Biblioteca Digital USB - Universidad de San Buenaventura

FECHA: 21 de Junio 2011.

NUMERO RAE

PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA

AUTORES CAÑAS MESA Wilman Leonardo

HIGUERA BLANCO Cristian David

TITULO DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)

PALABRAS CLAVE

Carga alar

Dinámica de Fluidos Computacional CFD

Estabilidad Estática

LIGHT SPORT AIRCRAFT

LSA

Diseño conceptual

Pesos

Maniobras criticas de rendimiento

DESCRIPCIÓN El presente trabajo de grado muestra el desarrollo del diseño conceptual de una aeronave deportiva liviana (Light Sport Aircraft LSA), la cual cumple con todos los estándares de certificación exigidos por la FAA (Federal Aviation Administration) y las normas ASTM (American Society for Testing and Materials). Dicha aeronave tiene una configuración plano bajo, biplaza (side by side) y con una planta motriz reciproca configuración tractor.

El diseño de la aeronave fue planeado para que su ficha técnica sea competitiva en el mercado, frente aeronaves las cuales se encuentren dentro de su rango de operación y clasificación.

FUENTES BIBLIOGRÁFICAS

COMPUTATIONAL FLUID DYNAMICS. (s.f.). Obtenido de http://en.wikipedia.org/wiki/computational_fluid_dynamics & www.cfd-online.com John, A. Aerodynamics: clasification and practical objectives.

En J. Anderson, Fundamentals of aerodynamics (pág. 10). Lloyd, D. R. Part 1.3 Stability, control and equilibrium. En Dynamics of flight, satability and control (Vol. Third Edition, pág. 6). V., C. M. Part 1.3.3 Stability and control, Part 1.3.4 Stability and control augmentation, Part 2.6.1 Aerodynamics controls & conditions for stability. En Flight dynamics principles (págs. 6,27, 33). Viieru, L. S. Fixed, rigid-wing Aerodanynamics. En L. S. Viieru, Aerodynamics of low Reynolds Flyers (págs. Chapter 2, 28). RAYMER, Daniel P. Aircraft Design- A conceptual approach. Washington, D.C. Second Edition. AIAA education Series, 2002. RAYMER. Daniel P. Aircraft design Conceptual approach. 4 edition. AIAA American Institute of Aeronautics & Astronautics 2006. RAYMER. Daniel, Aircarft Design: A Conceptual Approach, United States, Reston, Virginia: Tercera edición. AIAA Education Series,1999. ROSKAM, Jan. Airplane design. DAR Corporation, Kansas, 1997 volumes. ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data. New York, United States: Second edition. Dover Publications Inc. 1959. ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera edición. Editorial Mc Graw Hill. 1999. MIL 17 The Composite Materials Handbook (Complete 5-Volume Set & CD). ASTM, F 2245-09 Standard Specification for Design and Performance of a Light Sport Airplane. Hollman, Martin. Modern Aircraft Design. Monterey California: Volume 1. M. Hollman, 1991. Heintz, Chris, Aircraft Design Made Easy, EAA Experimenter Magazine, November 2002, Chris Heintz. W.S. Evans. Evans Lightplane Designer`s Handbook. Second Edition 1988. http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/ http://www.aopa.org/sportpilot/ http://infoavion.com.ar http://www.astm.org/Standards/F2245.htm

CONTENIDOS 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

1.3 JUSTIFICACIÓN

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN

1.4.1 Objetivo General

1.4.2 Objetivos Específicos

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES

1.5.1 Alcances

1.5.2 Limitaciones

2. MARCO DE REFERENCIA

2.1. MARCO LEGAL O NORMATIVO

3. METODOLOGÍA

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

3.2. LÍNEAS DE INVESTIGACIÓN

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN

3.4. POBLACIÓN Y MUESTRA

3.5. HIPÓTESIS

3.6. VARIABLES

3.6.1. Variables Independientes

3.6.2. Variables Dependientes

4. DESARROLLO DE INGENIERÍA

4.1. desarrollo del diseño conceptual

4.2. Línea base aeronaves categorías LSA plano bajo en

material compuesto

4.3. Requerimientos

4.4. Primera estimación de pesos

4.5. Parámetros críticos de rendimiento

4.6. Estudio aerodinámico

4.7. Configuración de la aeronave

4.8. Segundo cálculo de pesos

4.9. Estimación del rendimiento de la aeronave posterior al segundo cálculo de pesos

4.10. Estudio de sensibilidad

4.11. Análisis de costos de la aeronave LSA

5. METODOLOGÍA

6. RESULTADOS

7. ANÁLISIS DE RESULTADOS

8. CONCLUSIONES

9. TRABAJO FUTURO Y RECOMENDACIONES

10. BIBLIOGRAFÍA.

METODOLOGÍA 1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN El enfoque de la investigación es la realización del

diseño conceptual de una aeronave deportiva liviana

plano bajo (Light Sport Aircraft LSA), la cual cumpla

con todos los estándares de certificación exigidos por

la FAA (Federal Aviation Administration) y las normas

ASTM (American Society for Testing and Materials)

2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN USB/ SUB-LÍNEA DE

FACULTAD/ CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA

Tecnologías actuales y sociedades

Control de procesos e instrumentación

Diseño y construcción de aeronaves

3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN

En cuanto a la recolección de información que se

llevara a cabo durante esta investigación, se incluye el

uso de libros y en especial herramientas de internet

como foros y papers.

4. HIPÓTESIS

Se realizara el diseño conceptual de una aeronave

categoría LSA, la cual tendrá una configuración

plano bajo, biplaza (side by side) y con una planta

motriz reciproca configuración tractor.

Este Diseño fue planeado para que ficha técnica de la

aeronave sea competitiva en el mercado.

5. VARIABLES

5.1. Variables Independientes:

Planta motriz

Pesos

5.2. Variables Dependientes:

Parámetros de rendimiento

Dimensiones

Configuración

Ficha de rendimiento

CONCLUSIONES Se realizó el estudio estadístico partiendo de la

recolección de datos de aeronaves plano bajo,

diseñadas en material compuesto y certificadas como

LSA. Dicho estudio se realizó empleando la

herramienta de estadística de regresión con el fin de

encontrar la relación que poseen los datos

recolectados, en las regresiones realizadas se

obtuvieron las ecuaciones que describen esta

relación, y se vio que pueden ser utilizadas para

realizar un primer cálculo de las variables

dependientes antes de iniciar con el proceso del

diseño conceptual, teniendo en cuenta que dichos

datos solo representan un aporte de referencia, mas

no son un dato fijo o indispensable para los cálculos

respectivos.

A partir de los cálculos realizados, se presentó la ficha

de técnica de la aeronave la cual evidencia que los

datos obtenidos al finalizar la etapa de diseño

conceptual cumple con los estándares exigidos por la

FAA para ser certificado en la categoría, los

resultados obtenidos fueron, un peso máximo al

despegue de 1318 lbs, una velocidad máxima de

perdía 45 knots y de una máxima de crucero de 120

knots, con un motor reciproco ROTAX 912 ULS y una

hélice de paso ajustable en tierra de dos palas

Sensenich, además de una cabina no presurizada con

capacidad para dos ocupantes ubicados lado a lado, a

su vez cuenta con un tren de aterrizaje fijo

configuración tren de nariz y con la capacidad de

recorrer 600 N.M con un techo de operación máximo

de 12000 ft.

Se propuso una metodología para el diseño

conceptual de una aeronave LSA plano bajo,

esquematizada en un diagrama de flujo lógico y

basada en las ecuaciones de diseño presentes en

este trabajo de grado. La metodología se presenta por

medio de una cartilla, en la cual se abarcan cada uno

de los pasos presentes en el diagrama de flujo y

proporciona una serie de cuadros para la recolección

de cada paso del diseño, la cartilla está dividida en

siete pilares los cuales garantizan que se desarrolla a

cabalidad cada punto del diseño y se dé el correcto

manejo e interpretación de los datos obtenidos.

Se realizó el análisis de sensibilidad, analizando

algunas de las variables más relevantes en el diseño,

y obteniendo el porcentaje de sensibilidad de cada

parámetro dentro de cada ecuación de rendimiento,

con el fin de conocer en qué porcentaje afecta cada

valor en la ecuación, y a su vez conocer con que

parámetros puedo trabajar en un futuro para realizar

una optimización de resultados partiendo del estudio

realizado. Los resultados más relevantes obtenidos

son para la distancia de aterrizaje y despegue el dato

más sensible es el coeficiente de sustentación

máximo con un porcentaje de sensibilidad del 14%,

para el caso de la tasa de ascenso, la velocidad

máxima en crucero y el giro sostenido se obtuvo que

los datos más sensibles en cada una de las maniobras

son la potencia disponible (tasa de ascenso), carga

alar (velocidad máxima en crucero) y el factor de

carga (giro sostenido) con unos porcentajes de

sensibilidad de 44%, 3% y 24% respectivamente para

cada maniobra.

DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)

Trabajo de proyecto de Grado para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico

CRISTIAN DAVID HIGUERA BLANCO

WILMAN LEONARDO CAÑAS MESA

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

ANTEPROYECTO DE GRADO

BOGOTÁ, D.C.

2011

DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)

Trabajo de proyecto de Grado para Optar por el Título de Ingeniero Aeronáutico

CRISTIAN DAVID HIGUERA BLANCO

WILMAN LEONARDO CAÑAS MESA

Tutor Temático:

Ing. Aurelio Méndez

Ing. Jorge Aponte

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

ANTEPROYECTO DE GRADO

BOGOTÁ, D.C.

2011

Nota de aceptación:

_____________________________________________________

_____________________________________________________

_____________________________________________________

_____________________________________________________

_____________________________________________________

____________________________________________________

Firma del presidente del jurado

____________________________________________________

Firma del jurado

____________________________________________________

Firma del jurado

Bogotá DC. Mayo de 2011.

Dedicatoria

Con todo mi corazón y con el más profundo amor dedico este proyecto de grado a

mis padres Leonardo Cañas y Martha Mesa, ya que sin su apoyo y carriño nada

de esto hubiera sido posible, así mismo dedico este proyecto a mi hermano que

gracias a su compañía y apoyo, me brindo el ánimos necesario para culminar con

éxito todo el trabajo.

Wilman Leonardo Cañas Mesa

Dedicatoria

Teniendo claro que no existe forma alguna, de agradecer todo lo recibido por parte

de las personas que contribuyeron a mi desarrollo profesional, quiero expresar

muy sinceramente, que dedico el trabajo realizado durante estos 5 años a mis

padres, quienes infundieron la ética y el rigor que guía cada uno de mis pasos y

decisiones en el transcurso de mi vida. Resaltando el apoyo de mi madre en todo

momento, por sus consejos, sus valores los cuales me han permitido ser una

persona de bien y especialmente por su sonrisa que me inspira cada día para ser

el mejor.

A la Universidad de San Buenaventura Bogotá (Directivas, Docentes, Personal

administrativo) Porque gracias a su apoyo y consejos, he llegado a realizar una de

mis grandes metas, la cual constituye la herramienta principal en mi formación

profesional. En especial a mis maestros por su tiempo, por su apoyo así como por

la sabiduría que me transmitieron en el desarrollo de mi formación.

Detrás de cada línea de llegada, hay una de partida, por tal razón, quiero dedicar

esta etapa de mi vida, a los ingenieros Héctor Fabio Taborda y Felipe Andrés

Macea, quienes fueron las dos personas que creyeron en mis capacidades y me

abrieron por primera vez, las puertas en el ámbito de la industria aeronáutica.

Al señor Andrés López Forero por el cariño, comprensión y apoyo brindado en los

momentos buenos y malos de mi vida, hago este triunfo compartido ya que en

cada momento conté con el mejor maestro. Gracias a su excelente sentido del

humor, encontré el camino correcto hacia la felicidad y siempre recordare dos

palabras las cuales son una batería extra para mi vida “FLORECE Y PROSPERA”

A mi grupo de amigos de niñez los cuales siempre creyeron en mis sueños y los

cuales cada día me robaron una sonrisa. En especial a Sergio Mora y Diego

Mariño los cuales conforman la mejor fórmula para afrontar los retos de la vida.

A mis compañeros de carrera con los cuales dejamos en alto el significado de

amistad y sobre todo de respeto mutuo. Gracias por el equipo formado. Erick Jesús

Sierra, Iván Darío Corredor, Danny Javier Rodríguez. Winfler Leonardo Cañas

Son muchas más las personas especiales a las que quisiera dedicar este trabajo

algunas se encuentran con migo, otras están en mis recuerdos y en mi corazón,

pero sobre todo hay tres personas (Marta Helena Blanco, Luis enrique Blanco,

SEGISMUNDO BLANCO) que con su ánimo, amor y respaldo han logrado que me

encuentre en esta etapa de la vida y pueda expresarle frente a la sociedad que

vivimos en el mejor país del mundo.

Cristian David Higuera Blanco

AGRADECIMIENTOS

Sabiendo que no existirá forma alguna de agradecer todo lo recibido de parte de la

Universidad de San Buenaventura, los autores de este proyecto queremos

expresar en este documento, nuestros sinceros agradecimientos a la institución,

por permitirnos llevar a cabo nuestro anhelo de convertirnos en Ingenieros

Aeronáuticos y personas integras en el ámbito profesional, gracias a su programa,

infraestructura y personal humano logramos culminar satisfactoriamente nuestro

pregrado, el cual se verá reflejado en la práctica día a día en el sector ingenieril,

demostrando así la calidad académica y moral de la institución.

A nuestros directores de tesis, Ing. Aurelio Méndez, Ing. Jorge Aponte por su

generosidad y apoyo continuo bridándonos la oportunidad de contar con su

experiencia ingenieril y conocimientos sobre aviación, resaltando firmemente la

confianza, afecto, respeto y profesionalismo, fundamentales para la realización de

este proyecto de grado.

Para terminar queremos agradecer a nuestros compañeros Juanita Camargo

Núñez (LA JUANCHA) y Erick Jesús Sierra (RAMI), los cuales nos brindaron

continúo apoyo y acompañamiento en todo el desarrollo de este proyecto, dejando

claro el alto nivel de amistad. Queremos que sientan que el objetivo logrado

también es de ustedes.

TABLA DE CONTENIDO

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ................................................................ 28

1.1 ANTECEDENTES ........................................................................................... 28

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA .............................. 32

1.3 JUSTIFICACIÓN ............................................................................................. 32

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN ........................................................ 33

1.4.1 Objetivo General .................................................................................... 33

1.4.2 Objetivos Específicos ........................................................................... 33

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES..................................................................... 34

1.5.1 Alcances .................................................................................................. 34

1.5.2 Limitaciones............................................................................................ 34

2. MARCO DE REFERENCIA .................................................................................. 35

2.1. MARCO LEGAL O NORMATIVO ................................................................. 35

3. METODOLOGÍA .................................................................................................... 36

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN ........................................................... 37

3.2. LÍNEAS DE INVESTIGACIÓN ...................................................................... 37

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN................................ 37

3.4. POBLACIÓN Y MUESTRA ........................................................................... 37

3.5. HIPÓTESIS ...................................................................................................... 38

3.6. VARIABLES .................................................................................................... 38

3.6.1. Variables Independientes ..................................................................... 38

3.6.2. Variables Dependientes ........................................................................ 38

4. DESARROLLO DE INGENIERÍA ........................................................................ 39

4.1. desarrollo del diseño conceptual .............................................................. 39

4.2. Línea base aeronaves categorías LSA plano bajo en material

compuesto. ............................................................................................................... 40

4.3. Requerimientos ............................................................................................. 53

4.4. Primera estimación de pesos ..................................................................... 53

4.5. Parámetros críticos de rendimiento .......................................................... 64

4.6. Estudio aerodinámico ................................................................................ 101

4.7. Configuración de la aeronave .................................................................. 120

4.8. Segundo cálculo de pesos ........................................................................ 176

4.9. Estimación del rendimiento de la aeronave posterior al segundo

cálculo de pesos. ................................................................................................... 189

4.10. Estudio de sensibilidad. ......................................................................... 201

4.11. Análisis de costos de la aeronave LSA. ............................................. 210

5. METODOLOGÍA .................................................................................................. 228

6. RESULTADOS. .................................................................................................... 230

7. ANÁLISIS DE RESULTADOS. .......................................................................... 232

8. CONCLUSIONES ................................................................................................ 235

9. TRABAJO FUTURO Y RECOMENDACIONES ............................................... 237

10. BIBLIOGRAFÍA. ............................................................................................... 240

LISTA DE TABLAS

Tabla 1: Estadística aeronaves LSA en compuesto. .............................................. 42 Tabla 2: Características base para la estadística. ................................................. 43 Tabla 3: Tabla estadística (base 1). ....................................................................... 44 Tabla 4: tabla estadística (base 2). ........................................................................ 45 Tabla 5: Materiales compuestos de la estadística ................................................. 52 Tabla 6: Requerimientos de diseño ....................................................................... 53 Tabla 7: Descripción perfil de misión ..................................................................... 56 Tabla 8: Iteraciones peso vacío (Método Raymer). ............................................... 63 Tabla 9: Pesos de la aeronave primera estimación ............................................... 64 Tabla 10: Maniobras críticas para el análisis de rendimiento................................. 65 Tabla 11: Coeficientes de rozamientos .................................................................. 74 Tabla 12: Resultados velocidad máxima................................................................ 91 Tabla 13: Resultados empuje y potencia para Vmax ............................................. 92 Tabla 14: Resultados giro sostenido ...................................................................... 96 Tabla 15: Resultados empuje y potencia giro sostenido. ....................................... 97 Tabla 16: Parámetro de selección diagrama de restricciones W/S ...................... 100 Tabla 17: Resultados diagrama de restricciones ................................................. 101 Tabla 18: Datos obtenidos a partir de la carga alar y de la relación empuje-peso ............................................................................................................................. 101 Tabla 19: Relaciones típicas de aspecto según Raymer ..................................... 102 Tabla 20: Número de Reynolds para cada maniobra ........................................... 107 Tabla 21: Condiciones de frontera para Fluent .................................................... 114 Tabla 22: Porcentajes de error para Coeficiente de sustentación y de arrastre... 116 Tabla 23: Parámetros para la simulación en Fluent ............................................. 117 Tabla 24: Resultados simulación ala sin flap ....................................................... 117 Tabla 25: Resultados simulación ala flap a 20 grados ......................................... 118 Tabla 26: Resultados simulación ala flap a 45 grados ......................................... 118 Tabla 27: Estadística de motores para cada aeronave ........................................ 122 Tabla 28: Motores disponibles para LSA. ............................................................ 122 Tabla 29: Características de los motores para la selección de la planta motriz de la aeronave. ............................................................................................................. 125 Tabla 30: Calificación de cada motor. .................................................................. 129 Tabla 31: Características hélices disponibles para motor recíprocos. ................. 131

Tabla 32: Hélices preseleccionadas de la compañía Sensenich. ........................ 132 Tabla 33: Longitud del fuselaje. ........................................................................... 134 Tabla 34: valores de entrada para la contribución del motor a la estabilidad longitudinal. .......................................................................................................... 138 Tabla 35: Valores calculados para la contribución del motor. .............................. 139 Tabla 36: Características de la hélice seleccionada. ........................................... 141 Tabla 37: Interpolación contribución del motor. ................................................... 142 Tabla 38: Constantes calculadas. ........................................................................ 142 Tabla 39: Cálculo Cm0......................................................................................... 146 Tabla 40: Contribución fuselaje debido al ángulo de ataque................................ 147 Tabla 41: Parámetros para la contribución del ala. .............................................. 148 Tabla 42: Dimensiones Estabilizador horizontal. ................................................. 152 Tabla 43: Valores típicos coeficientes de volumen de cola. ................................. 153 Tabla 44: Ventajas y desventajas configuraciones tren de aterrizaje. ................. 158 Tabla 45: Ubicación centros de gravedad ............................................................ 160 Tabla 46: Dimensiones del tren de aterrizaje. ...................................................... 165 Tabla 47: Valores de entrada para cálculo de la carga estática........................... 167 Tabla 48: Carga estática para la selección de la llanta. ....................................... 167 Tabla 49: Características llantas seleccionadas. ................................................. 168 Tabla 50: Porcentajes superficies de control. ...................................................... 170 Tabla 51: Dimensiones superficies de control. ..................................................... 170 Tabla 52: Sistema de resinas ............................................................................... 176 Tabla 53: Pesos equipo de aviónica. ................................................................... 183 Tabla 54: Pesos con factor de corrección para material compuesto. ................... 184 Tabla 55: segunda estimación de pesos. ............................................................. 185 Tabla 56: Comparación cálculo de pesos ............................................................ 185 Tabla 57: Condiciones para determinar los centros de gravedad. ....................... 187 Tabla 58: Peso y balance..................................................................................... 188 Tabla 59: Ubicaciones centros de gravedad. ....................................................... 189 Tabla 60: Distancias para aterrizaje. .................................................................... 190 Tabla 61: Aterrizaje. ............................................................................................. 190 Tabla 62: Potencia disponible Rotax 912 ULS. .................................................... 191 Tabla 63: Despegue. ............................................................................................ 192 Tabla 64: Reynolds para tasa de ascenso. .......................................................... 193 Tabla 65: Datos para la tasa de ascenso. ............................................................ 193 Tabla 66: Potencia disponible Rotax 912 ULS a 5500 RPM. ............................... 193 Tabla 67: Tasa máxima de ascenso. ................................................................... 194

Tabla 68: Datos para velocidad máxima. ............................................................. 194 Tabla 69: Datos para giro sostenido. ................................................................... 198 Tabla 70: Porcentaje de sensibilidad fracción de peso en crucero ...................... 202 Tabla 71: Porcentaje de sensibilidad distancia de aterrizaje................................ 204 Tabla 72: Porcentaje de sensibilidad distancia de despegue............................... 205 Tabla 73: Porcentaje de sensibilidad tasa de ascenso ........................................ 207 Tabla 74: Porcentaje de sensibilidad velocidad máxima en crucero .................... 208 Tabla 75: Porcentaje de sensibilidad giro sostenido ............................................ 209 Tabla 76: Listado de equipos e instrumentos de cabina. ..................................... 215 Tabla 77: Listado de accesorios. ......................................................................... 217 Tabla 78: Listado partes tren principal. ................................................................ 218 Tabla 79: Listado partes tren de nariz. ................................................................. 219 Tabla 80: Listado luces de navegación. ............................................................... 220 Tabla 81: Listado partes sistema de combustible. ............................................... 221 Tabla 82: Listado sistema propulsor. ................................................................... 221 Tabla 83: Listado aproximado materiales compuestos. ....................................... 222 Tabla 84: Listado partes metálicas. ..................................................................... 223 Tabla 85: Costo total de producción. ................................................................... 223 Tabla 86: Valores punto de equilibrio. .................................................................. 225 Tabla 87: Análisis de costo por aeronave vendida. .............................................. 226 Tabla 88: Ficha técnica de la aeronave. .............................................................. 231 Tabla 89: Comparación fichas técnicas. .............................................................. 233

LISTA DE FIGURAS

Figura 1: Especificaciones FAA para la categoría LSA .......................................... 30

Figura 2: Modelo avión de entrenamiento FAC ...................................................... 32

Figura 3: diagrama de diseño ................................................................................ 36

Figura 4: Diagrama diseño conceptual, ................................................................. 40

Figura 5: Pilares estadística ................................................................................... 41

Figura 6: Regresión peso al despegue VS Peso en vacío ..................................... 46

Figura 7: Regresión relación AR VS superficie alar ............................................... 47

Figura 8: Regresión relación capacidad de combustible VS rango ........................ 47

Figura 9: Regresión relación peso al despegue VS carga alar .............................. 48

Figura 10: Regresión relación peso al despegue VS carga alar ............................ 48

Figura 11: Perfil de misión de la aeronave ............................................................. 56

Figura 12: Selección relación L/D .......................................................................... 60

Figura 13: Distancia de aterrizaje .......................................................................... 65

Figura 14: Fuerzas sobre el avión .......................................................................... 66

Figura 15: Maniobra Pull-up 1 ................................................................................ 68

Figura 16: Maniobra Pull up 2 ................................................................................ 69

Figura 17: Distancia de despegue. ........................................................................ 76

Figura 18: Maniobra Pull up 3 ................................................................................ 77

Figura 19: Fuerzas a vuelo recto y nivelado .......................................................... 88

Figura 20: Limitación por velocidad máxima .......................................................... 91

Figura 21: Limitación por giro sostenido ................................................................ 96

Figura 22: Diagrama de restricciones .................................................................... 99

Figura 23: Efecto de la relación de aspecto en la sustentación ........................... 102

Figura 24: Nomenclatura del perfil ....................................................................... 104

Figura 25: Efecto de t/c en el arrastre .................................................................. 105

Figura 26: Efecto del t/c en la sustentación ......................................................... 106

Figura 27: Cl VS Ángulo de ataque ...................................................................... 108

Figura 28: CD VS Ángulo de ataque .................................................................... 109

Figura 29: Cm VS Ángulo de ataque ................................................................... 109

Figura 30: Cl VS Ángulo de ataque perfiles eppler .............................................. 110

Figura 31: Cd VS Ángulo de ataque perfiles eppler ............................................. 110

Figura 32: Cm VS Ángulo de ataque perfiles eppler ............................................ 110

Figura 33: Vista ISO planos de la aeronave......................................................... 112

Figura 34: Volumen de control ............................................................................. 114

Figura 35: Malla 1 ................................................................................................ 115

Figura 36: Malla 2 ................................................................................................ 116

Figura 37: Cl VS ángulo de ataque Fluent ........................................................... 118

Figura 38: Cd VS ángulo de ataque Fluent .......................................................... 119

Figura 39: Cm VS ángulo de ataque Fluent ......................................................... 119

Figura 40: Cl/Cd VS ángulo de ataque Fluent...................................................... 119

Figura 41: Restricciones selección planta motriz ................................................. 121

Figura 42: Parámetros selección del motor.......................................................... 123

Figura 43: Diagrama de restricciones (W/P) VS (W/S) ........................................ 124

Figura 44: Gráfico de pesos motores ................................................................... 126

Figura 45: Grafica potencia motores .................................................................... 127

Figura 46: Costos de adquisición motores ........................................................... 128

Figura 47: Motor selecciónado para la aeronave ................................................. 129

Figura 48: Hélice selecciónada ............................................................................ 132

Figura 49: Distribución Cabina ............................................................................. 135

Figura 50: Distribución fuselaje ............................................................................ 135

Figura 51: Fuselaje de la aeronave ...................................................................... 136

Figura 52: Componentes directos por la potencia generada por la hélice ........... 137

Figura 53: Posiciones en la hélice para el análisis de la contribución del motor .. 140

Figura 54: Variación de I3 en función de V/nD..................................................... 141

Figura 55: Partición vista lateral para contribución del fuselaje . ......................... 144

Figura 56: Partición vista superior contribución de la aeronave ........................... 145

Figura 57: estaciones correspondientes para la aeronave Cm0 .......................... 145

Figura 58: K1 - K2 versus Lf/dmax ....................................................................... 146

Figura 59: Estaciones vista de techo de la aeronave ........................................... 147

Figura 60: variación del ángulo del flujo local a lo largo del fuselaje .................... 147

Figura 61: Estabilidad longitudinal de la aeronave ............................................... 152

Figura 62: Dimensión estabilizador vertical.......................................................... 155

Figura 63: Configuración tren de aterrizaje .......................................................... 157

Figura 64: Configuración selecciónada para aeronave. ....................................... 159

Figura 65: Posición CG de la aeronave de acuerdo a la estabilidad .................... 161

Figura 66: Ubicación tren principal ....................................................................... 162

Figura 67: Ubicación tren de nariz y ángulo de giro en tierra ............................... 163

Figura 68: Esquematización tren de aterrizaje para la aeronave ......................... 165

Figura 69: Distancias para el cálculo de la carga estática. .................................. 166

Figura 70: Posicionamiento carga estática tren principal y tren de nariz ............. 167

Figura 71: Listado de llantas en el mercado ........................................................ 168

Figura 72: Dimensiones llantas para aviación...................................................... 169

Figura 73: Características para el dimensionamiento y selección de la llanta. .... 169

Figura 74: Diagrama control alerones .................................................................. 171

Figura 75: Diagrama control elevador .................................................................. 172

Figura 76: Diagrama control timón de cola .......................................................... 173

Figura 77: Aeronave LSA USB ............................................................................ 173

Figura 78: Estructura del avión ............................................................................ 174

Figura 79: Estructura fuselaje .............................................................................. 175

Figura 80: Estructura alas y estabilizadores ........................................................ 176

Figura 81: Peso y balance ................................................................................... 187

Figura 82: Grafica de rendimiento Rotax 912 ULS en función de la altura. ......... 191

Figura 83: Potencia requerida VS disponible ....................................................... 196

Figura 84: Total arrastre de la aeronave .............................................................. 197

Figura 85: Diagrama V-N ..................................................................................... 200

Figura 86: Diagrama para la sensibilidad de la fracción peso de combustible ..... 202

Figura 87: Diagrama de sensibilidad para rendimiento ........................................ 204

Figura 88: Proceso análisis de costos ................................................................. 211

Figura 89: Clasificación de costos ....................................................................... 211

Figura 90: Estadística de costos .......................................................................... 212

Figura 91: Rango de costos ................................................................................. 212

Figura 92: Distribución de costos ......................................................................... 213

Figura 93: Sillas y cinturones de seguridad. ........................................................ 217

Figura 94: Distribución luces de navegación........................................................ 220

Figura 95: Distribución sistema de combustible ................................................... 221

Figura 96: Motor LSA USB................................................................................... 221

Figura 97: Posible distribución estructura del avión ............................................. 223

Figura 98: Punto de equilibrio .............................................................................. 225

Figura 99: Análisis de costo. ................................................................................ 226

Figura 100: Costo por aeronave .......................................................................... 227

Figura 101 : Metodología planteada para el diseño conceptual de una aeronave

LSA ...................................................................................................................... 228

Figura 102: Vista 3D de la aeronave .................................................................... 231

Figura 103: Proceso trabajó futuro ....................................................................... 238

GLOSARIO

Aerodinámica: Es la rama de la mecánica de fluidos, que se encarga de estudiar

las reacciones y comportamiento que se presenta sobre un cuerpo sólido, en el

momento en que está en contacto con un fluido gaseoso.

