explica en lo referente al cálculo
estructural de la barra de control29.
Aquí también se realiza un análisis con la carga más crítica (caso 1), donde
F = 3761,274 N
E = 39 GPa
= 87.6 MPa
Por lo tanto el área mínima necesaria para soportar esta carga es de
A = 7.15x10-5 m2
Para este caso se utilizan secciones tubulares, en donde,
D = 6x10-3 m
d = 3.6x10-3 m
29 Cálculos de cargas en el stick
Figura 132. Sección push rods
Fuente. Beam calculator
5.19.6.1 Fuerza para producir Pandeo.
Largo = 1,120 m
I = 8.809x10-10 m4
Fcr = 2701.559 N
Esto hace necesario que se recalcule la sección, obteniendo:
D = 2.28x10-2 m
d = 1.20x10-2 m
Area = 2.95x10-4 m2
Inercia = 1.225x10-8 m2
Fcr = 3764.673 N
5.20 ANALISIS DE COSTOS
Ya se ha indicado que la ingeniería es igual al análisis de costos: es decir, no es
posible hacer ingeniería sin considerar siempre las razones y efectos económicos
de todas las acciones y alternativas.
Cualquier persona que vende ideas, conocimientos o servicios encuentra una
diferente y positiva aceptación de sus puntos de vista cuando logra exponer con
cifras el balance de lo que cuesta comprar algo, comparado con lo que cuesta
hacer algo.
Esta información es un factor muy importante en el momento de decidir que tan
útil puede ser el diseño, construcción y producción del Gyroharvest.
Es importante tener alguna forma relativamente rápida y sencilla de obtener esta
información de factibilidad económica.
La viabilidad económica, se puede dar de acuerdo a los costos de inversión, el
desarrollo de la producción del Gyroharvest, los cuales puedan ser recuperados
mediante la producción de una cantidad determinada de aeronaves.
Este análisis se hizo con base en las condiciones sociales, económicas e
industriales de Colombia; la cotización de los costos se hace basada en la realidad
actual.
Para la fabricación y producción del Gyroharvest se tomaron en cuenta tres áreas
principales; costos de materiales, costos del personal con el incremento del 60%
de beneficios legales y parafiscales, y costos de la empresa.
5.20.1 Costos de Materiales
La cotización de los materiales se ha hecho, tomando como base los actuales
precios estándar del mercado.
Tabla 39. Costos de Materiales
Cantidad Precio Unitario endollares
Precio Unitario en PesosColombianos
Precio Total en PesosColombianos
airspeed indicator 1 119,00$ $ 273.700altimetro 1 164,95$ $ 379.385VSI 1 154,95$ $ 356.385tacometro 1 59,95$ $ 137.885EGT 1 59,95$ $ 137.885hobb meter 1 49,50$ $ 113.850rotor tach 1 143,85$ $ 330.855switch 1 40,00$ $ 92.000breaker 1 22,00$ $ 50.600Ruedas 2 25,98$ $ 119.508Rines 2 27,78$ $ 127.788neumaticos 2 7,60$ $ 34.960frenos 2 150,00$ $ 690.000Patin de cola 1 50,00$ $ 115.000silla 1 175,00$ $ 402.500fuel shutoff valve 1 9,95$ $ 22.885elbow fitting 1 1,00$ $ 2.300fuel cap 1 6,99$ $ 16.077sight tube 1 1,10$ $ 2.530quick drain 1 10,95$ $ 25.185tank grommet 1 1,00$ $ 2.300rotax 912S (motor) 1 13.749,00$ $ 31.622.700radiador 1 349,55$ $ 803.965botella de sobreflujo 1 34,72$ $ 79.856oil cooler hose 1 21,50$ $ 49.450radiador de aceite 1 197,30$ $ 453.790exhaust system 1 362,00$ $ 832.600filtro de aire 1 38,95$ $ 89.585regulador de voltaje 1 151,64$ $ 348.772
propeller helice con hub 1 1.595,00$ $ 3.668.500bateria 1 29,95$ $ 68.885prerotator 1 795,00$ $ 1.828.500joystick barra, barras de control y 1 $ 432,00 $ 993.600pedales pedal rudder 1 50,00$ $ 115.000palas del rotor palas 2 1.595,00$ $ 7.337.000
control de throttle 1 35,00$ $ 80.500control sist aspersion 1 40,00$ $ 92.000
Jig de la Estructural 5.000.000$Jig de Estabilizadores 500.000$Molde de cabina entregado con materiales 1.000.000$Quincalleria 2.000.000$Combustible Hora volada 1 25,00$ $ 57.500Aceite Hora volada 1 0,75$ $ 1.725Herramientas 10.000.000$Equipo de Soldadura 5.000.000$
Total Area 75.457.506$
Costos Materiales
Instrumentos
Ruedas
Costos de la Aeronave
Otros mandos de control
silla tanque
motor
Fuente. Autores
5.20.2 Costos de personal
La producción del Gyroharvest contará con todo el personal requerido para
conformar un equipo de trabajo especialmente entrenado. Esto permitirá
desarrollar un promedio de tres aeronaves al mes para un total de treinta y seis
aeronaves al año.
Tabla 40. Costos de personal
Costos del Personal con el incrementodel 60% de beneficios legales y
parafiscales1,6
Salario del Ingeniero 5 1.700.000$ 13.600.000$Salario del Técnico 25 800.000$ 32.000.000$Salario Secretaria 1 600.000$ 960.000$Salario Mensajero 1 400.000$ 640.000$Salario Almacenista 1 800.000$ 1.280.000$Salario Ingeniero Sistemas 1 1.700.000$ 2.720.000$Salario Aseadoras 2 400.000$ 1.280.000$
Total Area 52.480.000$
Fuente. Autores
5.20.3 Costos de la Empresa
Este análisis permitirá saber cuanto va a costar el mantenimiento de la empresa al
año, aclarando que la mayor inversión solo se hará el primer año y el restante se
invertirá en actualizaciones y en el mantenimiento de la empresa.
Tabla 41. Costos de la EmpresaCostos de la EmpresaCertificación 200.000,00$ 460.000.000$Arriendo de la Bodega IncluyendoServicios 2.000.000$ 2.000.000$Outsourcing 2.000.000$ 2.000.000$Materiales de Oficina 500.000$ 500.000$Materiales de seguridad Industrial 25 400.000$ 10.000.000$Pruebas 150.000,00$ 345.000.000$Actividad Comercial y de mercadeo 100.000.000$ 100.000.000$Tegnologia Informacion 300.000.000$ 300.000.000$
Total Area 1.219.500.000$
Fuente. Autores
De lo anterior se puede observar que la suma de las tres áreas de costos,
corresponden a la inversión inicial. Así mismo se encuentra que los costos de los
materiales, solo muestran la cotización para una aeronave. Por lo tanto, esto se
debe multiplicar por las treinta y seis aeronaves para que de un total de la
inversión de los materiales al año.
Los costos del personal se calculan multiplicando el costo dado por el número de
meses del año. Esto mismo se hace para determinar los costos de la empresa, sin
embargo estos son gastos decrecientes, debido a que se invierte en ellos una sola
vez y solamente requieren un mantenimiento anual.
Tabla 42. Costos Anuales de la Empresa
Costos Anuales de la Empresa
2.000.000$2.000.000$
500.000$
4.500.000$
Fuente. Autores
Tabla 43. Costos por Año
Costos por Año
Aeronaves por Año 36
costos de Aeronaves al Año $ 2.716.470.216
Costos personal al Año $ 629.760.000
Costos Empresa al Año $ 1.269.000.000
Total por Año $ 4.615.230.216
Fuente. Autores
Finalmente se ha determinado que al valor inicial se le hará un incremento del
20% como factor de seguridad con el fin de cubrir cualquier eventualidad futura.
Total por Año con el Factor de Seguridad $ 5.538.276.259
5.21 ANÁLISIS DE INGRESOS
Como se ha visto el objeto social de la empresa es vender anualmente 36
Gyroharvest, por tanto este se constituye en un solo ingreso. De esta manera, se
encuentra que en el primer año la inversión será de cien millones de pesos por
cada aeronave además de los gastos de montaje de la empresa, y es, a partir del
segundo año, cuando se comienza a recuperar dicha inversión.
Se pronostica un incremento en los ingresos del 15% anual durante siete años,
durante los cuales la empresa espera recuperar la inversión inicial.
Tabla 44. Análisis de Ingresos
Años 1 2 3 4 5 6 7Ventas de Aeronaves Anual 0 36 36 36 36 36 36Ingresos proyectados 0 4.140.000.000$ 4.761.000.000$ 5.475.150.000$ 6.296.422.500$ 7.240.885.875$ 8.327.018.756$
Costo por aeronave 100.000.000$ 115.000.000$ 132.250.000$ 152.087.500$ 174.900.625$ 201.135.719$ 231.306.077Incremento del precio anual 15%
Fuente. Autores
5.21 ANÁLISIS DE VIABILIDAD
Este análisis se llevo acabo utilizando los gastos acumulados en el transcurrir de
siete años y los ingresos acumulados durante el mismo tiempo, se desarrollo una
grafica utilizando estos dos valores los cuales nos determinaran en cuanto tiempo
podemos recuperar la inversión y el seguir ganado dinero con la producción del
Gyroharvest.