Aeródromo: Son los terminales en tierra destinados en aviación para dar inicio a

las funciones principales de las aeronaves. Las funciones de los aeródromos tales

como, el aterrizaje, despegue, abordaje, des-abordaje de pasajeros,

reabastecimiento de combustible, mantenimiento de aeronaves y lugar de

estacionamiento para algunas aeronaves.

Aeronave certificada: Aeronave civil o de estado, la cual posea un certificado de

aeronavegabilidad, otorgado por la autoridad aeronáutica competente, sea ésta

nacional o extranjera.

Aeronavegabilidad: Característica o condiciones que deben reunir las aeronaves

para realizar en forma segura y satisfactoria los vuelos o maniobras para las que

han sido autorizadas.

Alas: constituyen la parte estructural donde se crea fundamentalmente la

sustentación que permite volar al avión, en las alas están ubicados los tanques

principales donde se deposita el combustible que consumen los motores del avión.

Altitud: Distancia vertical entre un nivel, punto u objeto y el nivel medio del mar

(MSL)

Ángulo de flechamiento: es el ángulo que forma la línea del 25% y una

perpendicular al eje longitudinal del avión. Si el ala no tuviera taper ratio, este

ángulo sería el mismo que el formado por el borde de ataque del ala, y la

perpendicular al eje longitudinal.

Ángulo de incidencia: Es el ángulo que influye directamente en la capacidad e

los planos en generar la fuerza de sustentación. Este ángulo está formado por

línea que corresponde a la cuerda de un perfil del ala y la dirección del viento

relativo.

Arrastre: se refiere a las fuerzas que se oponen al movimiento relativo de un

objeto a través de un fluido. Las fuerzas de resistencia actúan en una dirección

opuesta a la velocidad de la corriente que viene de frente.

Aviónica: Expresión que designa todo dispositivo electrónico y su parte eléctrica

utilizado a bordo de las aeronaves, incluyendo las instalaciones de radio, los

mandos de vuelo automáticos y los sistemas de instrumentos.

Base de datos: Uno o varios archivos de datos estructurados de manera que

pueden extraerse datos de los archivos para aplicaciones apropiadas y

actualizarlos.

Borde de ataque: es el punto en el que primeramente el aire toma contacto para

que posteriormente el aire tome dos rumbos; parte del aire pasa por el extradós y

la otra parte del aire pasa por el intradós. Es el borde delantero del ala, o sea la

línea que une la parte anterior de todos los perfiles que forman el ala, o dicho de

otra forma, la parte del ala que primero toma contacto con flujo de aire.

Borde de salida: es el borde posterior del ala, es decir que une la parte posterior

de todos los perfiles del ala, o dicho de otra forma, la parte del ala por donde el

flujo del aire perturbado por ella, retorna a la corriente libre. Es en este borde

donde se ubican parte de los componentes de hipersustentación como los flaps.

Camber: asimetría entre la parte superior e inferior de las curvas de un perfil

aerodinámico.

Capa límite: se conoce como aquella zona en la que la velocidad del fluido

respecto al solido en movimiento varía desde cero hasta el 99% de la velocidad de

corriente no perturbada.

Categoría: el término se emplea con referencia a la certificación de aeronaves,

significa una clasificación de éstas con base a su utilización y/o limitaciones de

operación, los ejemplos incluyen: LSA, normal, utilitaria, acrobática, limitada,

restringida, transporte, commuter, primaria.

Centro de gravedad: es el punto de concentración de la resultante de todas las

fuerzas de gravedad que actúan sobre las distintas fracciones de un cuerpo, de tal

forma que el momento respecto a cualquier punto de esta resultante aplicada en el

centro de gravedad es el mismo que el producto por los pesos de todas las masas

materiales que constituyen dicho cuerpo.

Coeficiente aerodinámico: son números adimensionales que se utilizan para el

estudio aerodinámico de las fuerzas y momentos que sufre un cuerpo en

movimiento en el aire. Algunos de los coeficientes más conocidos son el

coeficiente de sustentación CL, el coeficiente de resistencia CD.

Configuración pusher: motor ubicado en la parte trasera del avión.

Configuración tractor: motor ubicado en la parte delantera del avión.

Cuerda media: normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser

distintos a lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen

van disminuyendo desde la raíz hasta la punta. Se define cuerda media, como

aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar.

Densidad (ρ): la densidad de una sustancia es una magnitud escalar, referida a

la cantidad de masa contenida en un determinado volumen.

Diedro: es el ángulo formado por la intersección de dos planos (planos del ala) y

tiene influencia en la estabilidad lateral del avión.

Distancias declaradas: a) Recorrido de despegue disponible. La longitud de la pista que se ha declarado

disponible y adecuada para el recorrido en tierra de un avión que despegue.

b) Distancia de despegue disponible. La longitud del recorrido de despegue

disponible más la longitud de la zona libre de obstáculos, si la hubiera.

c) Distancia de aceleración-parada disponible. La longitud del recorrido de

despegue disponible más la longitud de la zona de parada, si la hubiera.

d) Distancia de aterrizaje disponible. La longitud de la pista que se ha declarado

disponible y adecuada para el recorrido en tierra de un avión que aterrice.

Eficiencia: es la relación entre la energía útil y la energía invertida.

Elevador: son superficies flexibles ubicadas en la parte trasera de los

estabilizadores horizontales de la cola. La función de los elevadores es hacer rotar

el avión en torno a su eje lateral “Y”, permitiendo el despegue y el aterrizaje, así

como ascender y descender una vez que se encuentra en el aire.

Empuje: es una tensión de reacción descrita cuantitativamente por la tercera ley

de Newton. Cuando un sistema expele o acelera masa en una dirección (acción),

la masa acelerada causara una fuerza igual en sentido opuesto (reacción).

Envergadura: distancia de punta a punta del ala.

Espesor: distancia entre el extradós y el intradós.

Estabilizador Horizontal: aleta más pequeña que el ala, situada en posición

horizontal, destinada a brindar estabilidad longitudinal.

Estabilizador Vertical: superficie destinada a controlar el deslizamiento lateral de

la aeronave.

Fabricante: es el titular de una aprobación de producción otorgada por la

autoridad aeronáutica, sea esta un certificado de producción, aprobación de

fabricante de partes, aprobación de orden técnica estándar, o fabricación bajo

certificado de tipo solamente.

Flujo compresible: es un flujo en el que el cambio de densidad adentro del flujo

con respecto a la presión es diferente a cero a lo largo de la línea aerodinámica.

Flujo incompresible: son flujos en los cuales las variaciones de densidad son

pequeñas y relativamente poco importantes.

Flujo no viscoso: fluido que fluye sin necesidad de aplicar ninguna fuerza, su

cantidad de movimiento es constante.

Flujo potencial: a partir del análisis flujo potencial se pretende describir el

comportamiento cinemático de los fluidos basándose en el concepto matemático

de función potencial, asegurando que el campo de velocidades del flujo de un

fluido es igual al gradiente de una función potencial que determina el movimiento

de dicho fluido.

Flujo viscoso: es un fluido que posee una propiedad que tiende a oponerse a su

flujo cuando se le aplica una fuerza, estos fluidos presentan cierta resistencia a

fluir.

Fuselaje: esta es la parte donde se acomoda la tripulación, los pasajeros y la

carga. En la parte frontal del fuselaje se encuentra situada la cabina del piloto y el

copiloto, con los correspondientes mandos para el vuelo y los instrumentos de

navegación, además de diversos sistemas y equipos que sirven para dirigir el

avión. También, sirve como estructura central a la cual se acoplan las demás

partes del avión, como las alas, el grupo moto-propulsor o el tren de aterrizaje.

Hélice: mecanismo usado para propulsar una aeronave, que tiene palas montadas

a un eje, el cual rota y produce por su acción en el aire un empuje paralelo al eje

longitudinal del avión. También incluye los componentes para su control, los que

normalmente provienen del mismo fabricante de la hélice. Es también, un sistema

de perfiles aerodinámicos usado para sustentar y controlar los movimientos de

helicópteros.

Iteración: repetición de una serie de instrucciones con el objeto de resolver y

obtener un resultado.

Litro (L): el litro es la unidad de volumen para medir líquidos y gases, que es igual

a 1 decímetro cúbico.

MAC (cuerda media aerodinámica): es la que tendría un ala rectangular y sin

flecha que produjera el mismo momento y sustentación. La posición de la cuerda

media aerodinámica respecto al eje longitudinal del avión puede hallarse mediante

fórmulas apropiadas o geométricamente. Su posición es de importancia en cuanto

a consideraciones de estabilidad longitudinal.

Malla: permite resolver problemas de computación masiva utilizando un gran

número de ordenadores organizados y distribuidos.

Mantenimiento: ejecución de los trabajos requeridos para asegurar el

mantenimiento de la aeronavegabilidad de la aeronave, lo que incluye una o varias

de la siguientes tareas; reacondicionamiento, inspección, reemplazo de piezas,

rectificación de defectos e incorporación de una modificación o reparación.

Milla náutica (NM): es la longitud exactamente igual a 1 852 metros.

Modelo atmosférico: representación teórica conceptual de la atmósfera,

expresada mediante ecuaciones físico-matemáticas y parametrizaciones físicas de

la realidad.

Nivel: término genérico referente a la posición vertical de una aeronave en vuelo,

que significa indistintamente altura, altitud o nivel de vuelo.

Nivel de crucero: nivel que se mantiene durante una parte considerable del vuelo.

Nivel de transición: nivel más bajo de vuelo disponible para usarlo por encima de

la altitud de transición.

Norma aeronáutica: disposición que la autoridad emite en el ejercicio de las

atribuciones que le otorga la ley, para regular aquellas materias de orden técnico u

operacional, tendientes a obtener el máximo de resguardo a la seguridad de la

navegación aérea y recintos aeroportuarios y que deben cumplirse por todas las

personas o entidades, que queden bajo la esfera de la fiscalización y control de la

Organización.

Número Reynolds: número adimensional utilizado en mecánica de fluidos, diseño

de reactores y fenómenos de transporte para caracterizar el movimiento de un

fluido. Este número recibe su nombre en honor de Osborne Reynolds. Este

número relaciona la densidad, viscosidad, velocidad y dimensión típica de un flujo

en una expresión adimensional. Dicho número aparece en muchos casos

relacionado con el hecho de que el flujo pueda considerarse laminar (número de

Reynolds pequeño) o turbulento (número de Reynolds grande).

Obstáculo: todo objeto fijo (tanto de carácter temporal como permanente) o móvil,

o parte del mismo, que esté situado en un área destinada al movimiento de las

aeronaves en tierra o que sobresalga de una superficie definida destinada a

proteger a las aeronaves en vuelo.

Perfil alar: es la forma de la sección del ala, es decir lo que veríamos si se cortara

esta transversalmente. Salvo en el caso de alas rectangulares en que todos los

perfiles son iguales, lo habitual es que los perfiles que componen un ala sean

diferentes; se van haciendo más pequeños y estrechos hacia los extremos del ala.

Presión: es una magnitud física escalar que mide la fuerza en dirección

perpendicular por unidad de superficie, y sirve para caracterizar como se aplica

una determinada fuerza resultante sobre una superficie. En otras palabras es la

fuerza que aplica un fluido sobre una superficie.

Relación de aspecto (AR): es la relación entre la envergadura y la cuerda media.

A=b/c

Relación de taperado: se define por el cociente Ct/Cr en donde Cr es la cuerda

del perfil en la raíz y Ct es la cuerda del perfil en la punta.

Spoiler: es un dispositivo encargado de disminuir la fuerza de sustentación de una

aeronave. Los spoilers son placas que se encuentran ubicadas en la cara superior

de los planos de una aeronave los cuales pueden desplegarse hacia arriba

modificando el flujo laminar.

Superficie de control: es una superficie con una proyección lateral adelantada de

la línea de la bisagra para proporcionar una ayuda aerodinámica, la cual

contribuye a que el piloto maniobre la aeronave.

Sustentación: es la fuerza generada sobre un cuerpo que se desplaza a través

de un fluido, de dirección perpendicular a la de la velocidad del corriente incidente.

Como con otras fuerzas aerodinámicas, en la práctica se utilizan coeficientes

adimensionales que representan la efectividad de la forma de un cuerpo para

producir sustentación y se usan para facilitar los cálculos y los diseños.

Temperatura: se define como una magnitud escalar relacionada con la energía

interna de un sistema termodinámico, definida por el principio cero de la

termodinámica. Está relacionada con la parte de la energía interna que es la

energía asociada a los movimientos de las partículas del sistema.

Timón de cola o de dirección: superficie flexible situada detrás del estabilizador

vertical de la cola sirve para mantener o variar la dirección o rumbo trazado. Su

movimiento hacia los lados hace girar al avión sobre su eje vertical “Z”. Ese

movimiento lo realiza el piloto oprimiendo la parte inferior de uno u otro pedal,

según se desee cambiar el rumbo a la derecha o la izquierda

Tren de aterrizaje: es el mecanismo al cual se fijan las ruedas del avión. Los

aviones pequeños suelen tener solamente tres ruedas, una debajo de cada ala y

otra en el morro o nariz.

Velocidad: magnitud física de carácter vectorial que expresa el desplazamiento

de un objeto por unidad de tiempo; su unidad en el sistema internacional es [m/s].

Volumen de control: espacio delimitado por una superficie de control cerrada,

real o virtual, donde una de sus características será la permanencia de la forma y

el tamaño del volumen delimitado. El volumen de control es usado para describir el

comportamiento del flujo y el del fluido en una región. La permanencia del espacio

ocupado por el volumen de control hace que las partículas que lo ocupan no sean

siempre las mismas.

INTRODUCCIÓN

Este proyecto de grado tiene como fin la realización del diseño conceptual de una

aeronave deportiva liviana plano bajo (Light Sport Aircraft LSA), la cual este dentro

de los estándares de certificación exigidos por la FAA (Federal Aviation

Administration) y las normas ASTM (American Society for Testing and Materials)1,

generando y fomentando así una visión a futuro en donde la autoridad aeronáutica

nacional (UEAC Unidad Especial de Aeronáutica Civil, Colombia) vea la necesidad

de implementar normas acordes para la certificación y operación de este tipo de

aeronaves de acuerdo a la capacidad operacional del mismo.

El interés en realizar el diseño de este tipo de aeronave se debe a que son

aeronaves pequeñas y simples de operar2, propulsadas por un motor, que deben

su sustentación en vuelo principalmente a reacciones aerodinámicas ejercidas

sobre las superficies de vuelo; debido a la situación económica mundial, la

implementación a futuro de este tipo de aeronaves las convertirán en un gran

atractivo para personas que busquen aviones para usos tales como: instrucción,

recreación y alquiler3.

La metodología de diseño que se seguirá está basada en teorías de autores como

Dr. Jan Roskam, PhD. Daniel Raymer, John Anderson, Robert Nelson y otros

autores, además de software de diseño como Solidedge, Ansys (Fluent) y X-Foil;

un punto destacado del diseño de esta aeronave es la implementación y uso de

materiales compuestos la cual la posiciona competitivamente en el mercado

mundial. 1 ASTM Designation F 2245-06, titled: Standard Specification for Design and Performance of a Light Sport Airplane. Referenciado de <http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/media/accepted_standards_ v2.pdf. 2FAA Light Sport Aviation Overview. Referenciado de <http://www.faa.gov/search/?q=Light+Sport+Aviation +Overview “Archivo MS POWERPOINT” 3 Las Normas LSA Podrían Llegar A Ser Un Standard Mundial. Referenciado de < http://infoavion.com.ar/ 2009/05/las-normas-lsa-pueden-ser-un-standard.html

Un punto a resaltar de este proyecto es fomentar el desarrollo de la industria

aeronáutica colombiana, posicionando a la Universidad de San Buenaventura

como pionera en el diseño de aeronaves categoría LSA en el país desarrollando

aeronaves competitivas en el mercado mundial.

28

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES: La categoría Light Sport Aircraft (LSA) surgió en Estados Unidos bajo el patrocinio

de la (ASTM), esta categoría nació en el 2004 con la creación del comité F37, la

primera aeronave categoría LSA fue certificada por la FAA en abril del 20054 y

desde entonces más de 75 fabricantes han producido aviones listos para operar,

dentro de estos fabricantes encontramos algunos tan importantes como Piper,

Cessna con el Skycatcher, Cirrus, entre otros5.

Con la implementación de norma para aeronaves livianas se implementó en

paralelo la creación de las licencias para Piloto Deportivo, la cual exige un mínimo

de 20 horas de vuelo con instrucción y requerimientos médicos menores que las

licencias superiores6.

También existen beneficios para el propietario en cuanto a las inspecciones y el

mantenimiento, ya que el propietario realizando un curso básico puede realizar

ciertas tareas sobre la aeronave7. Existen diferentes tipos de aeronaves que se

pueden certificar como LSA, tales como autogiros, dirigibles, globos, trikes,

planeadores y paracaídas motorizados. Europa y Asia ya poseen una comisión

que se encarga de efectuar el estudio de las normas para analizar su adopción8,

en Sur América, Chile ya ha implementado normas para la operación de estas

4 Ibid pag 9 5 LSA airplane http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/media /existing_models.pdf 6 http://www.aopa.org/sportpilot/ 7Ibis pag 9 8 Ibis pag 9

29

aeronaves9.Las consecuencias que traería que países de Europa, Asia y América

adopten las aeronaves LSA pueden significar una expansión tanto en la cantidad y

diversidad de aeronaves, que se podrían incorporar al mercado mundial y al

crecimiento de la cantidad de personas que se unirían al vuelo deportivo.

Requisitos para optar a la categoría LSA: para que una aeronave sea

considerada y certificada en la categoría LSA según la FAA debe cumplir con

ciertos requerimientos nombrados a continuación10:

a) Un peso máximo de despegue no superior a:

1) 300 kilogramos (660 libras) para aeronaves más livianas que el aire.

2) 600 kilogramos (1,320 libras) para aeronaves que no vayan a operar en el

agua.

3) 650 kilogramos (1,430 libras) para una aeronave que vaya a operar en el

agua.

b) Una velocidad máxima en vuelo recto y nivelado con máxima potencia continua

(Vh), de no más de 120 nudos CAS, bajo condiciones atmosféricas estándares

a nivel del mar.

c) Una capacidad máxima de 2 asientos, incluyendo el piloto.

d) Un solo motor recíproco, si es motorizado.

e) Una hélice de paso fijo o del paso variable en tierra.

f) Una cabina no presurizada.

g) Tren fijo o retráctil para aviones anfibios.

h) Una velocidad de pérdida máxima sin el uso de dispositivos aerodinámicos que

aumenten la sustentación (Vs1), no superior a 45 nudos.

9Dirección nacional de aeronáutica civil Chile < http://www.dgac.cl/images/IMG/pdf/otros/dan/ dan150b.pdf 10http://www.sportpilot.org/learn/aircraft_index.html e Ibíd. pág. 9

30

Figura 1: Especificaciones FAA para la categoría LSA, Fuente: Autores del proyecto.

Aeronaves LSA en Colombia: este tipo de aeronaves han ingresado

progresivamente al país, generando un interés elevado por parte de las personas

amantes de la aviación deportiva y considerando la posibilidad de adquirir una

aeronave de este tipo, ya que no representa un costo tan elevado como la de una

aeronave avanzada.

o En el país han surgido empresas de diseño y fabricación de aeronaves

livianas tales como Aeroandina S. A, Ibis Aircraft y Cricket Aviation

Aeroandina S.A.

Fue fundada en 1971 por el Ing. Máximo Tedesco. Su principal objetivo fue el de

crear una compañía fabricante de vehículos aéreos livianos en Colombia.

Con el mismo espíritu de innovación que motivó en el pasado a los técnicos y

profesionales en Ingeniería Aeronáutica, hoy la compañía ha logrado introducir, en

un lapso superior a 30 años, sus diferentes modelos de aeronaves, tanto en

Colombia como en muchos otros países de América y Europa.

31

Desde entonces, las aeronaves han sido reconocidas por sus características

técnicas y su desempeño operativo, tanto así que otros las han adoptado como

modelo a seguir. 11

o Ibis-Aircraft S.A.

IBIS Aircraft S.A. es una empresa productora de aviones ultraligeros biplaza y

cuatro plazas, constituida desde el 1º de noviembre de 1990, ubicada en el

Municipio de Jamundí, Valle del Cauca, Colombia.

La seguridad de los aviones se demuestra con un gran número de aeronaves

producidas y vendidas con cero incidentes originados en cuanto a funcionalidad y

operación.

Las aeronaves de IBIS Aircraft S.A. están fabricadas con materiales aeronáuticos

de la más alta calidad: Duraluminio 6061–T6, 2024-T3, 7075-T651 y acero cromo

molibdeno 4130N; tornillería aeronáutica AN; remaches ciegos AVEX (Avdel-

Textron), remaches sólidos de duraluminio, y ventanas en policarbonato, fibra de

carbono y fibra de vidrio tipo volan12.

Reconociendo las habilidades de este tipo de aeronaves la Fuerza Aérea

Colombiana incorporo a su flota de entrenamiento, la aeronave Legacy de la

compañía Lancair, una aeronave similar a aeronaves de la categoría LSA, la cual

fue ensamblada en el país13.

11http://www.aeroandina.com/aboutsp.htm 12http://www.ibis-aircraft.com/index.php?module=htmlpages&func=display&pid=1 13http://sud-air.com/casos_exito.php

32

Figura 2: Modelo avión de entrenamiento FAC, Fuente: http://sud-air.com/casos_exito.php.

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA Se pretende realizar el diseño conceptual de una aeronave partiendo de un

estudio estadístico de aeronaves LSA en material compuesto, que cumpla con

todos los estándares de certificación exigidos por la autoridad aeronáutica FAA y

las normas ASTM, con una ficha de rendimiento competitiva frente al mercado de

aeronaves categoría LSA en el mundo.

¿Las características técnicas de la aeronave obtenidas durante el diseño

garantizan que la aeronave califica para certificación LSA?

1.3 JUSTIFICACIÓN

Actualmente el interés de la sociedad por las aeronaves categoría LSA ha ido

creciendo, generando así una gran demanda en el mercado aeronáutico; con el

desarrollo de este proyecto se pretende brindar una diseño competitivo, que

fomente y posicione a los ingenieros aeronáuticos del país y en especial a los de

33

la Universidad de San Buenaventura como pioneros en el diseño y desarrollo de

aeronaves en materiales de alta tecnología.

Las empresas diseñadoras actualmente en el país y en el mundo cuentan con

aeronaves diseñadas y construidas en este tipo de materiales, por esto es de gran

importancia seguir fomentando su estudio e investigación, para lograr darles

aplicación en el diseño de aeronaves iniciado en la universidad con otros trabajos

de grado, con el fin de que los futuros ingenieros de la universidad sean más

competitivos en la industria nacional y mundial.

Gracias a la versatilidad de estas aeronaves y las ventajas que proporcionan,

ofrecen una posibilidad muy amplia en el mercado mundial, es por esto que se

busca con el diseño dar el primer paso hacia la conformación de una empresa de

diseño y construcción en Colombia.

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN: 1.4.1 Objetivo General:

Realizar el diseño conceptual de una aeronave plano bajo basada en aeronaves

LSA en material compuesto, la cual cumpla con todos los estándares de las

normas ASTM y FAA.

1.4.2 Objetivos Específicos:

Realizar un estudio de las aeronaves categoría LSA en material compuesto

actualmente en el mundo, las cuales sirvan como referencia para el diseño

conceptual de la aeronave.

34

Presentar el diseño conceptual de una aeronave la cual este dentro de los

estándares de certificación para aeronaves categoría LSA.

Presentar una metodología para el diseño conceptual de la aeronave.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES: 1.5.1 Alcances: Se pretende cumplir a cabalidad todos los objetivos propuestos para este

proyecto, presentando una propuesta final la cual sea fundamentada y

competitiva frente al resto de aeronaves categoría LSA presentes en el mercado.

El diseño tendrá el análisis aerodinámico y de performance, con estudio de

estabilidad estática longitudinal y un modelamiento CAD de la aeronave; todos los

cálculos estarán bajo las normas ASTM para el diseño de aeronaves deportivas

livianas.

1.5.2 Limitaciones:

Dentro del diseño que realiza no se tiene contemplado abarcar el análisis

estructural de la aeronave así como el estudio de mercado de este tipo de

aeronaves, ya que el diseño solo propone la etapa conceptual, por lo cual no se

presentaran los planos detallados, ni la planeación y construcción del prototipo.

35

2. MARCO DE REFERENCIA

2.1. MARCO LEGAL O NORMATIVO.

El diseño conceptual realizado durante este trabajo será realizado acorde y

fundamentado bajo las siguientes normas:

ASTM F 2245 – 09: Standard Specification for Design and performance of a

Light Sport Airplane.