Tabla 45. Análisis de Viabilidad
Area de costos de la Empresa 1.269.000.000$ 4.500.000$ 4.500.000$ 4.500.000$ 4.500.000$ 4.500.000$ 4.500.000$
Total Gastos 4.615.250.216$ 3.685.375.238$ 4.053.462.761$ 4.458.359.037$ 4.903.744.941$ 5.393.669.435$ 5.932.586.379$Gastos Acumulados 4.615.250.216$ 8.300.625.454$ 12.354.088.215$ 16.812.447.252$ 21.716.192.194$ 27.109.861.629$ 33.042.448.008$
INGRESOS0 4.140.000.000$ 4.761.000.000$ 5.475.150.000$ 6.296.422.500$ 7.240.885.875$ 8.327.018.756$
Ingresos Acumulados 4.140.000.000$ 8.901.000.000$ 14.376.150.000$ 20.672.572.500$ 27.913.458.375$ 36.240.477.131$
Fuente. Autores
Figura 133. Análisis de Viabilidad
$ -
$ 5.000.000.000
$ 10.000.000.000
$ 15.000.000.000
$ 20.000.000.000
$ 25.000.000.000
$ 30.000.000.000
$ 35.000.000.000
$ 40.000.000.000
1 2 3 4 5 6 7
Gastos AcumuladosIngresos Acumulados
Fuente. Autores
La anterior grafica hace una proyección de los ingresos y gastos que genera el
proyecto. De dichas curvas, se desprende un punto de neutralización en donde los
ingresos y costos son equivalentes. Así mismo se observa que el periodo de
recuperación proyectado para la empresa será después de cinco años y
finalmente los ingresos tenderán a crecer prolongadamente mientras que los
gastos tenderán a ser constantes.
5.22 COSTOS OPERACIONALES DE AERONAVES AGRÍCOLAS
En las operaciones de aeronaves agrícolas se encuentran unas áreas únicas para
calcular dichos costos. Se hace una simplificación de aeronaves dividiéndolas en
tres tipos de clases (clase 1, clase 2, clase 3 y Helicópteros).
Clase 1: Motores a pistón pequeños
Clase 2: Motores a pistón grandes
Clase 3: motor de turbina
Helicópteros
Los costos directos de operación (DOC) se dividen entre costos fijos y variables.
Los costos fijos son los que son independientes de las horas de vuelo o de la
utilización de la aeronave por ejemplo: seguros, renta del hangar, licencias de
operación, etc. Los costos variables son aquellos relacionados con las horas de
vuelo de la aeronave por ejemplo: combustible y aceite, mantenimiento, y los
bonos de los pilotos, si se aplica.
La división entre los costos fijos y variables puede ser, en ocasiones, arbitraria.
Los costos pueden ser parte dependiente de una actividad, mientras que los
costos variables, parte independiente. Por ejemplo el deterioro de algunas partes
de la aeronave.
5.22.1 Costos Fijos Anuales
5.22.1.1 Depreciación.
Como la aeronave es usada, su valor nominal tiende a ser decreciente de tal
manera que el Gyroharvest tiende a depreciarse anualmente. Las aeronaves
utilizadas para operaciones en la agricultura tienen relativamente una vida corta,
más o menos de siete a diez años en promedio, para los helicópteros están en un
promedio menor de siete a ocho años. Además, la vida del servicio de la aeronave
puede ser drásticamente reducida por los químicos corrosivos que pueden
contaminar la estructura; de la misma manera, los accidentes de operación y los
ciclos de aterrizajes y despegues por hora ayudan a rebajar su vida útil.
La depreciación puede ser calculada por medio de la siguiente ecuación.
F F F
D
C C SP C SVDT
+ −=
Donde D es la depreciación, FC es el primer costo, SP es el costo de partes, SV
es el valor rescatable y DT es el periodo de depreciación.
Para SP = 0,2, SV =0,1
Para calcular la depreciación de las diferentes clases, se toman los siguientes
valores:
Clase 1 $ 6600
Clase 2 $ 14300
Clase 3 $ 27500
Helicóptero $ 34375
Tabla 46. Depreciación
Class1 Class2 Class 3 Helicopter
Cf 6.600,00$ 14.300,00$ 27.500,00$ 34.375,00$SP 0,2SV 0,1TD 10 10 10 8
D 726,00$ 1.573,00$ 3.025,00$ 4.726,56$
Depreciation
Fuente. Autores
5.22.1.2 Interés
La referencia es tomada de la práctica en U.S.A. lo cual lleva a la utilización de un
factor relativo para este ítem para cada clase de aeronaves 1, 2 o 3. Los intereses
pueden ser calculados por medio de la siguiente ecuación.
15%2
FC SV SV−+ ×
De ello se obtiene lo siguiente:
Tabla 47. Interés
Class1 Class2 Class 3 Helicopter
4.950,00$ 10.725,00$ 20.625,00$ 20.625,00$15%
2
I 2.475,07$ 5.362,57$ 10.312,57$ 10.312,57$
Interest
Fuente. Autores
5.22.1.3 Hangar
El lugar para estacionar la aeronave es otra área difícil de calcular debido a que
los costos varían ampliamente, alrededor del mundo. Sin embargo, el orden para
obtener un factor para este ítem, es practicado de acuerdo a U.S.A
3%2
FC SV SV−+ ×
Tabla 48. Hangares
Class1 Class2 Class 3 Helicopter
990,00$ 2.145,00$ 4.125,00$ 4.125,00$3%
H 495,05$ 1.072,55$ 2.062,55$ 2.062,55$
Hangarage
Fuente. Autores
5.22.1.4 Impuestos y Licencias
Los impuestos y las licencias están relacionados con las clases de las aeronaves.
Se asumirá el registro de honorarios y cualquier otro impuesto.
6%2
FC SV SV−+ ×
Tabla 49. Impuestos y Licencias
Class1 Class2 Class 3 Helicopter
1.980,00$ 4.295,00$ 8.250,00$ 8.250,00$6%
T & L 990,06$ 2.147,56$ 4.125,06$ 4.125,06$
Taxes and Licences
Fuente. Autores
5.22.1.5 Seguros
Los requerimientos legales en el caso de seguros constituyen un alto factor
variable a lo ancho del mundo, particularmente en el caso de la responsabilidad en
lo que concierne a la aspersión de químicos.
5%2
FC SVseguro general SV−= + ×
1, ( ) 2 %2 2
FC SVresponsabilidad deterceros fuego y robo enlaTierra SV−= + ×
Responsabilidad de terceros (daños a propiedad o personas), responsabilidad
química, responsabilidad con los empleados = $2250 para cada clase.
Tabla 50. Seguro
Hull insurance other
Class 1 1.650,00$ 825,00$ 2.250,00$Class 2 3.575,00$ 1.787,00$ 2.250,00$Class 3 6.875,00$ 3.437,00$ 2.250,00$Helicopter 6.875,00$ 3.437,00$ 2.250,00$
third party, fireand theft
Hull insurance5%
825,06$1.787,56$3.437,56$3.437,56$
Other
1.125,05$1.125,05$1.125,05$1.125,05$
893,55$1.718,55$1.718,55$
third party, fire and theft2,50%
412,55$
Fuente. Autores
5.22.1.6 Costos por Hora
Los costos del combustible y del aceite varían considerablemente a través del
mundo. El AVGAS es más costoso y en algunas ciudades no se consigue. Avtur
es generalmente mas barato. Como el costo del aceite por hora es 2% menos que
el total del combustible. Los costos de combustible y aceite por hora se calcularan
para cada clase con la siguiente ecuación.
2hP SFC CCost
hour ρ× ×
=
Tabla 51. Costos de CombustibleAir craft class Densidad (kmg/lts) Ch
cn/lt0,725 0,6
1 230 42 0,18 18,00$2 450 65 0,14 27,00$3 485 115 0,23 28,00$
350 140 0,4 35,00$Helicopter(turbine)
Engine Power(kW)
Fuel Flow(kg/h)
SFC(kg/kW/h)
Fuel and oil cost($/h)
46,16$57,93$
Variable costs per hour
17,13$26,07$
Fuente. Autores
5.22.1.7 Mantenimiento y Reparación
Aunque los costos de reparaciones son muy caros para un motor de turbina, el
tiempo entre reparaciones (TBO) es mucho más grande reduciendo los costos por
hora, la proporción es similar a los motores a pistón. El mantenimiento y
reparación de un helicóptero es mucho más costoso por su complejidad.
Una simple línea de regresión donde se colocará cada clase de aeronaves y una
ecuación determinara la línea de cada una de las clases.
Tabla 52. Costo de Mantenimiento y Reparación
constante constante $/h
Class 1 Piston engine 0,064 10,3 25,02$Class 2 Piston engine 0,064 10,3 39,10$Class 3 Turbine engine 0,098 9,3 38,23$Helicopter 0,268 24 69,80$Turbine engine, helicopter
mantenance and overhaul
Fuente. Autores
5.22.1.8 Costos Fijos para Cada Clase de Aeronaves
Tabla 53. Costos Fijos
Depreciation interest hangarage taxes and licence Total ($)Hull Third party Other
Class1 6.600,00$ 4.950,00$ 990,00$ 1.980,00$ 1.650,00$ 825,00$ 2.250,00$ 19.245,00$Class2 14.300,00$ 10.725,00$ 2.145,00$ 4.295,00$ 3.575,00$ 1.787,00$ 2.250,00$ 39.077,00$Class3 27.500,00$ 20.625,00$ 4.125,00$ 8.250,00$ 6.875,00$ 3.437,00$ 2.250,00$ 73.062,00$Helicopter 34.375,00$ 20.625,00$ 4.125,00$ 8.250,00$ 6.875,00$ 3.437,00$ 2.250,00$ 79.937,00$
Insurance
Fixed costs for each class of aircraft
Fuente: autores
5.22.1.9 Costos Variables por Hora para Cada Clase de aeronave
Tabla 54. Costos Variables
Fuel and oil total ($)
Class1 25,75$ 50,77$Class2 27,00$ 66,10$Class3 28,00$ 66,23$Helicopter 35,00$ 104,80$69,80$
Variable costs per hour for each clas of aircraft
Mantenance and overhaul
25,02$39,10$38,23$
Fuente: autores
5.22.1.10 Costos Totales por Hora para Cada Clase de Aeronaves
Con los costos anuales de varios ítems de costos fijos y variables es posible
calcular el costo por hora como una función de la utilización. Los costos por hora
para operar estas clases de aeronaves serán encontradas por la siguiente formula.