FAR 23: Airworthiness standards: Normal, utility, acrobatic and commuter

category airplane.

Para el desarrollo de un trabajo futuro (diseño preliminar, diseño detallado,

proceso de manufactura y pruebas de vuelo) es necesario tener en cuenta las

siguientes normas:

ASTM F 2279 – 10: Standard Practice for Quality Assurance in Manufacture

of Fixed Wing Light Sport Aircraft.

ASTM F 2295 – 10: Standard Practice for Continued Operational Safety

Monitoring of a Light Sport Aircraft.

ASTM F 2316 – 08: Standard Specification for Airframe Emergency

Parachutes for Light Sport Aircraft.

ASTM F 2746 – 09: Standard Specification for Pilot’s Operating Handbook

(POH) for Light Sport Airplane.

AC-90-89A: Amateur-Built Aircraft and Ultralight Flight Testing Handbook.

36

3. METODOLOGÍA

Para dar comienzo al presente proyecto, se realiza una recolección de información

sobre las características técnicas de aeronaves que se encuentran en la categoría

LSA (Light sport aircraft) y que son diseñadas en material compuesto; con base en

dicha información recolectada y siguiendo los pasos y metodologías de diseño de

autores como Dr.Jan Roskam, PhD. Daniel Raymer, John D. Anderson y Martin

Hollman, se desarrollaran los cálculos iniciales de aerodinámica, performance,

estabilidad (estática longitudinal), peso y balance y dimensionamiento preliminar

de la aeronave.

Figura 3: Diagrama de diseño, Fuente: http://es.scribd.com/doc/34010758/Aircraft-design

37

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN El enfoque de la investigación que presenta el proyecto es de naturaleza analítica,

ya que proporciona una estructura particular para un diseño, de manera que los

cálculos realizados a través de modelos matemáticos y simulaciones

computacionales permitan analizar y plantear una nueva metodología de diseño.

3.2. LÍNEAS DE INVESTIGACIÓN Este proyecto se enfoca bajo las siguientes tres líneas de investigación, así:

Tecnologías actuales y sociedades

Instrumentación y control de procesos.

Diseño y construcción de aeronaves.

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN Para el análisis y desarrollo del proyecto se tuvieron en cuenta la recolección de

información mediante libros especializados y herramientas de internet, tales como:

publicaciones de la FAA, Normas FAR y papers.

3.4. POBLACIÓN Y MUESTRA

38

Este proyecto está dirigido a personas y empresas interesadas en el diseño y

desarrollo de aeronaves deportivas, y especialmente a universidades o entidades

académicas con enfoque en el campo aeronáutico.

3.5. HIPÓTESIS Se desarrolla y presenta la ficha de rendimiento de la aeronave la cual cumple con

todos los estándares de certificación para aeronaves categoría LSA y a su vez es

competitiva frente a aeronaves de la misma categoría existentes en el mundo.

3.6. VARIABLES

3.6.1. Variables Independientes:

Planta motriz

Pesos

3.6.2. Variables Dependientes:

Parámetros de rendimiento

Dimensiones

Configuración

Ficha de rendimiento

39

4. DESARROLLO DE INGENIERÍA

4.1. Desarrollo del diseño conceptual.

El desarrollo del diseño conceptual de una aeronave es un proceso que requiere

de un número de iteraciones y requerimientos técnicos, con el fin de conseguir

datos de diseño exactos, para llegar a una fase de diseño preliminar que posea un

rango adecuado de claridad.

En las siguientes secciones se discute el desarrollo conceptual de una aeronave

LSA partiendo del primer cálculo de peso, un análisis de rendimiento con el fin de

encontrar las restricciones del diseño, seleccionar la configuración inicial de avión

(selección de perfil alar, tamaño del fuselaje, selección de planta motriz,

dimensionamiento de superficies de control, etc.), así como el segundo cálculo de

pesos y de rendimiento, además de un análisis de sensibilidad de datos. Dando

como resultado la primera ficha técnica de la aeronave, así como sus tres vistas

principales.

El siguiente diagrama muestra el proceso a realizar en el desarrollo del diseño

conceptual.

ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO

40

Figura 4: Diagrama diseño conceptual, autores del proyecto.

4.2. Línea base aeronaves categorías LSA plano bajo en material compuesto.

Toda persona o compañía que quiera crear, manufacturar o lanzar al mercado un

producto, puede contar con una herramienta de mercadeo muy útil la cual es el

proceso de búsqueda y análisis de productos existente. Uno de los errores más

DISEÑO CONCEPTUAL

Requerimientos

* Rango*Distancia de despegue* Velocidad de pérdida*Tasa de ascenso**Radio de giro*Factor de carga*Techo de servicio*Costo*Autonomía

Primera estimación de pesos

*Perfil de misión*Fracciones de peso*Peso Wto*Peso Wvacío*Peso Wcombustible*Peso Wtripulación*Peso Wcargapaga

Parámetros críticos de rendimiento

Diagrama de restricciones W/S y

T/W

Configuración de la aeronave

*Boceto inicial*Estudio aerodinámico selección de perfil*Dimensionamiento fuselaje*Dimensionamiento trenes*Dimensiones

Segunda estimación de pesos

Recalcular el peso vacío de la aeronave

Grupo estructura

Grupo planta motriz

Equipo fijo

Análisis de rendimiento

Recalcular el rendimiento con los datos obtenidosdurante toda la etapa de diseño

Estudio de sensibilidad de parámetros

41

graves y que se presentan con más frecuencia, es salir al mercado a comercializar

un producto o servicio sin antes conocer su consumidor, su ambiente, el costo y

sobre todo la competencia a la cual se va a enfrentar, por tal razón es beneficioso

estudiar y analizar los productos que actualmente se encuentran en el mercado,

para así generar una propuesta competitiva.14

Esta estadística de aeronaves se basa en datos obtenidos por catálogos y páginas

de internet, donde se exponen las características principales de las aeronaves, las

cuales se encuentran dentro de los regímenes de operación para aeronaves

categoría LSA; a continuación se presentan los cuatro pilares básicos que se

tuvieron en cuenta para la recolección de información.

Figura 5: Pilares para el estudio estadístico, autores del proyecto.

Dentro de la estadística realizada se analizaron las fichas técnicas de diez (10)

aeronaves las cuales presentan una configuración similar a la que tendrá el

diseño, a continuación se presenta un cuadro donde se muestra la aeronave y su 14 Universidad Interamericana de Puerto Rico Recinto de San Germán :Programa de Maestría en Matemáticas Aplicada LA ESTADÍSTICA EN EL MERCADEO

AERONAVE

Categoria LSA

Materiales compuestos

Configuracióntractor

ConfiguraciónPlano bajo

42

respectivo fabricante, lo cual permitirá realizar un acercamiento a la idea que se

tiene de la nueva aeronave. 15

Aeronaves mercado actual

AERONAVE FABRICANTE AERONAVE FABRICANTE

Dymami Aerospool FAETA The Atec

Sting S3 TL-Ultraliight Piper Sport Piper

LS-1 Lightning Mystique LSA america, inc

800XP Gobosh Falcon ls T&T aviation Inc

Zephyr The Atec Cirrus SRS Cirrus

Tabla 1: Estadística aeronaves LSA en compuesto.

El paso a seguir después de seleccionar las aeronaves que tiene la misma línea

base, es el análisis minucioso de sus características, es decir sus fichas técnicas,

lo cual permitirá conocer las principales características existentes en el mercado y

15 Annual Buyer’s Guide, Part 1 (2011 Kit aircraft buyer’s guide) December 2010 | Volume 27, Number 12, http://www.kitplanes.com/issues/27_12/buyers_guide/2011_Kit_Aircraft_Buyers_Guide_9390-1.phtml

43

así plantear una aeronave que se encuentre dentro de los regímenes de

operación, sin estar por debajo de aeronaves ya existentes, en el siguiente cuadro

se ilustran los puntos claves que se analizaron para tener una guía de la ficha

técnica tentativa para la aeronave.

Tabla 2: Características base para la estadística.

Para el desarrollo de análisis estadístico , se realizó una serie de regresiones con

el fin de calcular la relación entre las diferentes variables, es de suma importancia

recalcar que estos datos estadísticos más que un punto de inicio o una base para

el diseño, son más un punto de comparación que permiten plantear los

requerimientos para el diseño de la aeronave, los cuales ayuden y permitan

realizar una aeronave competitiva o superior que las aeronaves que están

actualmente en la categoría.

En las tablas 3 y 4 se muestran los datos recolectados, necesarios para realizar la

estadística de las aeronaves LSA en material compuesto.


44

Recolección de datos para la estadística.

Tabla 3: Tabla estadística (base 1).

Aeronave Fabricante Peso vacío (lbs)

Peso al despegue (lbs)

Envergadura (ft)

Longitud (ft)

Área alar (ft2) Aspect ratio Carga alar

(lbs/ft2)

Dynami Aerospool 660 1212 29,2 21 110,87 7,69 10,93

Sting S3 TL-Ultraliight 780 1320 28,9 20,3 105,5 7,92 12,51

Ls-1 Lightning 800 1320 30,6 20,8 102 9,18 12,94

800xp Gobosh 760 1320 36,6 20,4 105 12,76 12,57

Zephyr The Atec 496 1200 31,5 20,34 110,86 8,95 10,82

Faeta The Atec 613 1042 31,5 20,4 108,71 9,13 9,59

Piper sport Piper AE 760 1320 28.9 21.3 132.3 6.3 10

Mystique LSA america,

inc 570 1320 25,58 20,5 113 5,79 11,68

Falcon ls T&T aviation

Inc 828 1320 31,6 20,8 110 9,08 12,00

Cirrus SRS Cirrus 626 1146 28,9 18,7 105 7,95 10,91

45

Aeronave Fabricante Peso/potencia (lbs/hp)

Capacidad de

combustible (gal)

Velocidad de perdida

(Knots)

Velocidad crucero (Knots)

Rango (N.M) Motor Material

DYNAMI Aerospool 15,15 26,4 27,8 120 750 Rotax 912 80 HP Compuestos

Sting S3 TL-

Ultraliight 13,20 54 34 116 790 Rotax 912 ULS 100 HP Compuestos

LS-1 Lightning 11,00 30 38 120 521,38 Jabiru 3300 120 hp Compuestos

800XP Gobosh 13,20 29 45 145 730 Rotax 912 ULS

100 HP Compuestos

Zephyr The Atec 12,00 22 36 115 100 hp Rotax 912S Compuestos

FAETA The Atec 10,42 18,5 45 120 100 hp Rotax 912S Compuestos

Piper sport Piper AE 13,2 30 35 120 600 ROTAX 912 ULS

100 HP Compuestos

Mystique LSA

america, inc

13,20 18 35 106 434 100 hp Rotax 912S Compuestos

Falcon ls T&T

aviation Inc 11,38 24,4 35 119 460 Lycoming 0-235 116 Hp Compuestos

Cirrus SRS Cirrus 11,46 18,6 34 120 100 hp Rotax 912S Compuestos

Tabla 4: tabla estadística (base 2).

46

Análisis estadístico. Un análisis estadístico es una herramienta que permite interpretar datos,

permitiendo tomar decisiones o explicar condiciones regulares o irregulares de

algún fenómeno o estudio aplicado16. Para el desarrollo del análisis estadístico se implementó el análisis de regresión, la

cual permite investigar la relación entre dos variables (dependiente e

independiente), a través de la cual es posible hacer inferencias sobre los

parámetros y encontrar una medida cuantitativa, más conocida como el coeficiente

de correlación del grado al cual las dos variables están relacionadas.

A continuación se muestran las gráficas de regresión con los valores que tiene

relación entre sí.

Figura 6: Regresión peso al despegue VS Peso en vacío 16 DEVORE. Jay, Probabilidad y estadística para ingeniería y ciencia, Séptima edición 2008, página 1

y = 215,53x0,2693

R² = 0,3061

800

900

1000

1100

1200

1300

1400

400 500 600 700 800 900

Peso

al d

espe

gue

(Lbs

)

Peso vacío (Lbs)

Peso al despegue VS Peso en vacío

Peso al despegue VSPeso en vacio

Potencial (Peso aldespegue VS Peso envacio)

47

Figura 7: Regresión relación AR VS superficie alar

Figura 8: Regresión relación capacidad de combustible VS rango

y = -26,59ln(x) + 133,16R² = 0,2339

0,00

2,00

4,00

6,00

8,00

10,00

12,00

14,00

100 105 110 115

Rel

ació

n de

asp

ecto

Área alar (ft^2)

Relación AR VS Superficie alar

Relacion AR VSSuperficie alarLogarítmica (RelacionAR VS Superficie alar)

y = 386,53e0,0144x

R² = 0,4396

400450500550600650700750800850900

0 20 40 60

Ran

go (N

.M)

Capacidad de combustible (Gal)

Capacidad de combustible VS Rango

Capacidad decombustible VSRango

Exponencial(Capacidad decombustible VSRango)

48

Figura 9: Regresión relación peso al despegue VS carga alar

Figura 10: Regresión relación peso al despegue VS carga alar

y = 11,753ln(x) - 72,166R² = 0,856

8

9

10

11

12

13

14

600 1200 1800

Car

ga a

lar (

Lbs/

ft^2)

Peso al despegue (Lbs)

Peso al despegue VS Carga alar

Peso al despegue VSCarga alar

Logarítmica (Peso aldespegue VS Cargaalar)

y = 0,0051x + 5,9739R² = 0,1234

10

11

12

13

14

15

16

1000 1100 1200 1300 1400

Peso

/Pot

enci

a (L

bs/H

P)

Peso al despegue (lbs)

Peso al despegue VS Peso/Potencia

Peso al despegue VSPeso/Potencia

Lineal (Peso aldespegue VSPeso/Potencia)

49

La regresión seleccionada para cada una de las anteriores gráficas, se seleccionó

de acuerdo al valor de R2, el cual nos indica la cantidad de variabilidad, inherente

en el modelo de regresión17. De acuerdo a esa información y con base en la

bibliografía investigada “Con un valor de R2 grande los puntos (datos) estarían

bastante dispersos en torno a la línea de regresión verdadera, mientras que con

un valor de R2 pequeña, los puntos observados en las gráficas 6, 7, 8, 9 y 10

quedan más cerca de la línea de regresión verdadera, lo que garantiza la

selección adecuada del modelo de regresión”

De acuerdo a las ecuaciones generadas con cada regresión, es posible desarrollar

con ellas una primera estimación o una determinación de ciertos parámetros antes

del inicio de proceso matemático de diseño.

Para la relación peso al despegue y peso al vacío, se tiene que:

o Peso al vacío (variable independiente X)

o Peso al despegue (Variable dependiente Y)

풀 = ퟐퟏퟓ.ퟓퟑ푿ퟎ.ퟐퟔퟗퟑ

Ecuación 1

Utilizando el peso medio de los datos recolectados (689.3 lbs), remplazando se

obtiene.

풀 = ퟏퟐퟓퟐ.ퟖퟐ풍풃풔

Este dato nos da una idea inicial (antes del desarrollo del primer cálculo de pesos)

del peso que podría tener la aeronave.

Para la relación entre la superficie alar y la relación de aspecto, se tiene que:

17 DEVORE. Jay, Probabilidad y estadística para ingeniería y ciencia, Séptima edición 2008, página 458

50

o Superficie alar (variable independiente X)

o Relación de aspecto (Variable dependiente Y)

풀 = −ퟐퟔ.ퟓퟗ 퐥퐧푿+ ퟏퟑퟑ.ퟏퟔ

Ecuación 2

Utilizando el peso medio de los datos recolectados (108.10 ft2), remplazando se

obtiene.

풀 = ퟖ.ퟔퟑ

Para la relación entre la capacidad de combustible y el rango de la aeronave,

se tiene que:

o Capacidad de combustible (variable independiente X)

o Rango (Variable dependiente Y)

풀 = ퟑퟖퟔ.ퟓퟑ풆ퟎ.ퟎퟏퟒퟒ푿

Ecuación 3

Utilizando el peso medio de los datos recolectados (30.25 gal), remplazando se

obtiene.

풀 = ퟓퟗퟕ.ퟓퟑ푵.푴

Para la relación entre el peso al despegue y la carga alar, se tiene que:

o Peso al despegue (variable independiente X)

o Carga alar (Variable dependiente Y)

풀 = ퟏퟏ.ퟕퟓퟑ 퐥퐧푿 − ퟕퟐ.ퟏퟔퟔ

Ecuación 4

51

Utilizando el peso medio de los datos recolectados (1320 lbs), remplazando se

obtiene.

풀 = ퟏퟐ.ퟏퟏ풍풃풔/풇풕ퟐ

Para la relación entre el peso al despegue y la relación peso potencia, se tiene

que:

o Peso al despegue (variable independiente X)

o Relación peso - potencia (Variable dependiente Y)

풀 = ퟎ.ퟎퟎퟓퟏ푿+ ퟓ.ퟗퟕퟑퟗ

Ecuación 5

Utilizando el peso medio de los datos recolectados (1320 lbs), remplazando se

obtiene.

풀 = ퟏퟐ.ퟕ풍풃풔/푯풑

Se tiene una idea inicial de parámetros importantes dentro del diseño, a través de

la relación peso al despegue y peso al vacío.

El análisis del tipo de material compuesto utilizado para cada aeronave, al igual

que el proceso de fabricación, son temas más complejos debido a que es

información restringida de cada fabricante.

Para la solicitud de esta información se realizó una petición (Anexo A), y fue

enviada a cada uno de los fabricantes, sin embargo no se tuvo respuesta de ellos.

No obstante se investigó en internet y se encontró la siguiente información.

Materiales encontrados Avión Material componente

DYNAMI El fuselaje del avión está construido en fibra de carbono con una

construcción tipo sándwich, de igual manera, la cabina de la

52

aeronave está construida con compuestos de carbono. La

manufactura de la aeronave esta supervisada por la autoridad:

“Civil Aviation Authorities of Slovak republic, CAA of Czech

republic and German LBA”18

STING S3

La aeronave está construida en un 85% con fibras de carbono,

las superficies de las alas y el fuselaje están hechas en

construcciones tipo sándwich de carbono/epoxi con un núcleo en

closed-cell foam, y es ensamblado con adhesivos epóxicos, las

pieles de las alas y el fuselaje son curadas en horno y con

bolsas de vacío, algunos otros componentes son curados en

autoclave19.

LS-1

Los componentes en compuesto son construidos con resinas

epóxica de aviación con programas internacionales de control de

calidad20.

800 XP Toda la estructura en compuesto (no se especifican materiales ni

tipo de fabricación)21

FAETA Zephyr

Los mejores materiales en carbono y los mejores métodos de

producción de compuestos en carbono son usados en el avión

(no se especifica cual método de producción), además de esto

en la construcción se combina la fibra de vidrio, madera y tejido

de poliéster22

Falcon ls Construcción con Prepreg kevlar, carbon fiber and e-glass23. Tabla 5: Materiales compuestos de la estadística

Las aeronaves LSA para ser certificables en la categoría, deben cumplir con toda

la normatividad correspondiente, es por esta razón que para poder ser certificadas

18 ttp://www.aerospool.sk/index.php?option=com_content&view=article&id=48&Itemid=60&lang=en 19 http://tl-ultralight.cz/content/download/soubory/katalog_sting_jpg.pdf 20 http://www.flylightning.net/lightning-lsa.html 21 http://www.gobosh.aero/G800.cfm 22 http://www.atecaircraft.eu/en/planes/zephyr/ 23 http://renegadelightsport.com/wp-content/uploads/2011/03/Falcon-stats-back.pdf

53

también debe cumplir con los estándares de calidad para la manufactura de los

mismos, contenidos en la norma ASTM F2279 – 0624.

4.3. Requerimientos.

Con base en los datos vistos en la estadística, al igual que con requerimientos que

plantea la normativa para LSA se propusieron los siguientes requerimientos (tabla

6).

Requerimientos para el diseño Rango 600 NM Distancia de despegue 500 ft o 150 m Velocidad de perdida 45 Knots Tasa de acenso 800 ft/min Factor de carga 4 (ASTM F2245) Techo de servicio 12000 ft (hipoxia) Costo 59.000 US$ - 155.000 US$

Tabla 6: Requerimientos de diseño

4.4. Primera estimación de pesos.

Después de conocer los requerimientos para diseño, que son el punto de inicio del

diseño conceptual; se continúa con el cálculo de la primera estimación de pesos,

que dará una primera aproximación al LSA (Light Sport Aircraft) y un punto

importante para la obtención de los datos de rendimiento de la aeronave.

Para esta primera estimación de pesos el objetivo es determinar el peso máximo

al despegue de la aeronave, este peso es el que tiene la aeronave al inicio de la

misión para la cual fue diseñado. El peso máximo al despegue puede ser

calculado determinando cada uno de los pesos que lo conforman como se

describe en la siguiente ecuación25.

24 ASTM F2279-06, Standard Practice for Quality Assurance in the Manufacture of Fixed Wing Light Sport Aircraft. 25 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 3 Sizing from a Conceptual Sketch; Página 11.

54

푾ퟎ = 푾풕풓풊풑풖풍풂풄풊풐풏 + 푾풄풂풓품풂풑풂품풂 + 푾풄풐풎풃풖풔풕풊풃풍풆 + 푾풗풂풄풊풐풄풂풓품풂풖풕풊풍

Ecuación 6

Dónde:

W 0 = Peso máximo al despegue.

W tripulación = El peso de la tripulación necesaria para operar la aeronave en vuelo.

Para las aeronaves categoría LSA el número máximo de tripulantes son 2

personas26.

W carga paga = La carga paga de la aeronave es el peso el cual la aeronave va a

trasportar, para el caso de las aeronaves LSA, la carga paga es el peso del

equipaje, o de cualquier objeto que trasporten las dos personas que van a bordo.

W combustible = es el peso del combustible que lleva la aeronave en los tanques

para realizar la misión para la que fue diseñado, este peso no es el mismo durante

toda la misión, decrece a medida que transcurre la operación de la aeronave.

W vacío = El peso vacío de la aeronave es el que contempla todo lo que no tiene

que ver con tripulación, carga paga y combustible, es decir contempla el peso de

la estructura del avión, motor con todos sus accesorios, equipo eléctrico y de

navegación, trenes de aterrizaje y equipo como sillas, tapizados etc.

Estimación de fracciones de peso

Los valores de los pesos de carga paga y de tripulación son dados en los

requerimientos, los valores del peso del combustible y el peso vacío de la

aeronave si son desconocidos, sin embargo estos pesos están en función del peso

total de la aeronave, por tal razón y con el fin de simplificar el cálculo Wcombustible y

26ASTM F2245

55

WVacío serán expresados como fracciones del peso total de la aeronave27, de

acuerdo a esto, remplazando y resolviendo en la ecuación anterior se tiene que:

푾ퟎ =푾풕풓풊풑풖풍풂풄풊풐풏 + 푾풄풂풓품풂풑풂품풂

ퟏ − 푾풄풐풎풃풖풔풕풊풃풍풆푾ퟎ

− 푾풗풂풄풊풐푾ퟎ

Ecuación 7

Dónde:

Wcombustible/W0 = fracción de peso del combustible.

Wvacío/W0 = fracción de peso vacío.

La estimación de la variación del peso de combustible con respecto al peso

máximo al despegue (fracción de peso), que en adelante será escrito como

Wf/Wo.

Se requiere plantear el perfil de misión que el avión debe desempeñar, como

requerimiento principal de la tesis, el siguiente gráfico ilustrará el perfil de misión

que la aeronave bajo operación normal desempeñará.

Este perfil de misión está planteado a partir de la etapa de despegue, para el caso

de la aeronave el aeropuerto más crítico para desempeñar la misión es el

aeropuerto de Guaymaral a 8358 ft de altura con respecto al nivel del mar,

además de esto se plantea para que la aeronave sirva como un avión recreativo,

el cual pueda ser utilizado para despegar desde Guaymaral y tenga la capacidad

de volar con un rango de 600 N.M, es decir que con el perfil de misión que se

platea, el propietario de la aeronave puede volar de Bogotá a Cartagena (1075 km,

580 N.M28) almorzar en Cartagena, tanquear la aeronave de nuevo y retornar a

Bogotá.

27Ibid ; Pag 11. 28 http://www.viajaporcolombia.com/peajes/

56

Figura 11: Perfil de misión de la aeronave, Fuente autores del proyecto

Descripción perfil de misión Segmento Descripción Altitud (ft)

0 – 1 Despegue 8358 1 – 2 Ascenso 8358 – 12000 2 – 3 Crucero 12000 3 – 4 Descenso – loiter 12000 – 7 4 – 5 Loiter – Aproximación 12000 – 7 5 – 6 Aterrizaje 7

Rango total: 390 NM (sin tener en cuenta aproximación fallida y ruta hacia alterno)

Tabla 7: Descripción perfil de misión

El peso de combustible de acuerdo a la misión consumido durante la misma está

definido por:

푾풇 = 푾ퟎ −푾ퟔ

Ecuación 8

El valor que se requiere es Wf/Wo, por tal razón se divide la ecuación

anteriormente mencionada por Wo, obteniendo:

풘풇

풘ퟎ= ퟏ −

풘ퟔ

풘ퟎ

Ecuación 9

0 12 3

5 60

5000

10000

15000A

ltitu

d ft

Perfil de misión

4

57

El siguiente paso es obtener W6/Wo, este valor se determina mediante el cálculo

de la fracción de peso de cada segmento de la misión (Figura 11, dividiendo el

peso de la aeronave al final de cada segmento con el peso al inicio del mismo,

este cálculo se describe mediante la siguiente ecuación29:

풘ퟔ

풘ퟎ=풘ퟏ

풘ퟎ∗풘ퟐ

풘ퟏ∗풘ퟑ

풘ퟐ∗풘ퟒ

풘ퟑ∗풘ퟓ

풘ퟒ∗풘ퟔ

풘ퟓ

Ecuación 10

De acuerdo a los datos estadísticos mostrados por Raymer, se pueden asumir las

siguientes fracciones30:

풘ퟏ

풘ퟎ(풄풂풍풆풏풕풂풎풊풆풏풕풐풚풅풆풔풑풆품풖풆) = ퟎ.ퟗퟕ

풘ퟐ

풘ퟏ(풂풔풄풆풏풔풐) = ퟎ.ퟗퟖퟓ

풘ퟓ

풘ퟒ(풅풆풔풄풆풏풔풐) = ퟎ.ퟗퟕퟓ

풘ퟔ

풘ퟓ(풂풕풆풓풓풊풛풂풋풆) = ퟎ.ퟗퟗퟓ

“Los valores anteriormente mencionados pueden variar un poco dependiendo del

tipo de aeronave, sin embargo los valores promedio mencionados son razonables

para un dimensionamiento inicial31”

Para la maniobra de crucero se debe calcular la fracción para ese segmento de la

misión, este cálculo se realiza mediante la ecuación de rango de Breguet

mostrada a continuación.

29ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 8 Design of a propeller-driven airplane; Página 402. 30 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 3 Sizing From A Conceptual Sketch; Páginas 16 y 17. 31 Ibid, Pagina 17.

58

풘ퟑ

풘ퟐ=

ퟏ

풆푹풄∗푪

푳 푫⁄ ∗휼풑

Ecuación 11

Dónde:

Rc = Rango

C = Consumo especifico de combustible

L/D = Eficiencia aerodinámica

휼풑= Eficiencia de la hélice

Este segmento se debe calcular debido a que este depende del rango, consumo

especifico de combustible, la eficiencia aerodinámica y la eficiencia de la hélice, ya

que estos valores pueden cambiar mucho de una aeronave a otra, este valor no

puede ser dado mediante estadística.

Para la maniobra de loiter se calcularán de una manera muy similar y al igual que

en crucero, este valor no puede ser dado por una estadística debido a que

depende del tiempo del loiter y de las características de la aeronave nombradas

en el segmento de crucero. Por lo tanto el segmento de loiter se calcula como se

muestra a continuación.

풘ퟒ

풘ퟑ=

ퟏ

풆푽풄∗푪∗풕풓푳 푫⁄ ∗휼풑

Ecuación 12

Dónde:

Vc = Velocidad de la maniobra (135,02 ft/s) (110 Knots)

C = Consumo especifico de combustible (2,27 E-07 ) (este valor se toma en

59

base al motor más usado por los LSA)

풕풓 = Tiempo de la maniobra (1800 s) (FAR23, 30 min en caso de

aeropuerto cerrado)

L/D = Eficiencia aerodinámica (14) ( la selección del L/D se realizó de

acuerdo a la figura 3.5 y 3.6 del libro de

Raymer32)*1

휼풑 = Eficiencia de la hélice (70%) (La eficiencia de la hélice normal

mente es de un 80 a 85 %33, pero para

hacer más restrictivo el diseño, este

será asumido de un 70% para una

primera estimación)*2

*1 Para la selección del L/D inicial de la aeronave y como se nombró anteriormente

se utilizó la figura 3.5 del libro de Raymer en la cual muestra la relación entre el

área de referencia y el área húmeda de la aeronave “Wetted área”. Esta figura

muestra cual es esta relación de acuerdo a diferentes aeronaves, para el caso del

LSA y como un valor inicial (útil para la primera estimación) de esta relación se

seleccionó en la gráfica una aeronave de un solo motor, configuración tractor; de

acuerdo a esto se tuvo que la relación de áreas está dentro de un rango de 3 a 5

(adimensional), es importante aclarar que la relación de áreas, será calculada más

adelante con el modelo 3D de la aeronave, el valor seleccionado será utilizado

únicamente como una primera estimación.

Para seleccionar el valor de la relación L/D (relación entre la sustentación y el

arrastre que genera la aeronave) en otras palabras la eficiencia aerodinámica de

32 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 3 Sizing From A Conceptual Sketch; Paginas 21 y 22. 33Dr. LOWRY is the 1999 AIAA Flight Research Project, disponible en http://www.allstar.fiu.edu/aero/BA-Background.htm

60

la aeronave; para esto se utilizó la figura 3.4 del libro de Raymer, la cual muestra

diferentes tendencias del valores del L/D de acuerdo a diferentes tipos de

aeronaves y la relación entre las áreas y la relación de aspecto de las aeronaves.

De acuerdo a lo anterior para seleccionar el valor en la figura 3.4, primero

definimos el valor de la relación de áreas de 3.5 que es el valor medio de lo

nombrado anteriormente, con este valor y el valor promedio de la relación de

aspecto, tomado de la base de datos de aeronaves LSA de 8.6 se seleccionó el

valor de la figura así:

푾풆풕풕풆풅푨푹 =푨푹

푺풘풆풕푺풓풆풇

Ecuación 13

푾풆풕풕풆풅푨푹 =ퟖ.ퟔퟑ.ퟓ

푾풆풕풕풆풅푨푹 = ퟐ.ퟒ

Con este valor procedemos a buscar en la gráfica.

Figura 12: Selección relación L/D, Fuente: Raymer Aircraft Desing: A Conceptual Approach

1

61

Con esto el valor seleccionado para el L/D fue de 14 para un primer acercamiento

de la aeronave, para la selección de la línea en la figura se hizo bajo dos

características de los LSA que son tren de aterrizaje fijo y propulsado por hélice,

estas dos características son visibles en la línea marcada con el número 1.

*2 Se realizó un análisis de sensibilidad de variables que se muestra en la sección

4.10 del presente trabajo, en donde se verifico que esta variable afecta

considerablemente el cálculo de la fracción de peso de combustible, con el ánimo

de hacer más restrictivo el primer análisis de peso debido a que con una menor

eficiencia de la hélice se tendría un mayor consumo de combustible, por

consiguiente es necesario una cantidad mayor de combustible para realizar el

perfil de misión y alcanzar el rango máximo propuesto.

Reemplazando los valores en las ecuaciones ya nombradas se obtiene:

푾ퟑ

푾ퟐ= ퟎ.ퟗퟏퟗ

푾ퟒ

푾ퟑ= ퟎ.ퟗퟗퟑ

풘ퟔ

풘ퟎ= ퟎ,ퟗퟕ ∗ ퟎ,ퟗퟖퟓ ∗ ퟎ,ퟗퟏퟗퟎퟐퟏퟒퟔ ∗ ퟎ,ퟗퟗퟑퟓퟐퟎퟐퟕ ∗ ퟎ,ퟗퟕퟓ ∗ ퟎ,ퟗퟗퟓ

풘ퟔ

풘ퟎ= ퟎ,ퟖퟒퟔ

Por lo tanto, la fracción de peso del consumo de combustible en función del peso

máximo al despegue es:

풘풇

풘ퟎ= ퟎ.ퟏퟓퟑ

Este valor debe ser multiplicado por 1.1 el cual representa un aumento del 10%

del valor, el cual está distribuido en 6% combustible de reserva y 4% combustible

atrapado en las líneas. De esta forma se tiene:

62

풘풇

풘ퟎ= ퟎ.ퟏퟔퟗ

Conociendo ya el valor de la fracción de peso del combustible, se procede a

determinar la fracción de peso vacío del avión llamado desde ahora We/W0.

Existen dos formas para determinar la variación del peso vacío con respecto al

peso máximo al despegue:

a) We/W0= El peso vacío como una variable independiente

b) We/W0= El peso vacío como una función del peso máximo al despegue, f(W0).

Para efectos de cálculo se utilizara el método b, propuesto por Raymer, bajo un

proceso de iteración se obtuvo el valor de We/W0, utilizando la siguiente ecuación,

como se muestra a continuación:

푾풆

푾ퟎ= 푨 ∗푾ퟎ

푪 ∗ 푲푼푺

Ecuación 14

Dónde34:

A = 0.99 para aeronaves Homebuilt en compuestos.

C = - 0.09 para aeronaves Homebuilt en compuestos.

KUS = 1 si fixedsweep.

La siguiente tabla muestra el proceso de iteración realizado para la estimación de

la fracción de peso vacío.

MÉTODO RAYMER

Wo asumido We/Wo Wo calculado 1180 0,5238 1334,814

1040 0,529788094 1361,35158 1190 0,523403 1333,088

34 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 3 Sizing From A Conceptual Sketch; Páginas 13, tabla 3.1 empty weight fraction VSW0.

63

1050 0,52933201 1359,29311 1200 0,523009 1331,382

1060 0,528880636 1357,26202 1210 0,522618 1329,696

1070 0,528433881 1355,25768 1220 0,522231 1328,029

1080 0,527991653 1353,27947 1230 0,521848 1326,381

1090 0,527553866 1351,32681 1240 0,521467 1324,752

1100 0,527120435 1349,39913 1250 0,521091 1323,141

1110 0,526691278 1347,49586 1260 0,520717 1321,548

1120 0,526266315 1345,61647 1270 0,520347 1319,972

1130 0,525845467 1343,76044 1280 0,51998 1318,414

1140 0,52542866 1341,92727 1290 0,519616 1316,872

1150 0,525015819 1340,11647 1300 0,519255 1315,347

1160 0,524606872 1338,32757 1310 0,518897 1313,838

1170 0,524201751 1336,5601 1320 0,518542 1312,345 Tabla 8: Iteraciones peso vacío (Método Raymer).

El valor de We/W0 seleccionado fue: 0.518, este valor fue seleccionado debido a

que en el proceso de iteración fue el punto en donde el W0 asumido y el W0

calculado son más semejantes.

Por requerimientos ASTM como se mencionó anteriormente y debido a la

capacidad de la aeronave se estima el peso de la tripulación, que estará

compuesta por 2 pasajeros35 350 lb, cada uno con un peso de 175 lb, por otro lado

se tiene que la carga paga para esta aeronave, será definida por el peso de dos

maletas equivalentes a 60 lb

El peso por persona fue seleccionado teniendo en cuenta la ASTM donde se

mencionan los rangos de peso estándar de la tripulación, los cuales son de 120 lb

35ASTM Designation F 2245-10C, titled: Standard Specification for Design and Performance of a Light Sport Airplane. Referenciado de <http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/media/accepted_standards_v2.pdf.

64

y 190 lb, el peso seleccionado para efectos de cálculos hace referencia a 175 lb

que es el peso para un colombiano de 1.70 m36 con un índice de sobre peso37.

Finalmente ya con el cálculo de cada una de las variables la primera estimación de

pesos es:

Tabla 9: Pesos de la aeronave primera estimación

Como se aprecia los pesos se encuentran cubiertos por la norma que no debe

superar 1320 lb para la categoría Light Sport Aircraft LSA, para el cálculo del

volumen de combustible, se utilizó combustible AVGAS 100-130 con una densidad

de 0.718 Kg/Lts38.

4.5. Parámetros críticos de rendimiento.

En el diseño de la nueva aeronave es de suma importancia la estimación de los

parámetros de rendimiento, ya que estos datos permiten plantear la configuración

de la aeronave, teniendo como base el área alar, y la selección de la planta motriz.

Los datos de rendimiento están en función de la carga alar y de la relación

empuje-peso (W/S y T/W respectivamente)39, por este motivo cobra importancia el

cálculo de dichos parámetros para diferentes maniobras críticas de la aeronave,

tales como:

36 Meisel Adolfo y Vega Margarita, A tropical success story: a century of improvements in the biological standard of living, Colombia 1910-2002 37 http://www.cdc.gov/healthyweight/assessing/bmi/adult_bmi/index.html 38 http://www-static.shell.com/static/aus/downloads/aviation/avgas_100ll_pds.pdf 39 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 7 The Philosophy of airplane disegn ;Página 391.

Primera estimación de pesos W0 1313,837 lbs 595,825 Kg We 685,623 lbs 310,930 Kg Wf 222,092 lbs 100,718 Kg

Volumen combustibles 309,320 lts 81,660 Gal

65

Maniobras críticas. Aterrizaje Despegue

Tasa de ascenso Velocidad máxima en crucero

Giro sostenido Velocidad de perdida

Tabla 10: Maniobras críticas para el análisis de rendimiento

Por medio del análisis de cada una de las maniobras se puede plantear el

diagrama de restricciones para la aeronave, el cual indicara cual es el punto

óptimo de diseño y dará la estimación de la carga alar y la relación de empuje

peso para la configuración de la aeronave.

En adelante se realizará el cálculo de cada una de las maniobras críticas para

poder realizar el análisis de rendimiento de la aeronave.

Aterrizaje

Por medio de esta maniobra se puede conocer el primer valor de la carga alar,

debido a que esta maniobra está en función de dicho parámetro, a continuación se

hace un desglose de todo el cálculo para la determinación de la carga alar

correspondiente al aterrizaje de la aeronave.

Figura 13: Distancia de aterrizaje, Fuente: autores del proyecto.

Para iniciar con el cáculo es necesario descomponer las furezas de la aeronave

mostradas en la siguiente figura, y realizar la sumatoria de fuerzas con el fin de

calcular el ángulo de aproximación.

66

Figura 14: Fuerzas sobre el avión, Fuente: autores del proyecto.

푭풙 = ퟎ

푻 −푫 + 푾퐬퐢퐧휽 = ퟎ

Ecuación 15

Dónde:

T= Empuje

D= Arrastre

W= Peso aeronave

L=Lift

Ɵ= Ángulo de aproximación

퐬퐢퐧휽 =푫푾−

푻푾푳 = 푾;풏 = ퟏ

퐬퐢퐧휽 =ퟏ푳푫−푻푾

Ecuación 16

67

Teniendo en cuenta que el motor de la aeronave para aterrizaje se encuentra en

mínimas (ralentí) se considera que T/W=0 por tal razón se llega a la siguiente

ecuación:

퐬퐢퐧휽 =ퟏ푳/푫

Asumiendo que L/D = 14 de acuerdo a la consideración nombrada en la

estimación de pesos; se obtiene que el ángulo de aproximación es:

퐬퐢퐧휽 = ퟒ품풓풂풅풐풔

Para el cálculo de la distancia de aterrizaje se calculará dividiendo la distancia

total en diferentes segmentos de acuerdo a la figura 6 (Sa, Sf, Sg)40.

Estimación Sa (segmento de aproximación)

El segmento de aproximación Sa es la distancia que hay desde el obstáculo y la

distancia de flare Sf,, el cálculo se muestra a continuación:

La ecuación respectiva para realizar el cálculo de la distancia de aproximación

es:41

푺풂 =풉풐풃 − 풉풇퐭퐚퐧 휽풖

Ecuación 17

Dónde:

hob= altura del obstáculo 50 ft según la norma para LSA.

hf = altura de flare.

40UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA. Tesis De Grado 2008, diseño y construcción de un vehículo Aéreo no tripulado (uav) navigator x-02; Página 149 41 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Airplane performance: accelerated flight; Página 369

68

La altura de flare es un valor que no se conoce, pero pude ser calculada mediante:

풉풇 = 푹(ퟏ − 퐜퐨퐬휽풖)

Ecuación 18

Donde R es el radio de la trayectoria de vuelo para aviones diseñados con FAR 23

es igual a:

푹 =푽풇ퟐ

ퟎ.ퟐ품

Ecuación 19

Sin embargo para aviones categoría LSA la ecuación del radio de giro puede ser

diferente, para esto se realiza el análisis como se muestra a continuación:

Se parte de la consideración que el segmento en el cual la aeronave en aterrizaje

está realizando el giro de aproximación a la pista, se encuentra realizando una

maniobra de pull-up.

Figura 15: Maniobra Pull-up 2, Fuente Anderson Aircraft performance and desing

A partir de esto se tiene que la ecuación que describe el radio es42:

42 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Airplane performance: accelerated flight; Página 337.

69

푹 =푽ퟐ

품(풏 − ퟏ)

Ecuación 20

De acuerdo a esto la V∞ para el caso de los LSA acorde a la norma ASTM es de

1.3Vpérdida. El factor de carga que indica la ecuación es el factor de carga que

experimenta la aeronave durante la maniobra de pull-up, la norma ASTM

menciona los factores de carga límite para la aeronave, sin embargo en las

consideraciones para la maniobra de aterrizaje solo nombra los factores de carga

necesarios para realizar el diagrama V-N y los factores para el diseño estructural

del tren de aterrizaje de la misma (Anexo B), es por esto que es necesario

determinar el factor de carga para esta maniobra de acuerdo a esto.

Figura 16: Maniobra Pull up 1, Fuente: Anderson Aircraft performance and desing

Para el factor de carga para la maniobra:

풏 =푳푾

Ecuación 21

De esta ecuación sabemos:

푳 =ퟏퟐ흆푽

ퟐ푺푪풍풎풂풙

Ecuación 22

70

El coeficiente de sustentación de acuerdo a la bibliografía consultada43 debe ser

menor al coeficiente de sustentación máximo para esto se tiene que este debe ser

0.9 (Clmax), acorde a esto se tiene que:

푳 =ퟏퟐ흆(ퟏ.ퟑ푽풑풆풓풅풊풅풂)ퟐ푺(ퟎ.ퟗ)푪풍풎풂풙

Se sabe que W es igual al L y de acuerdo a esto se tiene:

푾 =ퟏퟐ흆푽풑풆풓풅풊풅풂

ퟐ 푺푪풍풎풂풙

Ecuación 23

Remplazando en la ecuación del factor de carga para la maniobra de pull-up se

obtiene:

풏 =ퟏퟐ흆(ퟏ.ퟑ푽풑풆풓풅풊풅풂)ퟐ푺(ퟎ.ퟗ)푪풍풎풂풙

ퟏퟐ흆푽풑풆풓풅풊풅풂ퟐ 푺푪풍풎풂풙

Resolviendo de la ecuación se calcula que el factor de carga para la maniobra

sería:

풏 = ퟏ.ퟓퟐퟏ

El factor de carga ya calculado se remplaza en la ecuación del radio de giro para

aterrizaje.

푹 =푽ퟐ

품(ퟏ.ퟓퟐퟏ − ퟏ)

Y con esto la ecuación que determina el radio de giro para las aeronaves

categoría LSA sería:

43 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Airplane performance: accelerated flight; Pagina 363.

71

푹 =푽풇ퟐ

ퟎ.ퟓퟐퟏ품

Ecuación 24

De acuerdo a esto se procede a calcular la velocidad de flare Vf que como se

nombró anteriormente es igual a 1.3*Vpérdida de acuerdo a la norma ASTM para

LSA

푽풇 = ퟓퟖ.ퟓ풌풏풐풕풔 ퟑퟎ.ퟎퟗퟓ풎풔 풐ퟗퟖ.ퟕퟑퟔ

풇풕풔

Remplazando en la ecuación se obtiene que:

푹 = ퟓퟖퟏ.ퟏퟏퟗ풇풕

풉풇 = ퟏ.ퟐퟗퟐퟖ풇풕

Remplazando todos los datos obtenidos en la ecuación del segmento de

aproximación se obtuvo el dato definitivo para este segmento que es de:

푺풂 = ퟕퟐퟖ.ퟗퟖퟐ풇풕(ퟐퟐퟐ.ퟏퟗퟑ풎)

Estimación Sf (distancia de flare)

El segmento de flare (Sf) es la distancia que hay desde la distancia de

aproximación y la distancia de rodaje en tierra, para realizar el cálculo de dicho

segmento se procede de la siguiente manera.

푺풇 = 푹퐬퐢퐧 휽풖

Ecuación 25

Dónde:

R = 581.119 ft, calculado en el segmento anterior

72

Θu = 4 Grados, calculado mediante la sumatoria de fuerzas

푺풇 = ퟑퟖ.ퟕퟒퟏ풇풕(ퟏퟏ.ퟖퟎퟖ풎)

Estimación Sg (Segmento en tierra)

Este segmento está comprendido desde el segmento de flare hasta donde la

velocidad de la aeronave es igual a cero, y esta expresada mediante44:

푺품 = 풋푵ퟐ흆 ∗

푾푺 ∗

ퟏ푪풍풎풂풙

+풋ퟐ ∗ 푾

푺품 ∗ 흆 ∗ 푪풍풎풂풙 ∗ 흁풓

Ecuación 26

En este punto el segmento en tierra para el aterrizaje ya se conoce, ya que este

valor es uno de los datos que se plantearon en los requerimientos de diseño, en

este punto se busca conocer el valor de W/S (carga alar) con el fin de

esquematizar el diagrama de restricciones para poder determinar el punto de

diseño con el W/S más óptimo.

De la anterior ecuación ya se conocen ciertos valores mostrados a continuación.

Sg = 500 ft (150 m).

j = 1.15 es un factor que depende del coeficiente de arrastre45, este valor será

tomado inicialmente para el cálculo de la distancia de aterrizaje, sin embargo en

un cálculo más avanzado (Cálculos diseño preliminar, predicción del drag de la

aeronave) puede ser recalculado ajustado a las aeronaves LSA.

N = 1 s tiempo promedio de circulación sobre la pista que está dado por el

piloto46, igualmente este valor puede ser determinado realizando la selección del

44UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA. Tesis De Grado 2008, diseño y construcción de un vehículo Aéreo no tripulado (uav) navigator x-02; Página 151 45 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 15 Performance and flight mechanics; Pagina 491. 46 Ibid pag. 491.

73

sistema de frenos del avión y mirando el tiempo de reacción del mismo (Diseño

preliminar, realizando un análisis detallado del sistema de frenos de la aeronave).

ρ = densidad a 9000 ft.

Clmax para aterrizaje = De acuerdo a Roskam47, para aeronaves Homebuilt y single

engine propeller driven, el coeficiente de sustentación máximo puede estar entre

1.2 – 1.9, para efectos de cálculo se utiliza 1.4 que es el coeficiente de

sustentación máximo del ala. Para determinar el coeficiente de sustentación

máximo para aterrizaje se tiene en cuenta dos puntos:

1. El coeficiente de sustentación máximo del ala limpia (sin el uso de los flap), es

usualmente alrededor del 90% del coeficiente de sustentación máximo del perfil48.

2. El incremento debido al flap, para aterrizar en Bogotá es necesario utilizar los

flap con un ángulo de 35 grados (70% de incremento en el coeficiente de

sustentación)49.

De acuerdo a estas dos consideraciones tenemos que:

푪푳퐦퐚퐱 풂풕풆풓풓풊풛풂풋풆 =푪푳풎풂풙풂풍풂풍풊풎풑풊풂

ퟗퟎ% + ퟕퟎ%

Ecuación 27

푪푳퐦퐚퐱 풂풕풆풓풓풊풛풂풋풆 = ퟐ.ퟐퟓퟓ

Con esto se tendría que el coeficiente de sustentación máximo para aterrizaje es

de 2.255

g = 32.2 ft/s2.

47 ROSKAM, JAN. Airplane Design.DAR Corporation, 1997, Part 1, Charter 3; Página 91. 48 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 12 Aerodynamics; pagina 270. 49 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 Airplane performance: steady flight; Página 257, figure 5.28 typical values of airfoil maximum lift coefficient.

74

μr = 0.4, el coeficiente de fricción se asume de acuerdo a la siguiente tabla50, y

asiendo claridad de que la aeronave va a operar en pistas duras.

Coeficientes de rozamiento típicos Superficies μr valores típicos sin

frenos μr valores típicos con

frenos Concreto o asfalto

seco 0.03-0.05 0.3-0.5

Concreto o asfalto mojado

0.05 0.15-0.3

Concreto o asfalto con hielo

0.02 0.06-0.10

Tierra dura 0.05 0.4 Tierra firme 0.04 0.3

Tierra blanda 0.07 0.2 Césped mojado 0.08 0.2

Tabla 11: Coeficientes de rozamientos

Es necesario despejar W/S de la ecuación, para este proceso se dirá que W/S = Y,

además de esto se remplaza los otros valores de la ecuación.

ퟓퟎퟎ = (ퟏ.ퟏퟓ)ퟐ

ퟎ.ퟎퟎퟏퟖퟏퟏ ∗풀 ∗ ퟏퟐ.ퟐퟓퟓ+

(ퟏ.ퟏퟓ)ퟐ ∗ 풀ퟑퟐ.ퟐ ∗ ퟎ.ퟎퟎퟏퟖퟏퟏ ∗ ퟐ.ퟐퟓퟓ ∗ ퟎ.ퟒ

ퟒퟑퟐ.ퟏퟐퟔ = ퟐퟓ.ퟒퟒퟔ√풀+ ퟐퟓ.ퟏퟑퟔ풀

ퟎ = ퟐퟓ.ퟏퟑퟔ풀 + ퟐퟓ.ퟒퟒퟔ√풀 − ퟓퟎퟎ

Para encontrar el valor de la incógnita se utiliza la ecuación cuadrática con el fin

de encontrar el valor Y=W/S

퐘 =−풃 ± √풃ퟐ − ퟒ풂풄

ퟐ풂

Ecuación 28

50 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 15 Performance and flight mechanics; Páginas 486, tabla 17.1 ground rolling resistance.

75

Dónde:

a = 25.136

b = 25.446

c = - 500

Remplazando estos valores en la ecuación cuadrática se obtiene que:

풀ퟏ/ퟐ = ퟑ.ퟗퟖퟐ

Por consiguiente la carga alar (W/S) para la maniobra de aterrizaje es:

푾푺 = ퟏퟓ.ퟖퟔퟗ 풍풃 풇풕ퟐ

Para la maniobra de aterrizaje ya es posible calcular la distancia total de aterrizaje

mediante la siguiente ecuación:

푺푨풕풆풓풓풊풛풂풋풆 = 푺풂 + 푺풇 + 푺품

Ecuación 29

La distancia de aterrizaje con una carga alar de 15.86 lb/ft2 sería:

푺푨풕풆풓풓풊풛풂풋풆 = ퟏퟐퟓퟐ.ퟑퟒퟔ풇풕(ퟑퟖퟏ풎)

Despegue.

Para el despegue, al igual que en la maniobra de aterrizaje se hace un desglose

de todo el cálculo, con el fin de la determinación de la relación de empuje peso,

pero teniendo en cuenta que está se encuentra en función de la carga alar y del

coeficiente sustentación máximo.

Igualmente para el cálculo de la distancia de despegue, se calculará dividiendo la

distancia total en diferentes segmentos de acuerdo a la siguiente figura (Sg y Sa).

76

Sg = Segmento en tierra. Sa = Segmento en vuelo antes del obstáculo.

Figura 17: Distancia de despegue, Fuente: Autores del proyecto.

Es importante que la distancia de despegue pueda cambiar dependiendo del

incremento o de la forma en que disminuyan los valores de la carga alar, del

coeficiente de sustentación, y también de la relación de empuje.

Estimación Sa (segmento en el aire).

Esta distancia está comprendida desde el final del segmento Sg hasta el momento

donde se supera el obstáculo, y está dada por la siguiente ecuación51.

푺풂 = 푹퐬퐢퐧 휽풐풃

Ecuación 30

Para poder realizar el cálculo del segmento es necesario calcular el ángulo para el

despegue y el radio del mismo, para esto se dice que:

휽풐풃 = 퐜퐨퐬 ퟏ −풉풐풃푹

Ecuación 31

51ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 8 Design of a propeller driven airplane; Página 457.

77

Para calcular el radio de la maniobra al igual que en aterrizaje realizamos el

mismo procedimiento, la siguiente ecuación muestra la ecuación típica para

determinar el radio.

푹 =ퟔ.ퟗퟔ ∗ 푽풔ퟐ

품

Ecuación 32

Sin embardo la ecuación para determinar el radio con aeronaves LSA sería:

Figura 18: Maniobra Pull up 3, Funete: Anderson Aircraft performance and desing

푹 =푽ퟐ

품(풏 − ퟏ)

Al igual que en la maniobra de aterrizaje el factor de carga sería (maniobra pull-

up):

풏 =푳푾

De esta ecuación sabemos:

푳 =ퟏퟐ흆(ퟏ.ퟑ푽풑풆풓풅풊풅풂)ퟐ푺(ퟎ.ퟗ)푪풍풎풂풙

Y W es igual al L

78

푾 =ퟏퟐ흆푽풑풆풓풅풊풅풂

ퟐ 푺푪풍풎풂풙

Resolviendo de la ecuación se calcula que el factor de carga para la maniobra

sería:

풏 = ퟏ.ퟓퟐퟏ

Con el valor del factor de carga calculado y sabiendo nuevamente que V∞= 1.3 la

velocidad de pérdida, se tendrá.

푹 =ퟏ.ퟑ푽풑풆풓풅풊풅풂ퟐ

품(ퟏ.ퟓퟐퟏ − ퟏ)

Resolviendo se tiene que la ecuación para el radio de giro en despegue sería:

푹 =ퟑ.ퟐퟒ푽풑풆풓풅풊풅풂ퟐ

품

Ecuación 33

Dónde:

Vs = 45 knots (98.736 ft/s) (velocidad mínima de pérdida de acuerdo a la norma

para LSA, y de acuerdo a los requerimientos de diseño)

푹 = ퟓퟖퟎ.ퟒퟒퟓ풇풕

Y el ángulo sería de acuerdo a la ecuación mencionada anteriormente y sabiendo

que hob = 50 ft según ASTM F-2245, se tiene que:

휽풐풃 = ퟐퟑ.ퟗퟓ품풓풂풅풐풔

De acuerdo a los datos calculados el segmento en vuelo es de:

푺풂 = ퟐퟑퟓ.ퟔퟕퟖ풇풕(ퟕퟏ.ퟖퟑ풎)

79

Estimación Sg (segmento en tierra)

El cálculo de Sg no es necesario ya que este valor se conoce gracias a los

requerimientos de diseño (la misma distancia en tierra plateada para el aterrizaje).