cos ( var cos /cos fixed t number of hours iable t ht per hournumber of hours
+ ×=
Tabla 55. Costos Totales
Hours Class1 Class2 Class3 Helicopter
100 243,22$ 456,87$ 796,85$ 904,17$200 147,00$ 261,49$ 431,54$ 504,49$300 114,92$ 196,36$ 309,77$ 371,26$400 98,88$ 163,79$ 248,89$ 304,64$500 89,26$ 144,25$ 212,35$ 264,67$600 82,85$ 131,23$ 188,00$ 238,03$700 78,26$ 121,92$ 170,60$ 219,00$800 74,83$ 114,95$ 157,56$ 204,72$900 72,15$ 109,52$ 147,41$ 193,62$
1000 70,02$ 105,18$ 139,29$ 184,74$
Total costs per hour for each class of aircraft
Fuente: autores
Figura 134. Costos por Hora de Utilización
Aircraft hourly cost versus utilisation
0
200
400
600
800
1000
200 400 600 800 1000Utilisation (hours)
Cos
t/hou
r Class1Class2Class3Helicopter
Fuente: autores
5.22.1.11 Conclusiones del análisis de costos
Clase 1: para pequeños motores a pistón este punto sucede aproximadamente a
las 264,67 h
Clase 2: para grandes motores a pistón, este punto sucede aproximadamente a
las 304,64 h
Clase 3: para motores de turbina, este punto sucede aproximadamente a las
371,26 h
Helicóptero: este punto sucede aproximadamente a las 504,49 h
Para la tabulación de costos por hora, se asume que cada aeronave tendrá una
utilización de 500 horas por año. Por lo tanto cada clase podrá costar:
Hours Class1 Class2 Class3 Helicopter
500 $ 89,26 $ 144,25 $ 212,35 $ 264,67
6. CONCLUSIONES
Se logró culminar el diseño preliminar del autogiro, enfocado como un medio
innovador, útil y diferente a los sistemas tradicionales de fumigación. Este sistema
es eficiente para agricultores con áreas de cultivos relativamente pequeñas
además disminuye los efectos negativos causados por la aspersión aérea.
Con respecto a los costos que genera la construcción de este proyecto, se afirma
que es un sistema eficientemente económico debido que es un sustituto frente a
otras opciones que ofrece el mercado.
El Gyroharvest está diseñado de tal forma que pueda soportar efectos negativos
que influyan en la maniobrabilidad, los cuales son producidos por el medio
ambiente, tal es el caso de las ráfagas de viento, las cuales pueden poner en
peligro la aeronave ya que esta operaría a alturas muy bajas.
La estructura de la aeronave está diseñada de tal manera que es lo
suficientemente rígida para soportar cargas estructurales elevadas producidas por
los fuertes movimientos propios de las operaciones de fumigación.
El diseño de la aeronave, cumpliendo con los conceptos básicos del autogiro,
tiene la posibilidad de sobrellevar fácilmente posibles problemas presentados
como es el caso del flame out del motor, ya que se coumple con el concepto de
auto rotación, disminuyendo el grado de accidentalidad.
Las cortas distancias de despegue y aterrizaje reducen costos de hangar ya que
no se necesita infraestructura demasiado compleja, como pistas y zonas de taxeo
muy grandes, además se reduce la necesidad de construir bases de operaciones
aéreas, dando la posibilidad de despegar y aterrizarla aeronave en zonas no
preparadas para actividades aéreas convencionales
Un gran problema que existe para la utilización de un autogiro para las actividades
agrícolas es la normatividad, ya que esta clase de aeronaves son experimentales
y su uso característico son las actividades deportivas, y esto lo restringe en el
caso de actividades comerciales o de carácter lucrativo.
7. RECOMENDACIONES
Un problema que existiría en el caso de construirse el autogiro es lo referente al
pilotaje. Un autogiro necesita capacidades de pilotaje relativamente altas, las
cuales son muy diferentes a las utilizadas para la operación de cualquier clase de
aeronaves; y el problema es que en el país no existe gente preparada para esto.
Esto quiere decir que se necesitaría un entrenamiento especial para los pilotos
que operarían esta clase de aeronaves, además de tener conocimientos en la
aspersión aérea.
Por ser un concepto nuevo en el país, sobretodo por la clase de operación en la
cual se emplearía esta aeronave, es mejor llegado el caso de haber un proceso de
construcción, empezar por un autogiro con características inferiores de operación,
velocidades, no utilización de cabina, no utilización de sistema de aspersión, etc.
No existen regulaciones estrictas que se deban cumplir para el diseño de un
autogiro, sobre todo en Colombia. Por eso se pueden usar o diseñar componentes
que no hayan sido certificados por entidades regulatorias. Sin embargo en el caso
de llegar a un nivel de construcción, se aconseja utilizar en la mayor posibilidad
componentes certificados, o si se diseñan piezas, tratar de buscar la certificación
de las mismas, esto sobre todo en lo referente a componentes críticos como
piezas mecánicas.