Con el fin de poder determinar la restricción debido al despegue; se utiliza la

ecuación de Sg donde se puede observar que hay términos que no se conocen y

que son necesarios para graficar el diagrama de restricciones, es decir W/S y T/W

(carga alar y relación empuje peso), la ecuación es la siguiente52:

푺품 =ퟏ.ퟐퟏ ∗푾 푺

품 ∗ 흆 ∗ 푪풍풎풂풙 ∗ 푻 풘

Ecuación 34

La carga alar puede ser calculada mediante la ecuación que describe la

sustentación.

푳 =ퟏퟐ ∗ 흆 ∗ 푽

ퟐ ∗ 푺 ∗ 푪풍풎풂풙

Dónde:

L=lift = W (peso de la aeronave).

ρ = Densidad a 9000 ft.

V = Velocidad mínima del avión al despegue (Vf= 1.3*Vpérdida).

S = Superficie alar.

Clmax = 1.95 Coeficiente de sustentación máximo para el despegue (partiendo de

la misma consideración para el coeficiente de sustentación máximo para

aterrizaje, que el coeficiente de sustentación máximo para el ala es de 1.453), de

52 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 8 Design of a propeller driven airplane; Página 412 53 Ibid pag. 48.

80

acuerdo a la misma consideración que para el aterrizaje, más el incremento

debido a 20 grados de flap54.

Reescribiendo la anterior ecuación se obtiene que:

Ecuación 35

De la ecuación anterior se observa que está presente la carga alar (término

resaltado), y despejando este término se obtiene que:

푾푺 =

푪풍풎풂풙 ∗ 흆 ∗ 푽ퟐ

ퟐ

푾푺 풅풆풔풑풆품풖풆 = ퟏퟕ.ퟐퟔퟑ

풍풃풇풕ퟐ

Calculado el valor de la carga alar para la maniobra de despegue y utilizando

nuevamente la ecuación 34 de Sg (distancia de rodaje en tierra), se puede calcular

el T/W (relación empuje peso) para conseguir otro de los datos del diagrama de

restricciones.

푺품 =ퟏ.ퟐퟏ ∗푾 푺

품 ∗ 흆 ∗ 푪풍풎풂풙 ∗ 푻 풘

Despejando T/W se observa que:

푻푾 =

ퟏ.ퟐퟏ ∗ 푾 푺품 ∗ 흆 ∗ 푪풍풎풂풙 ∗ 푺품

Ecuación 36

54 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 Airplane performance: steady flight; Página 257, figure 5.28 typical values of airfoil maximum lift coefficient.

81

Resolviendo:

푻푾 = ퟎ.ퟑퟔퟔ

Esta relación de empuje peso está dada para la maniobra de despegue a 9000 ft

de altura, esta altura es debido al perfil de misión de la aeronave y con el objetivo

de que el avión despegue desde una pista ubicada a gran altitud como la de

Guaymaral a las afueras de Bogotá55.

Conociendo esta relación es posible determinar cuál es la potencia necesaria que

se requiere para poder despegar de Bogotá, este dato es fundamental a la hora de

seleccionar la planta motriz más apropiado para este tipo de aeronave.

Para hacer este análisis se parte de la siguiente ecuación56:

푷풓 =푷휼풑

Ecuación 37

Dónde:

Pr = potencia requerida

P = potencia disponible

ηp = eficiencia de la hélice.

La potencia disponible está dada por la siguiente ecuación:

푷 = 푻푾 ∗ 푽풇 ∗ 푾

Ecuación 38

55 Ibid;pagina 55 56ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 8 Design of a propeller driven airplane; Página 413.

82

푽풇 = ퟏ.ퟑ ∗ 푽풑풆풓풅풊풅풂

Ecuación 39

푽풇 = ퟗퟖ.ퟕퟑퟔ풇풕/풔

푷 = ퟑퟐퟒퟐퟗ.ퟐퟖퟔ(풍풃 ∗ 풇풕)/풔

Para determinar la potencia requerida y como se mencionó anteriormente la

eficiencia de la hélice será tomada para la primera estimación del 70%57, por

consiguiente se tiene que:

푷풓 = ퟒퟔퟑퟐퟕ.ퟓퟓퟒ(풍풃 ∗ 풇풕)/풔

푷풓 = ퟖퟒ.ퟐퟑퟐ푯풑

Conociendo esta potencia, y la de las demás maniobras críticas, más adelante se

realizará un análisis, con el fin de poder seleccionará la planta motriz adecuada,

capaz de entregar la potencia necesaria para realizar cada una de las mismas.

Tasa de ascenso.

La estimación de la característica de ascenso de la aeronave es otro factor muy

importante en los parámetros de rendimiento, conocer cuál es la capacidad de

ascenso que posee la aeronave en caso de que se requiera un ascenso repentino

(debido a un obstáculo no planeado).

Por este motivo es importante estimar las características de esta maniobra para

poder plantear la restricción pertinente, graficada en el diagrama de restricciones.

La tasa de ascenso para la aeronave es un factor que depende en gran medida de

la combinación entre la potencia y el peso del avión, para poder graficar este

parámetro en el diagrama de restricciones es importante conocer la potencia

57 Ibid pag. 45.

83

requerida para la maniobra con el fin de poder calcular la relación del empuje

peso, y luego tener esta relación en función de la carga alar de la aeronave.

A continuación se muestra la ecuación que describe la tasa de ascenso de donde

se despejará la potencia requerida necesaria para la maniobra58.

푹푪 풎풂풙

=휼풑 ∗ 푷풓푾 −푽 푹

푪 풎풂풙∗ퟏ.ퟏퟓퟓ푳푫 풎풂풙

Ecuación 40

Dónde:

V(R/C)max = Velocidad tasa máxima de ascenso en aeronaves propulsadas con

hélice59.

푽 푹푪 풎풂풙

=ퟐ흆 ∗

푲ퟑ ∗ 푪푫푶

∗푾푺

ퟏ/ퟐ

Ecuación 41

Reemplazando en la ecuación de la tasa máxima de ascenso se obtiene.

푹푪 풎풂풙

=휼풑 ∗ 푷풓푾 −

ퟐ흆 ∗


∗푾푺

ퟏퟐ

∗ퟏ.ퟏퟓퟓ푳푫 풎풂풙

Dónde:

(R/C)max = Tasa de acenso (dato obtenido dentro de los requerimientos del diseño)

ηp = Eficiencia de la hélice.

58 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 aircraft performance: steady flight; Página 277. 59 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 aircraft performance: steady flight; Página 276.

84

Pr = Potencia requerida para realizar la maniobra.

W = Peso de la aeronave.

ρ = Densidad a 9000 ft.

K = Drag due to lift factor

CDO = Arrastre parásito.

W/S = Carga alar.

L/D = Eficiencia aerodinámica.

De la ecuación anterior es necesario calcular el arrastre parásito y K que son

variables de la ecuación que aún son desconocidas, calculando estos valores es

posible calcular la potencia requerida necesaria para la maniobra, y con ello poder

encontrar la relación de empuje peso (T/W).

Para esto se sabe que60:

푪푫푶 = 푪풇풆 ∗푺풘풆풕푺풓풆풇

Ecuación 42

La relación del área húmeda y el área del ala es de 3 – 5, para efectos de cálculo

se asumirá un valor de 3.5 61, este valor será determinado con el modelo en 3D de

la aeronave.

El valor del coeficiente equivalente de fricción de la piel (Cfe) es posible calcularlo

mediante62:

60 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 12 Aerodynamics; Página 280. 61 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 3 Sizing From A Conceptual Sketch; Pagina 21

85

푪풇풆 =ퟎ.ퟒퟐ

풍풏ퟐ(ퟎ.ퟎퟓퟔ푹풆)

Ecuación 43

Donde Re es el número de Reynolds expresado en función de la cuerda media

aerodinámica del ala del avión.

푹풆 =흆 ∗ 푽 ∗ 푪

흁

Ecuación 44

Dónde:

ρ = Densidad a 9000 ft en sistema internacional.

μ = viscosidad dinámica del fluido.

Vf= velocidad 1.3*V pérdida. 30 m/s

C̅ = cuerda media aerodinámica del avión.

푹풆 = ퟏퟓퟏퟑퟏퟗퟑ.ퟔퟐퟓ

Con el valor del número del Reynolds se calcula Cfe y CDO.

푪풇풆 = ퟎ.ퟎퟎퟑퟐퟔ

푪푫푶 = ퟎ.ퟎퟏퟔ

Al igual que el arrastre parásito es necesario calcular el K mediante la siguiente

ecuación63:

62 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 2 Aerodynamics of airplane: The drag polar; Página 108. 63 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 performance: steady flight; Página 214.

86

푳푫 풎풂풙

=ퟏ

ퟒ ∗ 푪푫푶 ∗ 푲

Ecuación 45

Despejando de la ecuación se tiene que:

푲 =ퟏ

푳푫 풎풂풙

ퟐ∗ ퟒ ∗ 푪푫푶

Ecuación 46

푲 = ퟎ.ퟎퟕퟖ

Con estas variables ya calculados es posible encontrar la potencia requerida para

realizar la maniobra despejando de la ecuación.

푹푪 풎풂풙

=휼풑 ∗ 푷풓푾 −

ퟐ흆 ∗


∗푾푺

ퟏퟐ


푷풓 =

⎣⎢⎢⎡ 푹푪 풎풂풙

+ퟐ흆 ∗


∗푾푺

ퟏퟐ

∗ퟏ.ퟏퟓퟓ푳푫 풎풂풙⎦

⎥⎥⎤∗푾휼풑

Ecuación 47

(R/C)max = 1200 ft/min (20 ft/s)

ηp = 70%

W = 1313.838 lbs

ρ = 0.001811 slug/ft3

K = 0.0757

87

CDO = 0.0168

W/S = 11.78 lb/ft2

L/D = 14

푷풓 = ퟓퟕퟑퟗퟔ.ퟗퟐퟖ(풍풃 ∗ 풇풕)/풔

푷풓 = ퟏퟎퟒ.ퟑퟓퟖ푯풑

Con esta potencia se puede calcular la relación de empuje peso para esta

maniobra.

푷풓 =푻푾∗ ퟏ.ퟑ ∗ 푽풑풆풓풅풊풅풂 ∗ 푾

휼풑

Ecuación 48

푻푾 =

푷풓 ∗ 휼풑ퟏ.ퟑ ∗ 푽풑풆풓풅풊풅풂 ∗푾

Ecuación 49

푻푾 = ퟎ.ퟑퟑퟐ

Para el diagrama de restricciones se graficará este valor en función (W/S)

Velocidad máxima.

La velocidad máxima de la aeronave al igual que las maniobras ya estudiadas

depende de la carga alar, de la relación empuje peso, y al igual que la maniobra

de ascenso está en función del arrastre polar y la altitud a la cual se consigue esta

velocidad.

88

El comportamiento de la velocidad máxima se ve influenciado en medida por estos

valores, y dependiendo del comportamiento de cada uno la velocidad tendrá un

cambio en el suyo.

Dependiendo del comportamiento se puede ver que64:

Si T/W aumenta la velocidad máxima también aumenta.

Si W/S aumenta la velocidad máxima aumenta de la misma forma.

Si CDO o K aumentan la velocidad máxima disminuye.

Por estos motivos la velocidad máxima será otro factor importante para la

esquematización del diagrama de restricciones de la aeronave, para iniciar con el

análisis se parte de:

푫 =ퟏퟐ흆푽

ퟐ푺푪푫

Ecuación 50

En crucero (vuelo a nivel) de acuerdo al siguiente diagrama de fuerzas se tiene

que:

Figura 19: Fuerzas a vuelo recto y nivelado, Fuente: autores del proyecto.

Se sabe que L = W y D = T, por lo tanto:

푻 =ퟏퟐ흆푽

ퟐ푺푪푫

64 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 performance: steady flight; Página 231.

89

Donde CD = CDO + KCL2, reemplazando en la ecuación:

푻 = 흆푽 ퟐ푺ퟐ 푪푫푶 + 푲 ∗ 푪푳ퟐ

푳 = 푾 =ퟏퟐ ∗ 흆 ∗ 푽

ퟐ ∗ 푺 ∗ 푪푳

푪푳 =ퟐ ∗ 푾

흆 ∗ 푽ퟐ ∗ 푺

Reescribiendo la ecuación se tienen que65:

푻 =ퟏퟐ흆 푽 푪푫푶 +

ퟐ 푾푺 ∗ 푲 ∗ 푺흆 푽ퟐ

De la ecuación anterior aún no se puede calcular con precisión la superficie del ala

(S), sin embargo se sabe que:

푺 =푾푾

푺

Ecuación 51

Sustituyendo en la ecuación.

푻푹 =흆푽 ퟐ푪푫푶 .푾

ퟐ. 푾푺

+ퟐ. 푾

푺.푲.푾

흆푽 ퟐ

Ecuación 52

Donde TR es el empuje requerido para la maniobra, sin embargo. Para poder

encontrar la restricción debido a la velocidad máxima en crucero, se debe

encontrar la relación de empuje peso (T/W), para esto se divide a ambos lados de

la ecuación anterior por W (peso al despegue de la aeronave). 65 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 5 performance: steady flight; Página 212.

90

푻푾 =

흆 푽 ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾

푺

+ퟐ. 푾

푺.푲

흆 푽 ퟐ

Dónde:

T/W = Relación empuje peso.

ρ∞ = Densidad a 14000 ft.


W/S = Carga alar.

V∞ = 120 Knots o 202 ft/s o 61 m/s (Velocidad máxima para la maniobra)66.

K = Arrester due to lift factor

Al igual que en la maniobra de ascenso es necesario calcular el arrastre parásito y

el factor K, para este cálculo se efectúa el mismo proceso realizado anteriormente.


Igualmente se asume que el valor de Swet/Sref es 567, para determinar el coeficiente

de fricción Cfe se calcula el número de Reynolds a 14000 ft de altura.

푹풆 = ퟐퟗퟕퟔퟔퟎퟖ.ퟓퟗퟑ

푪풇풆 = ퟎ.ퟎퟎퟐퟗ

Con estos datos se calcula el arrastre parásito.

푪푫푶 = ퟎ.ퟎퟏퟒ

66ASTM Designation F 2245-10C, titled: Standard Specification for Design and Performance of a Light Sport Airplane. Referenciado de <http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/media/accepted_standards_v2.pdf. 67 Ibid pag. 57

91

Al igual que el arrastre parásito se calcula el K mediante el mismo procedimiento

nombrado anteriormente.

푲 =ퟏ

푳푫 풎풂풙


푲 = ퟎ.ퟎퟖퟖ

Con estas variables determinadas es posible calcular T/W en función de diferentes

cargas alares.

푻푾 =


푺

+ퟐ. 푾

푺.푲

흆 푽 ퟐ

w/s t/w w/s t/w w/s t/w 1,6 0,292 9 0,076 15,6 0,072 2,6 0,184 9,6 0,074 16,6 0,073 3,6 0,137 10,6 0,072 17,6 0,074 4,6 0,112 10 0,073 18,6 0,076 5,6 0,097 11,6 0,071 19,6 0,077 6,6 0,088 12,6 0,071 20,6 0,079 7,6 0,081 13,6 0,071 21,6 0,081 8,6 0,077 14,6 0,071 Tabla 12: Resultados velocidad máxima.

Con estos datos ya es posible graficar la restricción debido a la velocidad máxima.

Figura 20: Limitación por velocidad máxima, Fuente: autores del proyecto

00,10,20,3

0 5 10 15 20 25

T/W

W/S (lb/ft^2

Velocidad maxima

Velocidad maxima

92

Con el Valor de T/W para diferentes cargas alares, es posible calcular el empuje

requerido y a su vez la potencia requerida para la maniobra en función de la carga

alar.

푻 =흆 푽 ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾

푺

+ퟐ. 푾

푺.푲

흆 푽 ퟐ ∗ 푾

Ecuación 53

Y

푷푹 =푻푹푽휼풑.ퟓퟓퟎ

Ecuación 54

La siguiente tabla muestra el empuje requerido de acuerdo a la relación T/W (tabla

12) y a cuanto es este valor en términos de potencia (Hp).

Tr (lb) Pr (Hp) Tr (lb) Pr (Hp) Tr (lb) Pr (Hp) 383,796 166,274 99,961 43,306 95,561 41,400 242,063 104,870 97,946 42,433 96,867 41,966 181,093 78,456 95,644 41,436 98,437 42,646 148,215 64,212 96,882 41,972 100,231 43,423 128,379 55,618 94,366 40,882 102,213 44,282 115,658 50,107 93,869 40,667 104,356 45,210 107,242 46,461 93,981 40,715 106,637 46,199 101,630 44,029 94,576 40,973

Tabla 13: Resultados empuje y potencia para Vmax

Giro sostenido

El giro sostenido es otra de las maniobras críticas para la aeronave debido a que

esta no solo está en función de la carga alar (W/S), de la relación empuje peso

(T/W) y una velocidad máxima para la maniobra, sino también se encuentra en

función del factor de carga que experimenta la aeronave durante el giro, debido a

93

esto esta maniobra genera una restricción importante para el planteamiento del

diagrama de restricciones y la selección de punto de diseño del avión.

Para el análisis de esta maniobra se tiene la siguiente ecuación68:

휼풎풂풙 =ퟏퟐ흆푪푽푨ퟐ

푲. 푾푺

푻푾 −

ퟏퟐ흆푪푽푨

ퟐ 푪푫푶푾푺

ퟏퟐ

Ecuación 55

De la ecuación 55 se despeja la relación empuje peso, con el fin que esta quede

en función de la carga alar.

푻푾 =

(휼풎풂풙)ퟐ.푲. 푾푺

.ퟐ

흆푪푽푨ퟐ+흆푪푽푨ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾

푺

Ecuación 56

Dónde:

T/W = Relación empuje peso.

ηmax = Factor de carga máximo para la maniobra de giro sostenido.

ρ = Densidad a 500 ft (altura a la que se puede realizar la maniobra).


W/S = Carga alar.

VA = Velocidad máxima para la maniobra.

K = Drag due to lift factor

68 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Aircraft performance: Accelerated flight; Página 326.

94

Para poder calcular la relación de empuje peso es necesario conocer el factor de

carga máximo para la maniobra, este factor de carga puede ser conocido

mediante el Diagrama V-N de la aeronave (desarrollado más adelante), sin

embargo este valor pude ser calculado mediante la determinación del factor de

carga para una maniobra de banqueo, así mismo es importante tener en cuenta la

velocidad máxima a la que se puede realizar la misma, para poder determinar este

valor es necesario conocer las características propias de la maniobra, tales como

el ángulo máximo de banqueo para el giro (definido por el diseñador de la

aeronave) y el radio mínimo de giro.

Para poder definir estos valores, como se nombró anteriormente es necesario

calcular el máximo factor de carga para una maniobra de banqueo, el cual se

define así69:

풏풎풂풙 =ퟏ

퐜퐨퐬∅

Ecuación 57

Donde ϕ es el ángulo maximo de banqueo, este ángulo para el perfil de misión de

la aeronave se planteó de 55 grados máximo.

De acuerdo a esto se tiene que :

풏풎풂풙 = ퟏ.ퟕퟒ

La velocidad máxima para la maniobra es de 100 ft/s (30 m/s) (Vpérdida* n1/2).

Para calcular el radio mínimo de giro se debe utilizar la siguiente ecuación70:

푹 =푽풂ퟐ

품 ∗ (풏ퟐ − ퟏ)

69 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Aircraft performance: Accelerated flight; Página 326. 70 ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Aircraft performance: Accelerated flight; Página 329.

95

Ecuación 58

푹 = ퟐퟏퟖ.ퟐퟑ풇풕(ퟔퟔ풎)

Para el cálculo del arrastre parásito se realiza el mismo procedimiento

mencionado en el cálculo de la tasa máxima de ascenso y de la velocidad máxima

en crucero.


Al igual que en las dos maniobras anteriores Swet/Sref tiene un valor de 3.5, para

determinar el coeficiente de fricción Cfe se calcula el número de Reynolds para la

maniobra.

푹풆 = ퟐퟎퟔퟔퟑퟕퟗ.ퟐퟓퟒ

푪풇풆 = ퟎ.ퟎퟎퟑ

Con estos datos se calcula el arrastre parásito.

푪푫푶 = ퟎ.ퟎퟏퟓ

Al igual que el arrastre parásito se calcula el K mediante el mismo procedimiento

nombrado anteriormente.

푲 =ퟏ

푳푫 풎풂풙


푲 = ퟎ.ퟎퟖퟐ

Con estas datos obtenidos se obtiene la relación de empuje-peso en función de

diferentes cargas alares, que permitirán graficar la maniobra en el diagrama de

restricciones.

96

푻푾 =


.ퟐ


푺

W/S T/W W/S T/W W/S T/W 1,6 0,147 8,6 0,204 13,6 0,302 2,6 0,125 9 0,211 14,6 0,323 3,6 0,127 9,6 0,223 15,6 0,343 4,6 0,137 10 0,230 16,6 0,364 5,6 0,151 10,6 0,242 17,6 0,384 6,6 0,167 11,6 0,262 18,6 0,405 7,6 0,185 12,6 0,282 19,6 0,426

Tabla 14: Resultados giro sostenido

Figura 21: Limitación por giro sostenido, Fuente: Autores del proyecto

Obtenidos estos valores es posible calcular el empuje y la potencia requerida para

realizar la maniobra, usando el mismo método mencionado en la velocidad

máxima para crucero.

푻 =(휼풎풂풙)ퟐ.푲. 푾

푺.ퟐ


푺

∗푾

Y

0

0,10,2

0,30,4

0,50,6

0,7

0 5 10 15 20 25

T/W

W/S (lb/ft^2)

Giro sostenido

Giro sostenido

97


De acuerdo a lo anterior, la siguiente tabla muestra el empuje requerido de

acuerdo a la relación T/W (Tabla 14) y a cuento es este valor en términos de

potencia (Hp).

Tr (lb) Pr (Hp) Tr (lb) Pr (Hp) Tr (lb) Pr (Hp)

193,828 50,439 268,006 69,742 397,493 103,438

164,408 42,783 277,948 72,329 424,229 110,395

166,853 43,419 293,054 76,26 451,119 117,392

180,382 46,94 303,234 78,909 478,135 124,423

199,057 51,799 318,646 82,92 505,255 131,48

220,539 57,389 344,643 89,685 532,464 138,56

243,719 63,422 370,948 96,53 559,747 145,66

Tabla 15: Resultados empuje y potencia giro sostenido.

Velocidad de pérdida

El último punto clave para establecer el diagrama de restricciones es determinar la

carga alar en función de velocidad mínima de la aeronave, es decir la velocidad de

pérdida de la misma, de acuerdo a la normativa para este tipo de aeronaves la

velocidad máxima de pérdida es 45 Knots.

Esta velocidad debe ser calculada en la maniobra más crítica de la aeronave, la

cual es el avión en configuración de aterrizaje, donde se maneja una velocidad

muy baja y adicionalmente se requiere volar con el coeficiente de sustentación

máximo de la misma.

Para realizar el análisis se tiene que:

푳 = 푾 =ퟏퟐ ∗ 흆 ∗ 푽풑풆풓풅풊풅풂

ퟐ ∗ 푺 ∗ 푪푳풎풂풙푳푫

De acuerdo a esto se sabe.

98

푾푺 =

ퟏퟐ ∗ 흆 ∗ 푽풑풆풓풅풊풅풂

ퟐ ∗ 푪푳풎풂풙푳푫

Como se nombró en la maniobra de aterrizaje el CLmax es 2.25571, y se hace el

estudio para la pista más crítica es decir Guaymaral a 9000 ft.

푾푺 = ퟏퟏ.ퟕퟖퟏ풍풃/풇풕ퟐ

Con el análisis de cada maniobra ya es posible graficar el diagrama de

restricciones que permitirá determinar la carga alar y la relación empuje peso en

donde se garantizara el cumplimiento de todas las maniobras.

Diagrama de restricciones

Como se mencionó anteriormente el diagrama de restricciones muestra

gráficamente la relación de la carga alar y la relación empuje peso (factores claves

que describen las características de operación de la aeronave), con el fin de

mostrar en qué punto del diagrama (punto de diseño) la aeronave cumple con

todas sus parámetros de desempeño.

El diagrama es graficado teniendo en cuenta cada una de las restricciones

analizadas anteriormente (Tabla 10 críticas), de acuerdo a estas maniobras se

puede determinar el espacio de diseño en el cual se seleccionará el punto de

diseño, en el cual como se nombró anteriormente la aeronave puede desempeñar

cualquier maniobra sin afectar a alguna de estas.

A continuación se muestra el diagrama de restricciones para la aeronave LSA,

contemplando cada restricción de acuerdo al análisis de cada maniobra:

71 Ibid pag. 48

99

Figura 22: Diagrama de restricciones, Fuente: Autores del proyecto

Area de diseño Punto de diseño

100

Criterio de selección:

De la gráfica anterior se puede apreciar claramente el área de diseño, con la cual

se puede establecer la carga alar y la relación empuje-peso de la aeronave. Con el

objeto de determinar la geometría del ala (envergadura, superficie y cuerda) y

buscando que se pueda reducir el peso, tamaño del ala y facilidad de construcción

y costo; se escoge la máxima carga alar que corresponde en este caso a la

maniobra con la velocidad de pérdida de acuerdo a esto:

W/S Superficie Peso Costo y facilidad de construcción

Pequeño (1.6 lb/ft2) 821.148 ft2 756,21 lb

Debido a que se requiere un ala

con mayor superficie es necesario

mayor cantidad de material por lo

que se genera un mayor costo de

producción.

Alto (11.78 lb/ft2) 111.513 ft2 166,49 lb

Se requiere una estructura más

simple debido al tamaño de la

misma además de una cantidad

menor de materiales. Tabla 16: Parámetro de selección diagrama de restricciones W/S

Para determinar el peso del ala se utilizó la relación de aspecto nombrada en el

estudio estadístico y la ecuación seleccionada para determinar el peso de cada

componente de la estructura en este caso la del ala mencionada en la sección

“segundo cálculo de pesos”.

Para el caso específico de la relación empuje peso, se encuentra limitado por la

maniobra de ascenso, el valor escogido es el mínimo con el fin de reducir y facilitar

la selección de un motor que sea capaz de entregar el empuje requerido para esta

maniobra (maniobra más crítica en donde se requiere la potencia más alta), de tal

manera si se selecciona un valor que se encuentre por encima, requerirá un motor

más potente y de un mayor tamaño, que a su vez puede traer como

101

consecuencias: consumo de combustible alto, aumento en el costo de la planta

motriz y aumento considerable del peso de la aeronave.

Conociendo estas consideraciones los valores seleccionados son:

Punto de diseño Carga alar (W/S) 11.781 lb/ft2

Relación empuje peso (T/W) 0.309 Tabla 17: Resultados diagrama de restricciones

De acuerdo a estos valores y conociendo el peso de la aeronave (estimación de

peso) se puede determinar la superficie alar y el empuje requerido para la

aeronave.

Parámetros obtenidos para el diseño Superficie alar (S) 111.513 ft2 (10.36 m) Empuje requerido 406.918 lb

Tabla 18: Datos obtenidos a partir de la carga alar y de la relación empuje-peso

4.6. Estudio aerodinámico

Selección de la relación de aspecto

De acuerdo a la gráfica referenciada en Raymer72 y a la información

proporcionada por el estudio estadístico realizado presentado en la tabla 3, se

puede saber que la relación de aspecto varía para aeronaves de tipo homebuilt en

promedio de 6 hasta 8.6. Adicionalmente se sabe que entre mayor sea la relación

de aspecto, mayor será el coeficiente de sustentación máximo producido por el

ala, de tal forma que para el diseño inicial se seleccionará una relación de aspecto

de 8.6.

72 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, figura 4.18 y table 4.1; Página 50

102

En la figura 23, y en el estudio estadístico, se muestran:

Relación del coeficiente de sustentación en función de la relación de

aspecto donde a mayor relación de aspecto tenemos un mayor coeficiente

de sustentación, por este motivo se selecciona una relación alta (8.6 para

este tipo de aeronaves) con el fin de tener un coeficiente alto.

Valores típicos de relación de aspecto.

Figura 23: Efecto de la relación de aspecto en la sustentación, Fuente: Raymer Aircraft Desing, A Conceptual Approach

Relación de aspecto

Aeronaves con hélice AR equivalente

Homebuilt 6 Aviación general – un motor 7.6

Aviación general – dos motores 7.8

Aeronave agrícola 7.5 Turboprop con dos motores 9.2

Hidroavión 8 Tabla 19: Relaciones típicas de aspecto según Raymer

푨푹 = ퟖ.ퟔ

103

Con la selección de la relación de aspecto y la superficie del ala obtenida

mediante el diagrama de restricciones, se puede remplazar en la fórmula los

valores seleccionados, y despejar con el fin de encontrar el valor de la

envergadura:

푨푹 =풃ퟐ

푺

Ecuación 59

Dónde b es la envergadura del ala, AR es la relación de aspecto y S es la

superficie del ala.

풃 = √푺 ∗ 푨푹

Ecuación 60

Obteniendo:

풃 = ퟑퟎ.ퟗퟔ풇풕,ퟗ.ퟒ풎

La geometría inicial del ala es de tipo rectangular (establecida por los diseñadores

debido a la facilidad que tienen para la construcción y la contribución que tiene a la

estabilidad del mismo73), de tal forma que la cuerda del ala es:

풄 =푺풃

Ecuación 61

Obteniendo:

풄 = ퟑ.ퟔ풇풕, ퟏ.ퟏ풎

73 UNIVERSIDAD POLITÉCNICA DE MADRID, E.T.S.I. Aeronáuticos, http://servidor- da.aero.upm.es/zope/ portalda/apuntes/quinto/cálculo-de-aviones

104

Con los valores de la cuerda, envergadura y la superficie del ala solo haría falta

seleccionar el perfil para poder construir el ala en el programa de CAD (Solid

Edge).

Selección del perfil aerodinámico

Dentro de este análisis aerodinámico es sumamente importante determinar qué

perfil o perfiles va a utilizar la aeronave, ya que el perfil que se escoja puede

afectar de gran manera el comportamiento aerodinámico durante todas las fases

del vuelo, incluyendo la maniobrabilidad de la aeronave en una condición cercana

a la pérdida o la pérdida misma.

Figura 24: Nomenclatura del perfil, Fuente: Tesis navigator USB

En muchos casos la combinación de diferentes perfiles a lo largo de la

envergadura puede aportar ciertas características estructurales y aerodinámicas

importantes para la aeronave, hablando en términos de características

aerodinámicas, el colocar un perfil con una mayor eficiencia en la punta74 que

garantice que en caso de pérdida, el sector que primero entre en la misma sea

hacia la raíz del ala, lo que permitirá que el piloto pueda corregir la aeronave

sacándola de esta condición.

Para la selección del perfil es también muy importante mirar la geometría del

mismo, ya que dependiendo de esta características aerodinámicas también se

74ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 8 Design of a propeller driven airplane; Página 409.

105

verán afectadas, en las figuras 25 y 2675 podemos ver el comportamiento

aerodinámico del perfil en función de su espesor.

Figura 25: Efecto de t/c en el arrastre, Fuente: Raymer Aircraft Desing A Conceptual Approach

Como se mencionó antes la geometría del perfil en este caso, la relación espesor

tiene un efecto directo con las características aerodinámicas tales como el

arrastre, la sustentación máxima y las características de pérdida, y así mismo una

relación directa en el peso estructural del avión.

De la gráfica anterior se puede observar el efecto que tiene la relación de espesor

en el arrastre; como se puede apreciar claramente a medida que el espesor

aumenta el coeficiente de arrastre (subsónico) también aumenta, esto debido a

que se genera un mayor arrastre parásito que está asociado claramente a la forma

del perfil.

75 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, figure 4.11,4.12,4.13; Página 45-46

106

En la figura 26 se puede observar como es el comportamiento de la sustentación y

las características de pérdida de acuerdo a la relación del espesor, estos

comportamientos se dan básicamente a la forma del borde de entrada y a la línea

de camber del perfil.

En la gráfica se ve claramente que si el espesor aumenta, permitirá tener ángulos

de pérdida más altos, lo cual garantiza un incremento en el coeficiente máximo de

sustentación.

Figura 26: Efecto del t/c en la sustentación, Fuente: Raymer Aircraft Desing A Conceptual Approach

Además de la forma geométrica y sus efectos en la generación de la sustentación,

el arrastre y la pérdida del perfil, se tiene otra consideración sumamente

importante para la selección del perfil más apropiado para la aeronave, ya que en

los perfiles su comportamiento se ve afectado en gran medida por los efectos de la

velocidad y de la densidad del aire, estas características se ven reflejadas en el

número de Reynolds, es por ello que para la selección del perfil es importante

tener claridad de este número ya que especialmente en perfiles de flujo laminar y

sobre todo cuando el perfil va a operar a bajo número de Reynolds.

107

El número de Reynolds está asociado a la velocidad del flujo, que a su vez y

debido a la viscosidad, se asocia al espesor de la capa límite que afecta el arrastre

parásito que se genera.

Si se tiene un número de Reynolds pequeño la velocidad será baja y a su vez se

tendrá un espesor de capa límite alto, lo cual afecta en gran medida el arrastre de

la aeronave y es por eso que es crítico cuando se tiene un número de Reynolds

bajo

Teniendo en cuenta las consideraciones nombradas anteriormente se procede a

hacer la selección del perfil por medio de X-Foil (software que muestra las

características de los perfiles a diferentes números de Reynolds).

Lo primero es analizar de acuerdo a las maniobras analizadas anteriormente cual

es el número de Reynolds más bajo.

푹풆 =푪 ∗ 흆 ∗ 풗

흁

Numero Reynolds para cada maniobra Aterrizaje (analizado a nivel del mar*) 2061067.636 Despegue (analizado a nivel del mar*) 1585858.021 Ascenso 1513193,625 Velocidad máxima en crucero 2976608.593 Velocidad de perdida(analizado a nivel del mar*)

1743318

Giro sostenido 2066379.254 Tabla 20: Número de Reynolds para cada maniobra

* Se analizó al nivel del mar (aeropuerto crítico en función del Reynolds debido a

la altura y a la viscosidad) y no en Bogotá (aeropuerto crítico por parte de la planta

motriz).

De acuerdo a la tabla 20, el número de Reynolds más bajo es para ascenso, que

es de 1513193,625 para la selección del perfil lo aproximaremos a 1500000.

108

Durante el análisis de rendimiento se asumió un valor del coeficiente máximo de

sustentación de acuerdo a una estadística de aeronaves Homebuilt y single engine

propeller driven, para este caso el valor fue asumido de 1.4 para el avión76, de

acuerdo a esto el coeficiente máximo de sustentación del perfil sería de 1.72877.

Para el caso del LSA y buscando que la aeronave sea lo más segura posible se

seleccionarán dos perfiles diferentes (raíz y punta), con el objetivo que el piloto

pueda recuperar el avión antes de que entre totalmente en pérdida, para esto el

perfil de la punta como nombramos anteriormente será más eficiente lo que

generará que entre primero en pérdida el sector de la raíz del ala, buscando que

se produzca una alerta para que el piloto corrija el avión.

De acuerdo a esto y utilizando X-foil se buscan las características de diferentes

perfiles con el número de Reynolds mostrados a continuación:

Las tres primeras gráficas muestran cuatro diferentes perfiles que fueron

estudiados pero no cumplen con los coeficientes de sustentación mencionados en

las maniobras críticas de rendimiento

Figura 27: Cl VS Ángulo de ataque, Fuente Autores del proyecto 76 Ibid pag. 48. 77 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, Charter 12 Aerodynamics; pagina 270.

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 0 10 20 30

CL

Ángulo de ataque (grados)

CL VS α

Naca 63-212

12% Joukowski

Clark Y

HQ 3,5 / 12

Re= 1500000

109

Figura 28: CD VS Ángulo de ataque, Fuente Autores del proyecto

Figura 29: Cm VS Ángulo de ataque, Fuente Autores del proyecto

Perfiles Eppler con un Reynolds 1500000.

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

CD


CD VS α

Naca 63-212

12% Joukowski

Clark Y

HQ 3,5 / 12

-0,18

-0,16

-0,14

-0,12

-0,1

-0,08

-0,06

-0,04

-0,02

0

0,02

0,04

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

CM


CM VS α

Naca 63-212

12% Joukowski

Clark Y

HQ 3,5 / 12

Re= 1500000

Re= 1500000

110

Figura 30: Cl VS Ángulo de ataque perfiles eppler, Fuente Autores del proyecto

Figura 31: Cd VS Ángulo de ataque perfiles eppler, Fuente Autores del proyecto

Figura 32: Cm VS Ángulo de ataque perfiles eppler, Fuente Autores del proyecto

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

Cl


CL VS α

Eppler 1210

Eppler 1211

Eppler prom

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

CD


CD VS α

Eppler 1210

Eppler 1211

Eppler prom

-0,12

-0,1

-0,08

-0,06

-0,04

-0,02

0-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

CM


CM VS α

Eppler 1210

Eppler 1211

Eppler prom

111

Durante la búsqueda se observó que perfiles como los Naca, Joukowski o los

Clark (Figuras 27, 28 y 29) producían un coeficiente de sustentación menor al

asumido, además este coeficiente lo lograban en ángulos de ataque más altos o

no lo conseguían, con respecto al coeficiente de arrastre se encontró que se

volvía más y más alto a medida que se aumentaba el ángulo de ataque lo que

indica que producirán un coeficiente de sustentación a costa de un arrastre alto

(una relación de espesor alta).

En esta búsqueda se encontró así mismo dos perfiles que producen el mismo

coeficiente de sustentación a un ángulo de ataque menor que los perfiles

anteriormente nombrados, con un coeficiente de arrastre menor a los anteriores

con ángulos de ataque similares estos, por estos motivos y por qué son perfiles

con un buena relación de espesor se seleccionaron los perfiles Eppler 1210 y

Eppler 1211 (Figuras 30, 31 y 32) que entregan un coeficiente de sustentación

máximo superior al asumido a 17 grados de ángulo de ataque.

De acuerdo a lo nombrado anteriormente se busca que se produzca la pérdida de

la raíz del ala hacia la punta, para cumplir con esta apreciación el perfil que se

ubicará en el punto del ala de acuerdo a la figura de las características

aerodinámicas de los dos perfiles; el perfil seleccionado para esta ubicación será

el perfil Eppler 1210 y por el contrario el Eppler 1211 se ubicará en la raíz del ala.

Por medio de un análisis de CFD (Ansys Fluent), se simulara el ala del avión a

tamaño real con el objeto de obtener datos necesarios para realizar la estabilidad

estática longitudinal del avión (primordial para el dimensionamiento del

estabilizador horizontal), además de esto comprobar que la superficie

hipersustentadora aumenta el coeficiente de sustentación de acuerdo a los datos

asumidos al inicio del diseño.

Al tener dos perfiles en el ala es complicado poder asumir cual es el coeficiente de

sustentación máximo o cual es la pendiente del perfil, sin embargo el software X-

foil permite combinar los dos perfiles para tener una valor más cercano del

112

coeficiente, este se puede observar en la gráfica 15 de los perfiles Eppler, sin

embargo las herramientas estadísticas78 ayudarán a tener un valor estimado del

coeficiente para compararlo con el de X-foil.

Para calcular el coeficiente máximo de sustentación, con una simple operación

estadística (promedio) se puede calcular así:

푷풓풐풎풆풅풊풐푪푳풎풂풙 =ퟏ.ퟗퟖퟖ + ퟐ.ퟎퟑ

ퟐ

Ecuación 62

푪푳풎풂풙 = ퟐ.ퟎퟎퟗ

Este valor sería el coeficiente máximo de sustentación con el ala limpia, es decir

sin superficies hipersustentadoras (Flap), para calcular el aporte a la sustentación

de los flap se realizará la simulación en Fluent del ala con flaps a 20 y 40 grados,

con el fin de tener datos más precisos para la optimización de pesos.

Figura 33: Vista ISO planos de la aeronave, Fuente: Autores del proyecto.

Simulación en CFD (Ansys Fluent)

Es importante antes de realizar la simulación en Fluent establecer un volumen de

control adecuado que cubra la superficie del ala del LSA, el cual tenga el espacio 78ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 8 Design of a propeller driven airplane; Página 409.

113

más adecuado para que permita que el flujo de aire se ubique alrededor del ala y

de esta forma simular el fenómeno físico lo más próximo a la realidad. La

geometría y dimensiones del volumen de control se seleccionaron con base en los

datos obtenidos del diagrama de restricciones de la aeronave y los perfiles

seleccionados anteriormente, además el volumen de control se realizó de acuerdo

a los documentos “Aerodynamic analysis and design of a MAV´s wing y Estudio

aerodinámico y de estabilidad estática de un MAV”79. El volumen de control

seleccionado se muestra en la figura 34.

Para la simulación es de suma importancia tener en cuenta en qué condiciones se

va a simular, de acuerdo a esto se determina el número de Reynolds para la

simulación.

푹풆 =흆 ∗ 푽 ∗ 푪

흁

Con la ecuación anterior se calcula el número de la siguiente manera:

푹풆 =ퟎ.ퟗퟒퟕퟐퟕ푲품/풎ퟐ ∗ ퟑퟎ.ퟏ풎 ∗ ퟏ.ퟏ풎

ퟏ.ퟔퟗퟒ푬 ퟓ푲품/풎풔

푹풆 = ퟏퟖퟓퟏퟒퟖퟐ

Dónde:

V=1.3*V pérdida

C= cuerda de la aeronave (1.1 m)

79 ESCOBAR J. Aerodynamic analysis and design of a MAV’s wing. Department of mechanical and industrial engineering.ConcordiaUniversity.Septiembre 11 , 2006 y SIERRA E & CAMARGO J. Estudio aerodinámico y de estabilidad estática de un MAV . Ingenieria Aeronautica Universidad de San Buenaventura Mayo 2011.

114

Figura 34: Volumen de control, Fuente: Autores del proyecto

En la figura 34 se muestran las coordenadas de los puntos extremos en términos

de la cuerda media aerodinámica del ala, medidas desde el origen de un sistema

de coordenadas rectangulares que se encuentra ubicado en el borde de ataque

del ala; así mismo se muestra la ubicación de las condiciones de frontera necesarias

para la simulación:

Condiciones de frontera 1: Velocity Inlet 2: Velocity Inlet

3: Pressure Outlet 4: Pressure Outlet

5 (cara lateral): Symmetry 6 (cara lateral): Symmetry

Tabla 21: Condiciones de frontera para Fluent

La selección de la malla utilizada en el volumen de control se realizó con ANSYS

12.1 con el generador de mallas y con la herramienta Automatic Patch.; se utilizó

este tipo de malla teniendo en cuenta el estudio de sensibilidad de malla utilizado

115

en el trabajo de grado “Estudio aerodinámico y de estabilidad estática de un

MAV”80 en el cual se encontró un porcentaje de corrección con el fin de garantizar

resultados más precisos sin importar el tipo de malla, es bueno resaltar que los

datos en esa tesis fueron validos por medio de la tesis de maestría “Aerodynamic

analysis and design of a MAV´s wing”81 en la cual las simulaciones fueron también

validadas por medio de un túnel de viento.

En la siguientes dos graficas 35 y 36, se muestra la malla media utilizada para la

simulación del ala del avión LSA sin flaps, con flaps a 20 grados y flaps a 45

grados, al igual que las condiciones de frontera utilizadas.

Figura 35: Malla 1, Fuente: Autores del proyecto

80 Ibid pag. 90 81 Ibid pag. 90

116

Figura 36: Malla 2, Fuente: Autores del proyecto

Con el volumen de control enmallado y con las condiciones de fronteras

establecidas, se procedió a simular cada uno de los tres casos en los siguientes

ángulos de ataque [-5, 0, 5, 10, 16, 20, 23, 25 grados], esto con el fin de

determinar las características debido al uso de una superficie hipersustentadora, la

cuerda y envergadura utilizados para los flaps, se determinó de acuerdo a lo

mencionado, en la sección 4.7 el dimensionamiento inicial de superficies de

control y superficie hipersustentadora.

Como se mencionó anteriormente los factores de corrección utilizados son los

siguientes:

Porcentaje de error82 Porcentaje de error para el sustentación 0,03 Porcentaje de error para el arrastre 5,40

Tabla 22: Porcentajes de error para Coeficiente de sustentación y de arrastre

82 SIERRA E & CAMARGO J. Estudio aerodinámico y de estabilidad estática de un MAV . Ingenieria Aeronautica Universidad de San Buenaventura Mayo 2011, pagina 115.

117

Conociendo estos valores se realizaron las respectivas simulaciones teniendo en

cuenta los siguientes parámetros:

Parámetros para la simulación. Número de elementos de la malla 2479591 Densidad 0.94727 Kg/m2 Velocidad 30.1 m/s Ángulos de simulación -5 – 25 grados

Tabla 23: Parámetros para la simulación en Fluent

Para la simulación se seleccionó el modelo de turbulencia llamado Spalart-Allmaras, el cual es el modelo más simple debido a que solo utiliza una ecuación

para el transporte de la viscosidad cinemática de la turbulencia, además de esto

es un modelo muy utilizado para el cálculo de problemas aeroespaciales83 y un

esquema de discretización lineal.

Los resultados de las simulaciones son las siguientes:

Ala sin flap Ángulo de ataque Cl Cd Cm

-5 -0,01957863 0,03436552 -0,10149148 0 0,40530757 0,03562757 -0,10577282 5 0,82208415 0,06139166 -0,10995529

10 1,24732922 0,10496095 -0,11774839 16 1,65441993 0,18997711 -0,11615203 20 1,86341282 0,25330083 -0,11418084 23 1,92762479 0,300155 -0,11332141 25 1,91215455 0,33601323 -0,12147778

Tabla 24: Resultados simulación ala sin flap

Ala con flap 20 grados Ángulo de ataque Cl Cd Cm

-5 0,54331238 0,05850653 -0,20005464 0 0,96248221 0,08023688 -0,20165925 5 1,33852492 0,12429372 -0,19963483

10 1,68239825 0,18204802 -0,19274082

83 http://my.fit.edu/itresources/manuals/fluent6.3/help/html/ug/node469.htm

118

16 1,98391453 0,26318122 -0,17394785 20 2,06391925 0,31930006 -0,15765894 23 2,02133073 0,36876964 -0,15470052 25 1,98256632 0,40696261 -0,16055713

Tabla 25: Resultados simulación ala flap a 20 grados

Ala con flap 45 grados Ángulo de ataque Cl Cd Cm

-5 0,87831995 0,12847806 -0,23606283 0 1,21270418 0,15334825 -0,22551778 5 1,51740511 0,19521942 -0,2139938

10 1,77864404 0,24466323 -0,19718243 16 2,05499573 0,31626718 -0,16944904 20 2,10890735 0,36428816 -0,15810882 23 2,06182002 0,40925893 -0,15919933 25 2,00955918 0,43395547 -0,17405356

Tabla 26: Resultados simulación ala flap a 45 grados

Las siguientes gráficas se pueden visualizar cada uno de los coeficientes VS el

ángulo de ataque, además de esto la relación Cl/Cd vs ángulo de ataque.

Figura 37: Cl vs ángulo de ataque Fluent, Fuente: Autores del proyecto

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

Cl


Cl VS α

Ala sin flap

Ala con flap 20 grados


119

Figura 38: Cd vs ángulo de ataque Fluent, Fuente: Autores del proyecto

Figura 39: Cm vs ángulo de ataque Fluent, Fuente: Autores del proyecto

Figura 40: Cl/Cd VS ángulo de ataque Fluent, Fuente: Autores del proyecto

00,10,20,30,40,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

Cd


Cd VS α

Ala sin flap



-0,25

-0,2

-0,15

-0,1

-0,05

0-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

Cm


Cm VS α

Ala sin flap



-5

0

5

10

15

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

Cl/C

d


Cl/Cd VS α

Ala sin flap



120

En una etapa posterior del diseño, se puede realizar una comparación entre los datos obtenidos en la simulación y los datos teóricos (obtenidos mediante un análisis futuro en túnel de viento).

4.7. Configuración de la aeronave.

Selección de la planta motriz para dimensionamiento en CAD de la aeronave.

Esta sección del diseño es importante para la definición del correcto desempeño

de la aeronave, la selección de la planta motriz, permitirá que la aeronave logre

efectuar las maniobras para las que está siendo diseñada. Se conoce que para

cualquier aeronave que desee mantener un vuelo recto y nivelado, la planta motriz

que se haya seleccionado debe suministrar el empuje necesario de manera

confiable.

Por tal razón, la selección de la planta motriz hace referencia exclusivamente a la

selección de algún motor que logré suministrar la suficiente potencia a la

aeronave, con una relación favorable de costo-eficiencia.

El primer punto que se tendrá en cuenta para la selección de la planta motriz, son

las restricciones que se muestran en la norma ASTM F2245-10 y las mencionadas

en los procesos de certificación exigidos por la FAA para aeronaves categoría LSA.

En la siguiente figura se especifican tales restricciones las cuales mostrarán el

punto de inicio en la búsqueda y selección de la planta motriz óptima para la

aeronave.

121

Figura 41: Restricciones selección planta motriz, Fuente; Autores del proyecto.

Teniendo en cuenta la restricción que genera la norma, la cual hace referencia a

que la planta motriz tiene que ser un único motor reciproco, se procede a retornar

a la estadística realizada para aeronaves categoría LSA existentes en el mercado

y así analizar los diferentes motores con los cuales cuentan dichas aeronaves, en

el siguiente cuadro se muestra la estadística encontrada.84

ESTADÍSTICA DE MOTORES AERONAVE FABRICANTE MOTOR

Breezer Aerosport Ltd. Rotax 912 ULS 100 HP DYNAMI Aerospool Rotax 912 80 HP Sting S3 TL-Ultraliight Rotax 912 ULS 100 HP ZODIAC 650 Zenith Aircraft CONTINENTAL 0-

200100 HP ZODIAC CH601

Zenith Aircraft Rotax 912 ULS 100 HP

LS-1 Lightning Jabiru 3300 120 hp 800XP Gobosh Rotax 912 ULS 100 HP 700S Gobosh Rotax 912 ULS 100 HP Sky skooter t11

INDUS Jabiru 2200 -85 HP

Thorpedo INDUS Jabiru 3300 -120 H 84 Annual Buyer’s Guide, Part 1 (2011 Kit aircraft buyer’s guide) December 2010 | Volume 27, Number 12

122

T211 Ercoupe 415C

Engineering and Research Corporation

65 hp, Continental model A-65-8

Zephyr The Atec 100 hp Rotax 912S FAETA The Atec 100 hp Rotax 912S 212 SOLO The Atec ROTAX 582 DCDI, 65

HP Quasar Light Quasar Aircraft

Company HKS-700E 60 hp

Mystique LSA america, inc 100 hp Rotax 912S Falcon ls T&T aviation Inc Lycoming 0-235 116 Hp Cirrus SRS Cirrus 100 hp Rotax 912S CZAW SportCruiser

Czech Aircraft Works

100 hp Rotax 912S

Tabla 27: Estadística de motores para cada aeronave

Lo anterior ofrece un acercamiento a los motores disponibles en el mercado, los

cuales serán analizados para determinar cuál de ellos podrá ser seleccionado

como la planta motriz óptima para la aeronave.

A continuación se presenta el listado final de motores a analizar con su respectiva

referencia y fabricante.

Listado de motores a analizar Motor Fabricante 0-235 116 Hp LYCOMING 912S ULS 100 Hp

ROTAX

3300 -120 Hp JABIRU 2200 -85 Hp JABIRU 0-200100 HP CONTINENTAL Tabla 28: Motores disponibles para LSA.

El paso a seguir después de tener el listado final de motores a analizar, es

seleccionar los parámetros a evaluar, teniendo estos parámetros claros se podrá

entrar a analizar la ficha técnica de cada motor y así generar un estudio pertinente

que arroje el resultado claro sobre la mejor opción de planta motriz.

123

Los parámetros que serán el centro del estudio están referenciados en la siguiente

figura:

Figura 42: Parámetros selección del motor, autores del proyecto.

Los parámetros selecionados para el estudio de la ficha técnica de los motores

son los mas relevantes para poder realizar una completa selección. Los cuatro

puntos de estudio fueron selecionados teniendo en cuenta las áreas claves, las

cuales representan una gran influencia en la eficiencia y viabilidad de la aeronave.

Peso del motor: El análisis del peso del motor garantizara que la selección

del mismo no represente una desvetaja en un punto clave como lo es el

peso y balance de la aeronave.

Potencia: El análisis de la potencia entregada por el motor, representa

quizas el punto mas relevante, ya que tendrá que cumplir con las

exigencias planteadas que hacen referencia a la potencia requerida, que es

la necesaria para efectuar las maniobras para las que está siendo diseñada

la aeronave.

Consumo especifico de combustible: El consumo específico es una

forma de expresar el rendimiento del motor, en el sentido que relaciona

Peso

Consumo especifico de combustible

Costo

Potencia

124

consumo con prestaciones. Cuanto menor sea el consumo específico de un

motor, mejor es su rendimiento.

Costo:El costo representa un factor clave en la parte de comercialización

de la aeronave, se busca que la planta motirz no sobrepase un presupuesto

para así tener un precio competitivo frente a la industria.

Cabe aclarar que se tiene cuidado en no sobredimensionar ningún parámetro, es

decir utilizar los límites mínimos y máximos requeridos, así se tendrá certeza que

el valor seleccionado estará dentro de lo requerido, sin llegar hacer falta o tener de

más.

Análisis potencia requerida

En esta parte de la selección de la planta motriz se tiene que remitir al diagrama

de restricciones mostrado en la figura 10, para hacer referencia a un dato

importante que según las maniobras críticas calculadas, proporciona el valor

numérico de la potencia requerida, para el punto de diseño más óptimo. A

continuación mostramos nuevamente el diagrama de restricciones según el punto

de diseño seleccionado.

Figura 43: Diagrama de restricciones (W/P) VS (W/S), Fuente: Autores del proyecto.