Es necesario comenzar a establecer regulaciones que cobijen esta clase de
aeronaves, para poder ser usadas de forma lucrativas, ya que se ha comprobado
que son eficientes para diferentes actividades.
BIBLIOGRAFIA
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system. Washington. 1934. 30 p.
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THE BOOK OF THE AUTOGYRO. http://www.w-p.dds.nl/bookaut/index.htm
WARP DRIVE PROPELLERS. http://www.warpdriveprops.com/
SPORT ROTORS. http://fplwn.dll/http_404.htm
RAF 2000. http://www.rotaryairforce.com/
Anexo A
Anexo B
Anexo C
1.1.1.1 MatWeb, The Online Materials Database
1.1.1.2 AISI 4130 Steel, annealed at 865°C (1590°F) (1585°F),furnaced cooled 11°C (20°F)/hour to 680°C (1255°F), air
cooled, 25 mm (1 in.) round
Subcategory: AISI 4000 Series Steel; Low Alloy Steel; Medium Carbon Steel; Metal
Key Words: alloy steels, UNS G41300, AMS 6350, AMS 6356, AMS 6360, AMS 6361, AMS 6372, AMS 6370, AMS 6371, AMS6373, ASTM A322, ASTM A331, ASTM A505, ASTM A513, ASTM A519, ASTM A646, JIS SCM 2, JIS SCCrM 1, SS14 2225(Sweden), B.S. CDS 110 (UK), medium carbon steels, chromium-molybdenum, chrome-moly, MIL SPEC MIL-S-16974, SAE J404,SAE J412, SAE J770, DIN 1.7218, AFNOR 25 CD 4 (France), MIL-S-6758 (flat and round bar), MIS-S-18729 ANN and NORM(sheet and plate), QQS-624 (round bar)
Component Wt. %
C 0.28 - 0.33Cr 0.8 - 1.1Fe 97.3 - 98.22Mn 0.4 - 0.6Mo 0.15 - 0.25P Max 0.035S Max 0.04Si 0.15 - 0.35
Physical Properties Metric English Comments
Density 7.85 g/cc 0.284 lb/in³
Mechanical Properties
Hardness, Brinell 217 217Hardness, Knoop 240 240 Converted from Brinell hardness.Hardness, Rockwell B 95 95 Converted from Brinell hardness.Hardness, Rockwell C 17 17 Converted from Brinell hardness. Value below
normal HRC range, for comparison purposesonly.
Hardness, Vickers 228 228 Converted from Brinell hardness.
Tensile Strength, Ultimate 560 MPa 81200 psiTensile Strength, Yield 460 MPa 66700 psiElongation at Break 21.5 % 21.5 % in 50 mmReduction of Area 59.6 % 59.6 %Modulus of Elasticity 205 GPa 29700 ksi Typical for steelBulk Modulus 140 GPa 20300 ksi Typical for steelPoisson's Ratio 0.29 0.29 CalculatedMachinability 70 % 70 % annealed and cold drawn. Based on 100%
machinability for AISI 1212 steel.Shear Modulus 80 GPa 11600 ksi Typical for steel
References are available for this material.
1.1.1.3 AISI 4130 Steel, annealed at 865°C (1590°F) (1585°F),furnaced cooled 11°C (20°F)/hour to 680°C (1255°F), aircooled, 25 mm (1 in.) round
Most of the data in MatWeb has been supplied directly by companies in the supply chain - most often the manufacturers, or, lesscommonly, distributors or fabricators. Other data has been taken from similar materials and known relationships by the MatWebstaff. For more information about this specific material, see the following source(s):
ASM Specialty Handbook - Carbon and Alloy Steels, edited by J.R. Davis, Davis & Associates, ASM International, Metals Park,OH, (1996).
Engineering Properties of Steels, Philip D. Harvey, editor, American Society for Metals, Metals Park, OH, (1982).
Metals Handbook, Vol.1 - Properties and Selection: Irons, Steels, and High-Performance Alloys, ASM International 10th Ed. 1990.
Metals Handbook, Howard E. Boyer and Timothy L. Gall, Eds., American Society for Metals, Materials Park, OH, 1985.
Physics for Scientists and Engineers with Modern Physics, 2nd ed., Douglas C. Giancoli, Prentice Hall Publishers, EnglewoodCliffs, NJ (1989)
SAE Ferrous Materials Standards Manual, 1999 ed., HS-30, Society of Automotive Engineers, Inc., Warrendale, PA, (1999).
ASTM Standards in ACI 301, 318, and 349, Publication SP-71, American Society for Testing and Materials, Philadelphia, PA,(1980)
1.1.1.4 MatWeb, The Online Materials Database
1.1.1.5 Aluminum 6061-T6; 6061-T651
Subcategory: 6000 Series Aluminum Alloy; Aluminum Alloy; Metal; Nonferrous Metal
Close Analogs:
Composition Notes:Aluminum content reported is calculated as remainder.Composition information provided by the Aluminum Association and is not for design.