0

20

40

60

80

100

120

140

0 5 10 15 20 25

W/P

(lb/

Hp)

W/S (lb/ft^2)

Aterrizaje

Despegue

Tasa de ascenso


Velocidad crucero

Giro sostenido

125

Analizando el diagrama de restricciones se observa que para la relación peso-

potencia, la gráfica se encuentra limitada por la maniobra de ascenso, el valor

escogido es el mínimo con el fin de reducir y facilitar la selección de un motor que

sea capaz de entregar el potencia requerido para esta maniobra (maniobra más

crítica en donde se requiere la potencia más alta para efectuarla), por tal razón si

se selecciona un valor que se encuentre por encima, será necesario un motor que

proporcione una mayor potencia, que a su vez puede traer como consecuencia

directa: consumo de combustible muy alto, aumento en el costo de la planta

motriz y un aumento considerable en el peso de la aeronave. Teniendo en cuenta

esta apreciación, se toma como punto clave la potencia requerida la cual hace

referencia numérica a 100 hp, con este dato se procede a analizar cada una de las

fichas técnicas de los motores seleccionados.

Ventajas y desventajas de cada motor seleccionado

Después de seleccionar las características a analizar y el análisis pertinente del

diagrama de restricciones, se presenta un cuadro donde se enfrentan los valores

numéricos de cada motor, para tener un acercamiento claro sobre las ventajas y

desventajas de cada uno.

MOTOR PESO POTENCIA COSTO LYCOMING 0-235 112.9 Kg (249 Lb.) 116 Hp $37.886 ROTAX 912S ULS 56.6 Kg (124.8 Lb) 100 Hp $ 17.906 JABIRU 3300 81 kg (178 lb.) 120 Hp $17.312 JABIRU 2200 60 kg (132.2 Lb.) 85 Hp $13.157 CONTINENTAL 0-200 77.1 Kg (170.18

Lb.) 100 Hp $26.160

Tabla 29: Características de los motores para la selección de la planta motriz de la aeronave.


126

Análisis de pesos:

Figura 44: Gráfico de pesos motores, Fuente: Autores del proyecto

Analizando la anterior figura en donde se encuentra el peso de cada uno de los

motores seleccionados, se observa que para garantizar que el peso del motor no

represente una desventaja en un punto clave como lo es el peso y balance de la

aeronave, se tiene que descartar por peso, los siguientes motores: LYCOMING 0-

235, JABIRU 3300, CONTINENTAL 0-200, teniendo en cuenta que su peso de

ensamble es notablemente superior en comparación con los otros dos motores de

la estadística los cuales son el JABIRU 3300 y el ROTAX 912 ULS, que

presentan un peso razonable por debajo de los 70 Kg (154.3 Lb).

Al analizar los pesos del JABIRU 3300 y el ROTAX 912 ULS se llega a la

conclusión que el motor ROTAX 912 ULS es la mejor opción de peso ya registra

un peso de ensamble de 56.6 Kg (124.8 Lb).

020406080

100120Kg

Motores

Peso (Kg)

Peso (Kg)

Mejor opción por Peso ROTAX 912 ULS

127

Análisis de potencia:

Figura 45: Gráfica potencia motores, Fuente: Autores del proyecto

Analizando la anterior figura en donde se encuentra la potencia entregada por

cada uno de los motores seleccionados, se analisa que el motor LYCOMING 0-

235 y el motor JABIRU 3300 entregan una potencia bastante elevada, la cual

supera la potencia máxima requerida por la aeronave para cumplir con las

maniobras críticas calculadas, por tal razón se procede a analizar los 3 motores

restantes de la estadística los cuales son JABIRU 2200, el ROTAX 912 ULS y el

CONTINENTAL 0-200, este análisis arroja un dato relevante ya que se observa

que el motor JABIRU 2200 será descartado por que tiene como potencia máxima

entregable 80 hp lo cual se encuentra por debajo de la potencia máxima requerida

por la aeronave, por tal razón en este punto de análisis se concluye que se tiene

dos opciones de motor en cuanto a potencia entregada, los cuales son el ROTAX 912 ULS y el CONTINENTAL 0-200 ya que entregan una potencia máxima de 100 hp, la necesaria para cumplir con las maniobras críticas calculadas.

020406080

100120140

Potencia Hp

Motores

Potencia (Hp)Potencia (Hp)

128

Análisis de Costo:

Figura 46: Costos de adquisición motores, Fuente: Autores del proyecto

Analizando la anterior figura en donde se encuentra el costo comercial de cada

uno de los motores seleccionados, se observa que el motor LYCOMING 0-235,

CONTINENTAL 0-200 presentan un costo muy elevado el cual supera los 25.000

USD, por tal razón son descartados en este punto, ya que se busca que la planta

motriz no sobrepase un presupuesto para asi lograr que la aeronave presente un

precio competitivo frente a la industria. Teniendo en cuanta este análisis se

encuentran los siguintes 3 motores los cuales presentan un costo comercial

tentativo el JABIRU 2200, JABIRU 2200 y el ROTAX 912 ULS no superan los

18.000 USD. Resaltado el costo comercial que presenta el JABIRU 2200 13.157

USD, se seleccionó como la mejor opción en cuanto a costo ya que representa

una ventaja significativa para el costo final de venta de la aeronave.

$0,000$5,000

$10,000$15,000$20,000$25,000$30,000$35,000$40,000

(USD)

Motores

Costo $ USD

Costo $ USD

Mejor opción por potencia

ROTAX 912 ULS

CONTINENTAL 0-200

129

Basado en el análisis de ventajas y desventajas de cada motor se presenta el

siguiente cuadro donde se muestra la calificación obtenida en cuanto a aspectos

positivos para cada uno de los motores

MOTOR PUNTOS A FAVOR LYCOMING 0-235 0 ROTAX 912S ULS 2 JABIRU 3300 0 JABIRU 2200 1 CONTINENTAL 0-200 1

Tabla 30: Calificación de cada motor.

Por tal razón se llega a la conclusión que la mejor opción para conformar el

sistema moto-propulsor de la aeronave es el motor ROTAX 912 ULS, el cual se

encuentra tanto dentro de los límites de potencia y pesos adecuados para

contribuir con el buen desarrollo y desempeño de la aeronave, y a su vez con un

costo comercial razonable.

PLANTA MOTRIZ SELECCIONADA ROTAX 912 ULS

Figura 47: Motor seleccionado para la aeronave, Fuente: Autores del proyecto

Mejor opción por Costo JABIRU 2200

130

Selección hélice para la planta motriz

Para el proceso de selección de la hélice la cual conformará el sistema moto-

propulsor de la aeronave, es indispensable definir si contará con 2 o 3 palas.

o Con 2 palas.

푫 = ퟐퟐ ∗ (푯풑)ퟏퟒ

Ecuación 63

푫 = ퟐퟐ ∗ (ퟏퟎퟎ푯풑)ퟏퟒ

푫 = ퟔퟗ.ퟓퟕ풊풏(ퟓ.ퟕퟗ풇풕)(ퟏ.ퟕퟔ풎)

o Con 3 palas.

푫 = ퟏퟖ ∗ (푯풑)ퟏퟒ

Ecuación 64

푫 = ퟏퟖ ∗ (ퟏퟎퟎ푯풑)ퟏퟒ

푫 = ퟓퟔ.ퟗퟐ풊풏(ퟒ.ퟕퟒ풇풕)(ퟏ.ퟒퟒ풎)

De acuerdo al dato obtenido de diámetro de disco, se procedió a buscar hélices

disponibles en el mercado las cuales cumplieran con el parámetro y fueran

manufacturadas en material compuesto y a su vez con la condición que especifica

la norma la cual referencia que la hélice tiene que ser de paso fijo o variable en

tierra.

En el siguiente listado se puede observar una selección de hélices disponibles

para motores recíprocos, las cuales se analizan para determinar la más óptima,

esta será la hélice la cual conformara el conjunto moto-propulsor de la aeronave.

131

Motor Modelo de hélice

Potencia Número de palas

Tipo de pala

Diámetro máx.

Diámetro min

Peso Hub\nota Diámetro del spinner

Jaribu 2200

2ª0J5R62HN 85 HP @ 3300 RPM

2 Tractor 62” 58” 3 8-11”

Jaribu 3300

2A0J5R64ZN 120 HP @ 3300 RPM

2 Tractor 64” 60” 3 8-11”

Jaribu 3300

2A0J5L62PN 120 HP @ 3300 RPM

2 Pusher 64” 60” 3 8-11”

Rotax 912-912s-914

2A1R5R64DN 115 HP @ 5800 RPM

2 Hi Speed Tractor

64” 60” 3 12

Rotax 912-912s-914

2A0R5R64EN 115 HP @ 5800 RPM

2 Hi Speed Tractor

64” 60” 3 9-11”

Rotax 912-912s-914

2A0R5L69EN 115 HP @ 5800 RPM

2 Pusher 69” 64” 3 9-11”

Rotax 912-912s-914

2A1R5R70DN 115 HP @ 5800 RPM

2 Tractor 70” 66” 3 12

Rotax 912-912s-914

2A0R5R70EN 115 HP @ 5800 RPM

2 Tractor 70” 66” 3 9-11”

Rotax 912-912s-914

2A1R5R75DN 115 HP @ 5800 RPM

2 Tractor 75” 70” 3 12

Rotax 912-912s-914

3B0R5R68C 115 HP @ 5800 RPM

3 Tractor 68” 64” 10” 3 9-11”

Continental 0-200-A

2EK/C72AE-0 100 HP @ 2750 RPM

2 Tractor 72” 70” 12” 3 9.9”

Continental 0-200-D

2EL/C72AE-0 100 HP @ 2750 RPM

2 Tractor 72” 70” 12” 3 NA

Continental I0-240

2EC/C72AE-0 125 HP @ 2800 RPM

2 Tractor 72” 70” 12” 3 NA

Lycoming 0-235

2EK/C72AE-0 118 HP @ 2800 RPM

2 Tractor 72” 70” 12” 1.3 9.9”

Lycoming 0-235

2EM6/C72AE-0

118 HP @ 2800 RPM

2 Tractor 72” 70” 2.3 NA

Tabla 31: Características hélices disponibles para motor recíprocos.

Posteriormente al cálculo del diámetro efectivo de la hélice, se tiene en cuenta

ciertas consideraciones las cuales representan y garantizan el buen

funcionamiento de la misma, tales consideraciones son nombradas por J.

Anderson y hacen referencia a que la hélice debe tener una tolerancia de 7 in con

referencia al suelo, también se tiene en cuenta que el diámetro de la hélice debe

ser lo suficientemente grade para lograr la absorción de potencia requerida.

132

Al analizar el cuadro donde se presentan las hélices disponibles en el mercado, se

centró en las hélices de dos palas ya que son las recomendadas para uso en

aeronaves de aviación general.

Hay que tener en cuenta que el diámetro efectivo del “spinner” se seleccionará al

momento en que se realice el estudio de estabilidad estática longitudinal de la

aeronave, este análisis se realiza mediante la contribución que aporta la planta

motriz, y mirando el comportamiento de la estabilidad dependiendo del spinner; de

acuerdo a lo anterior las hélices preseleccionadas son:

Motor Modelo de hélice

Potencia Número de palas

Tipo de pala

Diámetro máx.

Diámetro min

Hub\nota

Diámetro del spinner

Rotax 912-912s-914

2A1R5R70DN 115 HP @ 5800 RPM

2 Tractor 70” 66” 3 12

Rotax 912-912s-914

2A0R5R70EN 115 HP @ 5800 RPM

2 Tractor 70” 66” 3 9-11”

Tabla 32: Hélices preseleccionadas de la compañía Sensenich.

Por tales razones la hélice más adecuada para hacer parte del conjunto moto-

propulsor de la aeronave debido a su aporte a la estabilidad es la hélice:

Rotax 912-912s-914 con un spinner de 9 in

Figura 48: Hélice seleccionada, Fuente: http://www.sensenich.com.

La eficiencia de la hélice no fue suministrada por el fabricante pero de acuerdo a lo

investigado en el Paper NACA 1338 Propeller-Efficiency Charts for Light

133

Aiplanes”85 en donde hélices de características similares tienen una eficiencia del

85%.

Dimensionamiento del fuselaje

Para determinar la longitud, ancho y alto del fuselaje hay que tener en cuenta

ciertos parámetros, tales como:

o Tamaño del motor.

o Altura de los pasajeros (para LSA piloto y un pasajero).

o Tipo de cabina para ubicación de los pasajeros.

o Tamaño de las sillas.

o Distribución de la carga paga.

Con estos parámetros es posible calcular el largo del fuselaje y el ancho del

mismo.

De acuerdo a la bibliografía de referencia, mediante la siguiente tabla y utilizando

la ecuación obtenida mediante estadística86, es posible determinar la longitud,

utilizando el peso máximo al despegue y los factores de correlación de aeronaves

existentes.

Longitud del fuselaje VS peso máximo al despegue de la aeronave

Longitud A C

Planeador-sin motor 0.86 0.48 Planeador propulsado 0.71 0.48 Homebuilt – metal/madera 3.68 0.23 Homebuilt – compuesto 3.50 0.23 Aviación general 1 motor 4.37 0.23 Aviación general bimotor 0.86 0.42 Aeronave para agricultura 4.04 0.23 Twin turboprop 0.37 0.51 85 Naca 1338 86 RAYMER, DANIEL P. Aircraft design: A Conceptual Approach second edition, 1992, table 6.3; Página 110

134

Anfibio 1.05 0.40 Jet de entrenamiento 0.79 0.41 Jet de combate 0.93 0.39 Carguero o caza militar 0.23 0.50 Jet de transporte 0.67 0.43

Tabla 33: Longitud del fuselaje.

De acuerdo a lo anterior se tendría que la longitud del fuselaje sería:

푳 = 풂푾ퟎ푪

Ecuación 65

푳 = ퟑ,ퟓퟎ ∗ ퟏퟑퟏퟑ,ퟖퟑퟖퟎ.ퟐퟑ

푳 = ퟏퟖ,ퟐퟓ풇풕풐ퟓ. ,ퟓퟔ풎

Para determinar el diámetro máximo del fuselaje, para el diseño se tendrá en

cuenta el ancho del motor seleccionado (Rotax 912 ULS referenciar manual de

instalación 1.889 ft o 0.576 m), la configuración de la cabina es lado a lado, se

seleccionó esta configuración debido al centro de gravedad, el ancho de las dos

sillas (16 in o 0.4064 m cada silla) y un espacio entre las sillas con el fin de tener

una buena comodidad dentro de la aeronave.

De acuerdo a esto, el ancho máximo del fuselaje es de 1.14 m.

En la siguiente figura se muestra la ubicación del piloto dentro de la cabina, y para

las dimensiones se obtuvieron los datos de acuerdo a lo mencionado

anteriormente87.


87 Ibid pag. 49

135

En la siguiente figura se aprecia la ubicación del piloto dentro de la cabina.

Figura 49: Distribución Cabina, Fuente: Autores del proyecto

La siguente figura muestra las medidas del fuselaje y la distibucion del mismo.

Figura 50: Distribución fuselaje, Fuente: Autores del proyecto

1 = Zona de la planta motriz (Motor-bancada-pared de fuego).

2 = Zona de Cabina (Asientos-piloto-pasajero-equipo de aviónica).

3 = Zona Carga paga y cola del avión.

De acuerdo a lo anterior el fuselaje del avión sería.

136

Figura 51: Fuselaje de la aeronave, Fuente: Autores del proyecto

Estabilidad estática longitudinal.

El dimensionamiento del estabilizador horizontal se estimará por un método

analítico de estabilidad estática, a lo largo del eje longitudinal de la aeronave. Para

este caso se necesita separar la estabilidad del avión en cada uno de los

componentes que generar una contribución a la estabilidad de la aeronave, estas

contribuciones son: el conjunto moto-propulsor, hace referencia a las fuerzas que

son generadas por la hélice una vez que se encuentra en movimiento, la

contribución del fuselaje, del ala y finalmente para lograr estabilizar la aeronave se

diseña un estabilizador que permita compensar el momento producido por cada

uno de esos componentes, haciendo que la aeronave sea estáticamente estable,

para este cálculo se basó en el estudio realizado en el proyecto de grado “Estudio

aerodinámico y de estabilidad estática de un MAV”88 .

88 SIERRA E & CAMARGO J. Estudio aerodinámico y de estabilidad estática de un MAV . Ingenieria Aeronautica Universidad de San Buenaventura Mayo 2011.

137

o Contribución del motor.

Figura 52: Componentes directos por la potencia generada por la hélice, Fuente: Airplane Performance Stability and Control pag 232.

La contribución de la hélice se obtiene con la fuerza Np que es normal al plano

longitudinal de la aeronave, de tal forma que esta fuerza genera un momento

sobre el centro de gravedad de la aeronave haciéndola inestable, teniendo como

consecuencia una exigencia de la evaluación de la misma con el fin de determinar

la estabilidad de la aeronave junto con los demás componentes de la misma.

La ecuación que describe la contribución de la hélice a la estabilidad longitudinal

de la aeronave, se muestra a continuación:

풅푪풎푪푮풘풅휶 =

ퟐ풅풑ퟐ풉풑

푺풘풄풅푻풄풅휶 +

풍풑푺풑푺풘풄

풅푪푵풑풅휶

Ecuación 66

La variación de la fuerza normal en función del ángulo de ataque se obtiene de la

siguiente relación:

풅푪푵풑풅휶 =

풅푪풏풐풅휶 풇(풂)

Ecuación 67

138

La variación de la fuerza normal en función del ángulo de ataque, evaluada para

una condición de empuje igual a cero, se obtiene de:

풅푪풏풐풅휶 =

풌풔 흈푰ퟏ −흈ퟐ푰ퟐퟐ

ퟏ 흈푰ퟑ

ퟏ + 풌풂풐 흈푰ퟏ −흈ퟐ푰ퟐퟐ

ퟏ 흈푰ퟑ

Ecuación 68

Los valores de entrada necesarios para realizar el cálculo se muestran a

continuación:

Valores de entrada Empuje 1649.57 N Densidad 1,225 kg/m3 Velocidad 56.58 m/s Superficie Alar 10.36 m2 AR 8.6 Área de la hélice 2,482 m2 CLα Ala (pendiente de curva de sustentación)

0,0745 /grad

Posición de la hélice desde borde de ataque

1.536

MAC 1.1 m Radio spinner

114.3 mm

Radio de la hélice R 889

mm

Pitch 1201.266

mm

RPM Hélice 96.6 RPS K89 0,9 mo (section lift-curve slope)90 5,9690 B número de palas de la hélice 2

Tabla 34: valores de entrada para la contribución del motor a la estabilidad longitudinal.

89NACA L-217 90 NACA L-217

139

Con estos datos de entrada, y para poder estimar la contribución del motor, se

deben calcular los siguientes valores91:

Valores

Ratio spinner to tip radius 푋 =114.3889 = 0.1285

Solidity a 0,75 R 휎 =(4 ∗ 퐵 ∗ 푋 )3휋 ∗ 2 ∗ 푅 = 0.3183

Relación de avance de diámetro

(J) 퐽 =

푉푁푑 = 0.329푁

Coeficiente de empuje (Tc)92 푇 =푇

휌푉 퐷 = 0.172

Factor de flujo de entrada 푎 = −1 + 1 +

2 = −1 + 1 + ∗ ,

2= 0.199

Factor q 푓(푎) = (1 + 푎)(1 + 푎) + (1 + 2푎)

1 + (1 + 2푎) = 1.28

Tabla 35: Valores calculados para la contribución del motor.

Los valores restantes se obtienen con las siguientes expresiones:

풌풔 = ퟏ +푲∫ (풙풔/풙) 풃/풃ퟎ,ퟕퟓ푹 풔풊풏휷풐풅풙

ퟏ풙ퟎ

∫ 풃/풃ퟎ,ퟕퟓ푹 풔풊풏휷풐ퟏ풙ퟎ

풅풙

Ecuación 69

91 NACA L-25 92NACA L-217

140

풌풂 =(ퟏ + ퟐ풂)ퟐ

ퟒ[ퟏ+ (ퟏ+ ퟐ풂)ퟐ] ∗∫ 풃/풃ퟎ,ퟕퟓ푹

ퟐ풔풊풏ퟐ휷풐풅풙

ퟏ풙ퟎ

[∫ 풃풃ퟎ,ퟕퟓ푹

풔풊풏휷풐ퟏ풙ퟎ

풅풙]ퟐ

Ecuación 70

푰ퟏ =ퟑퟒ풎풐 (풃/풃ퟎ,ퟕퟓ)풔풊풏휷풐

ퟏ

풙ퟎ풅풙

Ecuación 71

푰ퟐ =ퟑퟒ풎풐 (풃/풃ퟎ,ퟕퟓ)풄풐풔휷풐

ퟏ

풙ퟎ풙풅풙

Ecuación 72

푰ퟑ =ퟑퟒ풎풐 (풃/풃ퟎ,ퟕퟓ)

풄풐풔ퟐ흓풔풊풏흓

ퟏ

풙ퟎ풙ퟐ풅풙

Ecuación 73

Para resolver estas ecuaciones se requiere dividir la hélice en secciones, de tal

forma que las integrales se transformen en sumatorias y siendo específicos la

hélice evaluada en este proyecto se divide como se muestra en la figura.

Figura 53: Posiciones en la hélice para el análisis de la contribución del motor, Fuente: Autores del proyecto

141

Para obtener el valor de relaciones de radios a lo largo de la hélice, se tiene:

퐛 = 횫퐱 ∗ 퐑

Ecuación 74

El ángulo correspondiente a cada posición es decir el BLADE-ANGLE, está

definido por:

흈푩푨 = 퐚퐭퐚퐧푷풊풕풄풉퐛

Ecuación 75

Con esto se puede observar la relación b/b0.75. Los datos obtenidos para seis

secciones de la pala se presentan en la tabla 36.

POSICIÓN BLADE ANGLE(RAD)

RADIO (b)

RELACIÓN DE RADIOS (b/b0.75)

0,2 0,821663936 177,8 0,266666667 0,4 0,493310164 355,6 0,533333333 0,6 0,344166548 533,4 0,8 0,8 0,262615228 711,2 1,066666667 1 0,21183259 889 1,333333333

0,75 0,27925268 666,75 Tabla 36: Características de la hélice seleccionada.

Figura 54: Variación de I3 en función de V/nD, Fuente: NACA L-217.

142

Para realizar dicha interpolación fueron tomados los puntos mostrados en la tabla

37.

INTERPOLACIÓNPARA I3 Xa 0,12 Xb 0,19 Ya 4,1 Yb 3,9

X deseado 0,318309886 I3 3.533400325

Tabla 37: Interpolación contribución del motor.

Finalmente, los resultados para las anteriores constantes, se muestran en la tabla

38.

Constantes calculadas I1 1,141586254 I2 2,510281458 I3 3,533400325

Tabla 38: Constantes calculadas.

Reemplazando los valores anteriormente obtenemos:

풅푪풏풐풅휶 = ퟎ.ퟎퟏퟓퟖ/품풓풂풅풐풔

La variación de la fuerza normal en función del ángulo de ataque es:

풅푪푵풑풅휶 = ퟎ.ퟎퟏퟗퟓ/품풓풂풅풐풔

La contribución del motor en función de la ubicación del centro de gravedad de la

aeronave queda expresada como se muestra a continuación:

풅푪풎푪푮풘

풅휶 =푺풑푺풘

풅푪푵풑풅휶

푿풄품

풄 + ퟏ.ퟓퟑ

Ecuación 76

143

풅푪풎푪푮풘풅휶 = ퟎ.ퟎퟎퟕ +

푿풄품

풄 ∗ ퟎ.ퟎퟎퟑ

Contribución del fuselaje.

Como es conocido la principal tarea que tiene el fuselaje es proporcionar un

espacio adecuado para la tripulación, la carga paga y los componentes que

conforman la aeronave y a adicionalmente sirve como punto de anclaje para los

demás grupos estructurales de la aeronave (alas, empenaje, trenes de aterrizaje),

sin embargo el fuselaje aporta al igual que las alas, el motor y el empenaje a la

estabilidad longitudinal de la aeronave, este aporte se ve expresado mediante:

푪풎ퟎ풇 =푲ퟐ − 푲ퟏ

ퟑퟔ.ퟓ푺푪푾풇

ퟐ 휶ퟎ푾 ∗ 풊풇 풅풙풍풇

ퟎ

Ecuación 77

Con el fin de convertir la ecuación anterior una sumatoria, es necesario dividir el

fuselaje en secciones arbitrarias93.



ퟐ(휶ퟎ푾 + 풊풇)∆풙

풙 풍풇

풙 ퟎ

Ecuación 78

Dónde:

K2 – K1 = Factor de corrección para el fuselaje.

S = Área de referencia del ala.

c = Cuerda media aerodinámica del ala.

Wf = Ancho promedio de las secciones del fuselaje

93ROBERT NELSON. Flight stability and automatic control. Pagina 52

144

αoW = Ángulo de zero-lift relativo a la línea media del fuselaje.

If = Incidencia de la línea de camber, relativa a la línea media del fuselaje.

Δx = incremento en la longitud del fuselaje.

Además a esto el cambio en el momento de cabeceo con el ángulo de ataque está

dado por la siguiente ecuación.

푪풎휶풇 =ퟏ


ퟐ 흏휺풖흏휶 ∆풙

풙 풍풇

풙 ퟎ

Ecuación 79

Dónde:

Ƌεu/ƌα = Ángulo de downwash.

En la siguiente figura se observa como un ejemplo de cómo debe ser dividido el

fuselaje.

Figura 55: Partición vista lateral para contribución del fuselaje, Fuente: Flight stability and automatic control pag 52 .

Y

145

Figura 56: Partición vista superior contribución de la aeronave, Fuente: Flight stability and automatic control pag 52.

De acuerdo a esto se procede a calcular las contribuciones.

Para Cm0f:

Figura 57: estaciones correspondientes para la aeronave Cm0, Fuente: Autores del proyecto.

Cm0

ESTACIÓN Δx ft Wf ft αow+if

1 2,02 2,15 -5 -46,68725 2 2,02 2,38 -5 -57,21044 3 2,02 3,08 -5 -95,81264 4 2,02 3,5 -5 -123,725 5 2,02 3,09 -1,5 -28,930743 6 2,02 2,34 2 22,121424 7 2,02 1,61 2 10,472084 8 2,02 1,02 2 4,203216 9 2,09 0,08 2 0,026752

퐖퐟ퟐ[훂퐨퐰 + 퐢퐟]Δx

146

Suma -315,542597 Tabla 39: Cálculo Cm0.

Para determinar la contribución se tiene en cuenta los siguientes datos con el fin

de seleccionar K2 – K1 de la figura 33.

Diámetro máximo del fuselaje dmax 4,07 Ft

Longitud del fuselaje Lf 18,25 Ft

Lf/dmax 4,48403

Con el valor de Lf/dmax se busca en factor de corrección de la gráfica.

Figura 58: K1 - K2 versus Lf/dmax, Fuente: Flight stability and automatic control pag 53.

Con esto cálculos se reemplaza en la ecuación.



ퟐ(휶ퟎ푾 + 풊풇)∆풙

풙 풍풇

풙 ퟎ

푪풎ퟎ풇 = −ퟎ.ퟎퟏퟕퟐ

De igual manera se calcula la contribución debido al ángulo de ataque.

147

Figura 59: Estaciones vista de techo de la aeronave, Fuente: Autores del proyecto

Cmα ESTACIÓN Δx ft Wf ft x deu/dα Wf^2*(deu/dα)*ΔX

1 1,06 3,37 4,92 1,1 13,2421454 2 1,41 3,83 3,685 1,25 25,85393625 3 1,38 4 2,29 1,375 30,36 4 1,6 4,07 1,6 3 79,51152 5 1,69 3,49 0,845 0,08254 1,699099069 6 1,74 3,05 2,56 0,25007 4,047746694 7 1,95 2,5 4,405 0,4303 5,244269188 8 1,76 1,77 6,26 0,6115 3,371770202 9 2,05 1,01 8,165 0,79759 1,667927742 sum 164,9984145

Tabla 40: Contribución fuselaje debido al ángulo de ataque.