Key Words: al6061, UNS A96061; ISO AlMg1SiCu; Aluminium 6061-T6, AD-33 (Russia); AA6061-T6; 6061T6, UNS A96061; ISOAlMg1SiCu; Aluminium 6061-T651, AD-33 (Russia); AA6061-T651
Component Wt. %
Al 95.8 - 98.6Cr 0.04 - 0.35Cu 0.15 - 0.4Fe Max 0.7
Component Wt. %
Mg 0.8 1.2Mn Max 0.15Other, each Max 0.05Other, total Max 0.15
Component Wt. %
Si 0.4 - 0.8Ti Max 0.15Zn Max 0.25
Material Notes:Information provided by Alcoa, Starmet and the references. General 6061 characteristics and uses: Excellent joiningcharacteristics, good acceptance of applied coatings. Combines relatively high strength, good workability, and high resistance tocorrosion; widely available. The T8 and T9 tempers offer better chipping characteristics over the T6 temper.
Applications: Aircraft fittings, camera lens mounts, couplings, marines fittings and hardware, electrical fittings and connectors,decorative or misc. hardware, hinge pins, magneto parts, brake pistons, hydraulic pistons, appliance fittings, valves and valve parts;bike frames.
Data points with the AA note have been provided by the Aluminum Association, Inc. and are NOT FOR DESIGN.
Physical Properties Metric English Comments
Density 2.7 g/cc 0.0975 lb/in³ AA; Typical
Mechanical Properties
Hardness, Brinell 95 95 AA; Typical; 500 g load; 10mm ball
Hardness, Knoop 120 120 Converted from BrinellHardness Value
Hardness, Rockwell A 40 40 Converted from Brinell
Hardness ValueHardness, Rockwell B 60 60 Converted from Brinell
Hardness ValueHardness, Vickers 107 107 Converted from Brinell
Hardness ValueUltimate Tensile Strength 310 MPa 45000 psi AA; TypicalTensile Yield Strength 276 MPa 40000 psi AA; TypicalElongation at Break 12 % 12 % AA; Typical; 1/16 in. (1.6
mm) ThicknessElongation at Break 17 % 17 % AA; Typical; 1/2 in. (12.7
mm) DiameterModulus of Elasticity 68.9 GPa 10000 ksi AA; Typical; Average of
tension and compression.Compression modulus is
about 2% greater thantensile modulus.
Notched Tensile Strength 324 MPa 47000 psi 2.5 cm width x 0.16 cmthick side-notchedspecimen, Kt = 17.
Ultimate Bearing Strength 607 MPa 88000 psi Edge distance/pin diameter= 2.0
Bearing Yield Strength 386 MPa 56000 psi Edge distance/pin diameter= 2.0
Poisson's Ratio 0.33 0.33 Estimated from trends insimilar Al alloys.
Fatigue Strength 96.5 MPa 14000 psi AA; 500,000,000 cyclescompletely reversed stress;
RR Mooremachine/specimen
Fracture Toughness 29 MPa-m½ 26.4 ksi-in½ KIC; TL orientation.Machinability 50 % 50 % 0-100 Scale of Aluminum
AlloysShear Modulus 26 GPa 3770 ksi Estimated from similar Al
alloys.Shear Strength 207 MPa 30000 psi AA; Typical
Electrical Properties
Electrical Resistivity 3.99e-006 ohm-cm 3.99e-006 ohm-cm AA; Typical at 68°F
Thermal Properties
CTE, linear 68°F 23.6 µm/m-°C 13.1 µin/in-°F AA; Typical; Average over68-212°F range.
CTE, linear 250°C 25.2 µm/m-°C 14 µin/in-°F Estimated from trends insimilar Al alloys. 20-300°C.
Specific Heat Capacity 0.896 J/g-°C 0.214 BTU/lb-°FThermal Conductivity 167 W/m-K 1160 BTU-in/hr-ft²-°F AA; Typical at 77°FMelting Point 582 - 652 °C 1080 - 1205 °F AA; Typical range based on
typical composition forwrought products 1/4 inch
thickness or greater;Eutectic melting can be
completely eliminated byhomogenization.
Solidus 582 °C 1080 °F AA; TypicalLiquidus 652 °C 1205 °F AA; Typical
Processing Properties
Solution Temperature 529 °C 985 °FAging Temperature 160 °C 320 °F Rolled or drawn products;
hold at temperature for 18hr
Aging Temperature 177 °C 350 °F Extrusions or forgings; holdat temperature for 8 hr
References are available for this material.
Information provided by The Aluminum Association, Inc. from Aluminum Standards and Data 2000 and/or International AlloyDesignations and Chemical Composition Limits for Wrought Aluminum and Wrought Aluminum Alloys (Revised 2001).
Metals Handbook, Vol.2 - Properties and Selection: Nonferrous Alloys and Special-Purpose Materials, ASM International 10th Ed.1990.
Structural Alloys Handbook, 1996 edition, John M. (Tim) Holt, Technical Ed; C. Y. Ho, Ed., CINDAS/Purdue University, WestLafayette, IN, 1996.
Metals Handbook, Howard E. Boyer and Timothy L. Gall, Eds., American Society for Metals, Materials Park, OH, 1985.
1.1.1.6 Aluminum 7075-T6; 7075-T651
Subcategory: 7000 Series Aluminum Alloy; Aluminum Alloy; Metal; Nonferrous Metal
Close Analogs:
Composition Notes:A Zr + Ti limit of 0.25 percent maximum may be used with this alloy designation for extruded and forged products only, but only whenthe supplier or producer and the purchaser have mutually so agreed. Agreement may be indicated, for example, by reference to astandard, by letter, by order note, or other means which allow the Zr + Ti limit.Aluminum content reported is calculated as remainder.Composition information provided by the Aluminum Association and is not for design.
Key Words: Aluminium 7075-T6; Aluminium 7075-T651, UNS A97075; ISO AlZn5.5MgCu; Aluminium 7075-T6; Aluminium 7075-T651; AA7075-T6
Component Wt. %
Al 87.1 - 91.4
Cr 0.18 - 0.28
Cu 1.2 - 2
Fe Max 0.5
Component Wt. %
Mg 2.1 - 2.9
Mn Max 0.3
Other, each Max 0.05
Other, total Max 0.15
Component Wt. %
Si Max 0.4
Ti Max 0.2
Zn 5.1 - 6.1
Material Notes:General 7075 characteristics and uses (from Alcoa): Very high strength material used for highly stressed structural parts. The T7351temper offers improved stress-corrosion cracking resistance.
Applications: Aircraft fittings, gears and shafts, fuse parts, meter shafts and gears, missile parts, regulating valve parts, worm gears,keys, aircraft, aerospace and defense applications; bike frames, all terrain vehicle (ATV) sprockets.
Data points with the AA note have been provided by the Aluminum Association, Inc. and are NOT FOR DESIGN.
Physical Properties Metric English Comments
Density 2.81 g/cc 0.102 lb/in³ AA; Typical
Mechanical Properties
Hardness, Brinell 150 150 AA; Typical; 500 g load; 10 mmball
Hardness, Knoop 191 191 Converted from BrinellHardness Value
Hardness, Rockwell A 53.5 53.5 Converted from Brinell
Hardness ValueHardness, Rockwell B 87 87 Converted from Brinell
Hardness ValueHardness, Vickers 175 175 Converted from Brinell
Hardness ValueUltimate Tensile Strength 572 MPa 83000 psi AA; TypicalTensile Yield Strength 503 MPa 73000 psi AA; TypicalElongation at Break 11 % 11 % AA; Typical; 1/16 in. (1.6 mm)
ThicknessElongation at Break 11 % 11 % AA; Typical; 1/2 in. (12.7 mm)
DiameterModulus of Elasticity 71.7 GPa 10400 ksi AA; Typical; Average of tension
and compression. Compressionmodulus is about 2% greater
than tensile modulus.Poisson's Ratio 0.33 0.33
Fatigue Strength 159 MPa 23000 psi AA; 500,000,000 cyclescompletely reversed stress; RR
Moore machine/specimenFracture Toughness 20 MPa-m½ 18.2 ksi-in½ K(IC) in S-L DirectionFracture Toughness 25 MPa-m½ 22.8 ksi-in½ K(IC) in T-L DirectionFracture Toughness 29 MPa-m½ 26.4 ksi-in½ K(IC) in L-T DirectionMachinability 70 % 70 % 0-100 Scale of Aluminum
AlloysShear Modulus 26.9 GPa 3900 ksi
Shear Strength 331 MPa 48000 psi AA; Typical
Electrical Properties
Electrical Resistivity 5.15e-006 ohm-cm 5.15e-006 ohm-cm AA; Typical at 68°F
Thermal Properties
CTE, linear 68°F 23.6 µm/m-°C 13.1 µin/in-°F AA; Typical; Average over 68-212°F range.
CTE, linear 250°C 25.2 µm/m-°C 14 µin/in-°F Average over the range 20-300ºC
Specific Heat Capacity 0.96 J/g-°C 0.229 BTU/lb-°F
Thermal Conductivity 130 W/m-K 900 BTU-in/hr-ft²-°F AA; Typical at 77°FMelting Point 477 - 635 °C 890 - 1175 °F AA; Typical range based on
typical composition for wroughtproducts 1/4 inch thickness orgreater. Homogenization may
raise eutectic meltingtemperature 20-40°F but usually
does not eliminate eutecticmelting.
Solidus 477 °C 890 °F AA; TypicalLiquidus 635 °C 1175 °F AA; Typical
Processing Properties
Annealing Temperature 413 °C 775 °F
Solution Temperature 466 - 482 °C 870 - 900 °F
Aging Temperature 121 °C 250 °F
References for this datasheet.
Information provided by The Aluminum Association, Inc. from Aluminum Standards and Data2000 and/or International Alloy Designations and Chemical Composition Limits for WroughtAluminum and Wrought Aluminum Alloys (Revised 2001).
Metals Handbook, Vol.2 - Properties and Selection: Nonferrous Alloys and Special-PurposeMaterials, ASM International 10th Ed. 1990.
Anexo D