El para calcular el dεu/dα se utiliza la figura 31 y la 35.

Figura 60: variación del ángulo del flujo local a lo largo del fuselaje, Fuente: Flight stability and automatic control pag 52 .

148

Con los valores obtenidos la contribución sería.

푪풎휶풇 = ퟎ.ퟎퟏퟏퟐ

Contribución ala.

La ecuación de la contribución del ala se expresa como se muestra a

continuación:

풅푪풎휶풘

풅휶 =풅푪푳풘풅휶

푿풄품

풄 −푿풂풄

풄

Ecuación 80

풅푪풎ퟎ풘

풅휶 = 푪풎풂풄 + 푪풍풐풘푿풄품

풄 −푿풂풄

풄

Ecuación 81

Con los datos obtenidos durante las simulaciones en CFD Ansys Fluent, es

posible determinar la contribución del ala.

Parámetro Valor Xac/c 0.25 Xcg/c -

Cmacw 0.3 Clow 0.449

dCl/dα ᵒ 0.074 Tabla 41: Parámetros para la contribución del ala.

De acuerdo a lo anterior se tiene que:

풅푪풎ퟎ풘풅휶 = 푪풎풂풄 + 푪풍풐풘

푿풄품

풄 −푿풂풄

풄

풅푪풎ퟎ풘풅휶 = ퟎ.ퟑ + ퟎ.ퟒퟒퟗ

푿풄품

풄 − ퟎ.ퟐퟓ

149

También,

풅푪풎휶풘풅휶 =

풅푪푳풘풅휶

푿풄품

풄 −푿풂풄

풄

풅푪풎휶풘풅휶 = ퟎ.ퟎퟕퟒ

푿풄품

풄 − ퟎ.ퟐퟓ

Neutral point.

El principal objeto de haber realizado el análisis de estabilidad estática longitudinal

era conocer las contribuciones de los demás componentes de la aeronave y de

acuerdo a la posición del neutral point dimensionar el estabilizador más adecuado

para el LSA.

Para realizar el análisis el NP quedaría expresado de la siguiente manera.

푵푷 =

풅풄풍휶풘풅휶

푿풂풄푪− 풅푪푵풑

풅휶푺풑푺푾

(ퟏ.ퟓퟑ) + 풅풄풍휶풕풅휶

푺풕푺푾

ퟏ − 풅흐풅휶

(ퟐ.ퟗퟒ)휼 − 푪풎휶풇풅풄풍휶풘풅휶

+ 풅푪푵풑풅휶

푺풑푺푾

+ 풅풄풍휶풕풅휶

푺풕푺푾

ퟏ − 풅흐풅휶

휼

Ecuación 82

Los valores de 1.53 ft y 2.94 ft, son las distancias que generan el brazo de palanca

del motor y del estabilizador respectivamente.

El 1.53 ft esta medido desde el borde de ataque del ala hasta la ubicación de la

hélice, y el 2.94 ft es el valor de la distancia del borde de fuga del ala al 25% de la

cuerda del estabilizador con respecto a la cuerda del ala.

La contribución del estabilizador horizontal está dada por la siguiente ecuación:

푪풎휶풉 = −풅풄풍휶풕풅휶

풍풕푺풕푺푾

ퟏ −풅흐풅휶 휼

Ecuación 83

Dónde:

150

dclαt/dα = Pendiente del perfil para el caso del LSA es un perfil simétrico cuya

pendiente es 2π para el cálculo este valor se toma en grados es decir que es

0.109/grados

lt*St/Sw = VH coeficiente de volumen del horizontal.

풅휺풅휶

= Es la variación del Downwash en función del ángulo de ataque.

Η= Es la relación entre la velocidad que llega a la cola con respecto al ala. (0.8-

1.2)94.

De acuerdo a lo anterior y con el fin de dimensionar el estabilizador se tiene que.

풅휺풅휶 =

푪풍휶풘( ퟏ풓풂풅

)ퟐ푨푹흅

Ecuación 84

AR = 8.6

ClαW = 0.0745 풅휺풅휶 = ퟎ.ퟑퟏퟔ

Para dimensionar el estabilizador se dice que.

푽풉 =풍풕푺풕푺푾

Ecuación 85

Lt = 2.94 ft.

Sw = 111.513 ft2

Para conocer la superficie del estabilizador horizontal se tiene que.

94ROBERT NELSON. Flight stability and automatic control.Pagina 47.

151

Ch = 2.5 ft.

Bh = 9 ft.

Sh = 22.5 ft2

푽풉 = ퟎ.ퟓퟗ

A partir de los datos obtenidos en el análisis de cada parte que contribuye a la

estabilidad se dice que la ubicación del neutral point estaría al 39.2% de la cuerda

media del ala, con este porcentaje es posible conocer la distancia a la que se

ubica el mismo.

NP=NP[%]*MAC

Ecuación 86

NP=1.41 ft.(0.429 m)

Con todas las contribuciones calculadas es posible determinar la estabilidad

longitudinal para la aeronave.

푪풎풄품 = 푪풎풂풄 + 푪풍풐풘푿풄품

풄 −푿풂풄

풄 +풅푪푳풘풅휶

푿풄품

풄 −푿풂풄

풄 ∗ 휶° + 푪풎ퟎ풇 + 푪풎휶풇

+푺풑푺풘

풅푪푵풑풅휶

푿풄품

풄 + ퟏ.ퟓퟑ ∗ 휶° +풅풄풍휶풕풅휶

푺풕푺푾

(휺ퟎ − 풊풕)휼 ퟐ.ퟗퟒ −푿풄품

풄

−풅풄풍휶풕풅휶

푺풕푺푾

휼 ퟏ −풅휺풅휶 ퟐ.ퟗퟒ −

푿풄품

풄 ∗ 휶°

Ecuación 87

Los resultados se muestran a continuación en la figura 36.

De acuerdo a esto se puede decir que el estabilizador horizontal de la aeronave

tendrá las siguientes características.

152

Estabilizador horizontal Cuerda 2.5 ft o (0.762 m) Envergadura 9 ft o (2.743 m) Área 22.5 ft2 o (2 m2) AR 3.6

Tabla 42: Dimensiones Estabilizador horizontal.

Figura 61: Estabilidad longitudinal de la aeronave, Fuente: Autores del proyecto.

Dimensionamiento Estabilizador Vertical.

Para el dimensionamiento del estabilizador vertical se basa en el método utilizado

para el diseño conceptual de Anderson, para esto primero se parte de.

Coeficientes de volumen de cola95 Horizontal Vertical Planeador 0.5 0.02 Homebuilt 0.5 0.04 Aviación general 1 0.7 0.04

95RAYMER, DANIEL P . Aircraft Design: A Conceptual approach second edition, pagina 112

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

-25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25

Cm

α

10%

12%

16%

18%

22%

25%

28%

30%

39%

153

motor Aviación general bimotor

0.8 0.07

Aeronave para agricultura

0.5 0.04

Twin turboprop 0.9 0.08 Anfibio 0.7 0.06 Jet de entrenamiento 0.7 0.06 Jet de combate 0.4 0.07 Carguero o caza militar 1 0.08 Jet de transporte 1 0.09

Tabla 43: Valores típicos coeficientes de volumen de cola.

Conociendo estos valores y sabiendo que el coeficiente de volumen del vertical

esta expresado de la siguiente manera de dimensiona el estabilizador.

푽풗 =푳풗풕푺풗풕풃푺풘

Ecuación 88

Donde:

Lvt = Distancia hasta el 25% del estabilizador vertical medido desde el centro de

gravedad.

Svt = Superficie del vertical.

B = Envergadura del ala.

Sw = Superficie del ala.

푺풗풕 =푽풗풃푺풘푳풗풕

Ecuación 89

푺풗풕 = ퟏퟐ.ퟗퟓ풇풕ퟐ

154

Conociendo la superficie y sabiendo que el AR de los estabilizadores verticales

esta alrededor de 1.3 a 296 se dice que.

푨푹풗풕 =풃풗풕ퟐ

푺풗풕

Despejando la envergadura se tinen que.

풃풗풕 = 푨푹풗풕푺풗풕

Donde el AR que fue asumido es de 1.65.

풃풗풕 = ퟒ.ퟔퟐퟒ풇풕

Con estos datos es posible determinar la cuerda en la raiz y en la punta, asi

mismo la cuerda media del estabilizador vertical.

Para este cálculo se asume que la relación de taperado del vertical es de 0.5, por

lo tanto se dice que la cuerda en la raiz es de.

푪풓 =ퟐ푺풗풕

(흀 + ퟏ)풃풗풕= ퟑ.ퟕퟑퟔ풇풕

Ecuación 90

Para la cuerda en la punta.

푪풑풖풏풕풂 = 흀푪풓 = ퟏ.ퟖퟔퟖ풇풕

Ecuación 91

Para conocer la ubicación de la cuerda media aerodinamica se tiene que.

풛풗풕 = ퟐ풃풗풕ퟔ

ퟏ + ퟐ흀ퟏ + 흀 = ퟐ.ퟎퟔ풇풕

96ANDERSON, JOHN D. Aircraft Performance and Design, 1999, Charter 6 Aircraft performance: Accelerated flight; Página 439

155

Ecuación 92

Y para conocer el tamaño de la cuerda media aerodinamica.

푪풗풕 = ퟐퟑ푪풓

ퟏ + 흀 + 흀ퟐ

ퟏ + 흀 = ퟐ.ퟗ풇풕

Ecuación 93

Figura 62: Dimensión estabilizador vertical, Fuente: Autores del proyecto.

Dimensionamiento trenes de aterrizaje.

Teniendo en cuenta que el tren de aterrizaje es al conjunto estructural encargado

de soportar y trasmitir las cargas en tierra de la aeronave hacia superficie, el cual

está conformado por ruedas, soportes, amortiguadores y otros equipos;

garantizando que la aeronave sean maniobrable sobre una superficie.

Para garantizar una correcta selección y diseño del tren es necesario conocer los

requerimientos los cuales representan el correcto funcionamiento y confiabilidad

de dicho conjunto estructural.

156

o Requerimientos Funcionales

En el diseño del Tren de Aterrizaje se tuvieron en cuenta ciertos requerimientos

funcionales nombrados a continuación:

Durante las fases de despegue, rotación, aterrizaje y carreteo solo las

llantas contactarán el piso.

Debe existir un espacio adecuado entre la pista y todas las partes

componentes del avión (empenaje, punta de ala, punta de hélice, antenas,

etc.).

La presión de inflado de los neumáticos debe seleccionarse al igual que la

configuración del tren de aterrizaje, de acuerdo a la capacidad de absorción

de carga del tipo de pista desde donde operará el avión.

El tren de aterrizaje deberá absorber las cargas de impacto normal en el

aterrizaje y poseer buenas características de amortiguamiento.

Cuando el carreteo se efectúe sobre terreno irregular no deben trasmitirse

golpes excesivos por parte del tren de aterrizaje.

El frenado debe ser eficiente siendo la condición límite la máxima fuerza de

frenado permitida por las condiciones de la pista.

Durante el aterrizaje o carreteo a alta velocidad y con viento cruzado se

debe asegurarse que no hay tendencias a inestabilidades laterales o

longitudinales.

Debe preverse elementos estructurales adecuados en el avión para servir

como puntos de fijación del tren.

Se sabe que las configuraciones básicas para el tipo de aeronave el cual se está

desarrollando son dos tipos, el primero es el de patín de cola y el segundo es el de

configuración tren de nariz, se procede a analizar cuál será la configuración óptima

para el caso específico. Es importante analizar las ventajas y desventajas de cada

157

configuración, a continuación se presenta un cuadro comparativo de cada uno de

ellos.

Figura 63: Configuración tren de aterrizaje. 97

Ventajas y desventajas de las distintas configuraciones de tren de aterrizaje

TIPO VENTAJAS DESVENTAJAS

Patín de cola Este tipo de tren se

caracterizan por su bajo costo,

baja resistencia aerodinámica,

en superficies blandas reducen

la distancia de despegue, el

acoplamiento con el fuselaje y/o

alas es muy sencilla, con

ángulos de ataque altos en el

aterrizaje aumentan la

resistencia reduciendo la

condición de frenado, en

superficies rugosas tienen una

muy buena adaptación, los

pesos en el patín de cola son

pequeñas debido a las cargas

en tierra relativamente bajas,

El control en tierra es muy difícil

y direccionalmente es inestable,

con movimientos rápidos en

tierra la aeronave es posible que

se voltee, en vientos cruzados el

control direccional es muy bajo,

la hélice o la nariz de la

aeronave podrían tocar el piso

como resultado de frenados

excesivos, durante el despegue

y debido a los altos ángulos de

ataque la aceleración de la

aeronave es bajas.

97Chris Heintz. Anatomy of a STOL aircraft: Designing a modern short take-off and landing utility airplane.

158

los mecanismo de dirección son

simples, para pistas cortas son

muy utilizadas.

Tren de nariz Este tipo de configuración se

caracteriza por ser

direccionalmente estable, muy

buen control con vientos

cruzados, la hélice está muy

bien protegida para evitar

contactos con el suelo, cuando

el tren principal toca el suelo el

avión se inclina hacia adelante

reduciendo la sustentación para

frenar, la aceleración durante el

despegue es muy buena debido

a los ángulos de ataque (bajos),

la base en este tipo de tren es

corta lo que da un radio de giro

mínimo.

Un mayor número de cargas

dinámicas en tierra comparado

con el tren patín de cola, la

resistencia aerodinámica del tren

fijo es alta debido a que el tren

está en la misma línea de la

estela de la hélice.

En este tipo de tren el

mecanismo de dirección es más

complejo y el costo es mayor,

debido la poca resistencia

aerodinámica, en las alas los

ángulos de ataque son

pequeños.

Los frenos del tren principal

absorben la mayor energía

cinética, cuando se tiene

frenados significativos las ruedas

pueden llegar a patinar.

El tren de nariz las vibraciones

son más posibles que en el tren

patín de cola, por lo cual se

puede producir más daño.

Tabla 44: Ventajas y desventajas configuraciones tren de aterrizaje.

159

o Resultado del análisis.

Concluido el análisis de las dos posibles configuración para el tren de aterrizaje se

llega la conclusión que la configuración más óptima es la de tren de nariz, ya que

dicha configuración representa grandes ventajas para el tipo de piloto que va

operar la aeronave, el cual tiene un perfil de piloto deportivo y piloto en instrucción

de vuelo, la ventaja más relevante es que se caracteriza por ser direccionalmente

estable, y proporciona un excelente control en tierra, por otra parte tenemos que

resaltar que el campo visual que garantiza este tipo de tren es superior al que se

tendría al utilizar una configuración de patín de cola.

Configuración seleccionada: Tren de nariz

Figura 64: Configuración seleccionada para aeronave.

Seguidamente a la selección de la configuración del tren de aterrizaje se procede

a determinar la geometría del tren, la cual representara la posición del mismo con

respecto al centro de gravedad y dimensiones básicas.

Geometría del tren. Dentro de la geometría del tren se tiene factores muy importantes que se deben

tener en cuenta, factores como la longitud del tren, longitud de base y trocha,

además de la posición del tren principal y el ángulo de turn-over.

160

La longitud del tren, de la base y la trocha son factores que determinan la

geometría del conjunto tren de aterrizaje, cuya localización más favorable se

obtiene fijando los límites en un plano de tres vistas del avión.

Para comenzar con el desarrollo de la geometría del tren hay que conocer dos

datos importantes, el primero es posición del centro de centro de gravedad más

delantero y el segundo la posición del centro de gravedad más trasero. Estas

distancias son tomadas desde la línea de datum.

(Max. Aft C.G) (Max. FW C.G) Distancia desde la línea de datum ubicada en la punta de la nariz del avión

6.87 ft 6.51 ft

Tabla 45: Ubicación centros de gravedad

En este momento del diseño aún no se conoce la ubicación exacta de los centros

de gravedad, sin embargo con el análisis de estabilidad ya se conoce el neutral

point que es la ubicación más trasera del CG, pero para evitar que le llegue a este,

punto ubicaremos el Cg más trasero un poco más adelante exactamente al 37%

de la cuerda media aerodinámica y el más delantero al 27% que es un valor típico

para estas aeronaves98

Hay que tener en cuenta que acorde a FAR parte 23 se menciona que para

configuraciones de tren de nariz tiene que existir una tolerancia entre la hélice y el

suelo de mínimo 7 pulgadas


98PiperSport Distribution Inc., POH Piper sport, pagina 62

161

Figura 65: Posición CG de la aeronave de acuerdo a la estabilidad, Fuente: autores del

proyecto

El procedimiento que se siguió para determinar la posición del tren de aterrizaje

con respecto al C.G más trasero de la aeronave es el siguiente:

1. Se calcula el ángulo de ataque (α), para el coeficiente de sustentación

máximo (Clmax) sin flaps.

2. Localización del C.G más trasero (Max. Aft C.G).

3. Se Dibujó a escala una vista de la aeronave, en donde se visualiza el ala

con el ángulo de ataque (α), para el coeficiente de sustentación máximo

(Clmax).

4. Desde el C.G se dibuja una línea vertical y desde el tail skid una línea

horizontal. (el espacio entre el tail skid y la línea de tierra (ground line) debe

ser mínimo de 1 pulgada).

5. La intersección que se forma entre estas dos líneas se denota como punto

“A” y estará localizada en el punto central del área de contacto de la llanta.

6. Se Dibuja el tren de aterrizaje con la llanta y el shock absorber

estáticamente deflactado, para tener una previa visualización de su

configuración.

162

Figura 66: Ubicación tren principal, Fuente: autores del proyecto

Para que la aeronave durante la operación en tierra, decolaje y aterrizaje no sufra

de inestabilidad el tren principal debe estar ubicado por detrás del CG más trasero,

esto garantiza el buen desempeño de la aeronave durante su operación.

Ángulo de turn-over: El ángulo de turn-over es el que indica la relación entre la trocha y la base, para

conseguir esta dimensiones se plantea la siguiente secuencia, en donde mediante

un trazo geométrico se garantiza la correcta configuración de distancias.

1. Se dibujó una vista de techo donde se muestra la posición deseada del tren

de nariz.

2. Se proyectó una vista lateral mostrando el tren de aterrizaje con sus llantas.

Y la posición del centro de gravedad C.G

3. Se traza una línea A-B, la cual se extiende hasta el punto “C” como se

muestra en la siguiente figura 2.

4. Desde el punto “C” se traza una perpendicular con respecto a la línea A-B.

163

5. Desde el C.G en la vista de planta Se traza una línea paralela a A-B para

obtener el punto “D”.

6. Se traslada la distancia de “h” obtenida en la vista lateral a la vista auxiliar

partiendo del punto “D” con lo cual se obtiene el punto “E”.

7. Se traza una línea E-C y se obtiene el ángulo (θ), este es el ángulo de Turn-

Over.

Figura 67: Ubicación tren de nariz y ángulo de giro en tierra, Fuente: Autores del proyecto.

A continuación se hace una evaluación de los rangos en que se encuentra

normalmente el ángulo de Trun-Over para la clase de aeronave y condición de

operación.

164

θ = 63 Normalmente para aeronaves las cuales están restringidas en

operaciones en pistas con superficie blanda o dura, este valor esta vasado

en el coeficiente de fricción de µ .55 y asumiendo que la aeronave se

desliza hacia los lados en el instante de tipping over θ = 55 Es un ángulo típico en aeronaves de aviación general.

θ = 50 Para aeronaves que operan en condiciones de terreno no preparado.

Como resultado del análisis se encuentra que el ángulo Trun-Over para nuestra

aeronave es de 55 grados, estado dentro de los límites par ángulos típicos en

aeronaves de aviación general.

A continuación se presenta la configuración obtenida para el tren de aterrizaje

teniendo en cuanta las siguientes dimensiones

Separación entre la hélice y la pista.

Ángulo de turn-over no mayor a 63º.

El ángulo A de 10º o mayor.

El ángulo A mayor o igual a B

Relación base trocha.

Altura de la aeronave desde el piso hasta la parte inferior del fuselaje.

Ubicación tren de nariz.

Ubicación estructural.


165

Figura 68: Esquematización tren de aterrizaje para la aeronave, Fuente: Autores del proyecto

DIMENSIÓN T (Trocha) 2 m 6.58 Ft B (Base) 1.56 m 5.12 Ft F (mitad de la trocha) 1 m 3.29 Ft D (distancia del tren de nariz al C.G AFT)

1.29 m 4.26 Ft

H 0.91 in 3.01 Ft Ángulo de turn-over 0.9599307 Rad 55 Grados

Tabla 46: Dimensiones del tren de aterrizaje.

Selección de llantas tren principal y tren de nariz. Posterior a la ubicación del tren principal y de determinar la base y trocha, se

procede a la selección de las llantas del tren principal y tren de nariz, para realizar

esta selección se determinan las cargas estáticas que va a soportar cada uno de

los trenes.

Según la información encontrada en la bibliografía, normas ASTM y normas FAR,

la carga que soporta el tren de nariz es aproximadamente del 10 al 20% del peso

de la aeronave, si la carga en el tren de nariz es menor a este 10% la aeronave

166

pude sufrir de oscilaciones en carreteo, la carga ideal para el tren de nariz debe

ser aproximadamente el 15 % del peso de la aeronave.

Figura 69: Distancias para el cálculo de la carga estática99.

En la imagen anterior se observan las distancias necesarias para poder determinar

las cargas estáticas en el tren principal (Pm) y el tren de nariz (Pn), a continuación

se muestran las distancias correspondientes y los resultados de las carga

estáticas para cada tren.

99JAN ROSKAM, Airplane design Part 4, Pagina 31

167

Figura 70: Posicionamiento carga estática tren principal y tren de nariz, Fuente: Autores del proyecto

Tabla 47: Valores de entrada para cálculo de la carga estática.

Todas las dimensiones fueron calculadas durante el posicionamiento del tren

principal, y el cálculo del ángulo de turn-over, la ubicación del CG se realizó dentro

de los cálculos de estabilidad y control.

Con las dimensiones mencionadas se procede a calcular las cargas estáticas para

cada tren, basándose en las ecuaciones correspondientes, en la siguiente tabla se

muestran los resultados.

PM Carga estática máxima tren Principal 푷푴 = 푾푻푶∗(푭 푴)ퟐ푭

Ecuación 94

PN Carga estática máxima tren de nariz 푷푵 = 푾푻푶∗(푭 푳)푭

Ecuación 95

CARGA ESTATICA CARGA ESTATICA MÁXIMA TREN PRINCIPAL (UNA RUEDA), lb

495

CARGA ESTATICA MÁXIMA TREN NARIZ, lb 310 Tabla 48: Carga estática para la selección de la llanta.

DIMENSIONES CARGA ESTÁTICA

F, ft. 5.12 J, ft. 3 L, ft. 3.9 M, ft. 1.22 N, ft. 4.26

168

Con los datos obtenidos y utilizando las bases de datos de diferentes neumáticos

utilizados en aviación, se procede a seleccionar el tipo de neumático para cada

tren100.

Figura 71: Listado de llantas en el mercado.

En la Imagen anterior se puede observar un cuadro con las características

técnicas de diferentes ruedas, de esta tabla y teniendo en cuenta las cargas

calculadas se selecciona el tipo de rueda más apropiada.

Tren Neumático Cant.

De

lonas

Carga (lb)

Vel (mph)

Presión (lb/in2)

Frenado (lb)

Peso (lb)

Do

max (in)

Domin (in)

B (in)

Principal 5.00 -5 6 1200 120 55 1740 3.9 13.25 12.7 5.05

Nariz 5.00-5 6 1200 120 55 1740 3.9 13.25 12.7 5.05

Tabla 49: Características llantas seleccionadas.

Se aclara que según el cálculo obtenido por la carga estática de cada tren, la

llanta correspondiente es la de 5.00 – 5, 4 lonas, pero por condiciones de

operación de nuestra aeronave la cual hace referencia a terrenos no preparados,

consideramos necesario utilizarla llanta de 5.00 -5 6 lonas, la cual garantiza una

mayor resistencia a la carga.

100GOODYEAR, Aircraft data book, pagina 12

169

Las dimensiones de la llanta se muestran en la siguiente gráfica.

Figura 72: Dimensiones llantas para aviación.

Figura 73: Características para el dimensionamiento y selección de la llanta.

170

Dimensionamiento superficies de control e híper sustentadora. Para un dimensionamiento inicial de las superficies, se parte de datos estadísticos

aportados por la bibliografía consultada101, para el desarrollo detallado de estas

superficies de control es necesario realizar un análisis de estabilidad y control más

profundo (diseño preliminar) que puede ser realizado en futuros trabajos de grado,

sin embargo como se mencionó anteriormente se presenta el dimensionamiento

inicial de las superficies.

Superficie Envergadura Cuerda.

Alerón 50 – 90 % de la envergadura del ala 15 – 25 % de la cuerda del ala

Elevador 90 – 100% de la envergadura del horizontal

25 – 50 % de la cuerda del horizontal

Rudder 90 – 100% de la envergadura del vertical

25 – 50 % de la cuerda del vertical

Flap ----------------- 15 – 25 % de la cuerda del ala

Tabla 50: Porcentajes superficies de control.

De acuerdo a lo anterior las dimensiones de las superficies de control e híper

sustentadora serían:

Superficie Envergadura Cuerda.

Alerón 2350 mm por cada ala 220 mm

Elevador 2743.2 mm 266.7 mm

Rudder 1377.7 mm 292.56 mm

Flap 2350 mm por cada ala 330 mm

Tabla 51: Dimensiones superficies de control.

101RAYMER, DANIEL P . Aircraft Design: A Conceptual approach second edition, pagina 113.

171

Para estas superficies de control se plantea un posible es quema, el cual muestra

una posible distribución para todo el sistema de control de la aeronave, que al

igual debe ser más detallado en etapas posteriores de diseño.

o Sistema de control para alerones:

Figura 74: Diagrama control alerones, Fuente: Autores del proyecto

Descripción de componentes:

1 = Alerón

2 = Varillas de empuje


4 = Ángulo de la palanca

5 = Palancas de control


7 = Tubo de torsión

o Sistema de control para el elevador:

172

Figura 75: Diagrama control elevador, Fuente: Autores del proyecto

Descripción de componentes:

1 = Mando

2 = Bisagra

3 = Guayas control

4 = Bisagra

5 = Pivote elevador

6 = Elevador

o Sistema de control para timón de cola:

Descripción de componentes

1 = Pedales del timón

2 = Poleas

3 = Guayas

4 = Nivel del timón de cola

5 = Timón de cola

6 = Resorte de tensión.

173

Figura 76: Diagrama control timón de cola, Fuente: Autores del proyecto

Como se mencionó anteriormente es importante en las etapas posteriores al

diseño conceptual, realizar un estudio detallado para plantear el sistema de control

final teniendo en cuenta la estabilidad y el control de la aeronave, y las exigencias

mencionadas dentro de la norma ASTM.

De acuerdo a los cálculos nombrados anteriormente la configuración de la

aeronave sería:

Figura 77: Aeronave Cygnus 001, Fuente: Autores del proyecto

174

Propuesta inicial para el planteamiento de la estructura de la aeronave. En la siguiente figura se muestra una posible propuesta para la estructura de la

aeronave, es importante recalcar que esta propuesta no tiene ningún análisis

estructural, es simplemente un boceto inicial o un punto de partida para realizar

todo el diseño detallado de la estructura en etapas posteriores de diseño.

Figura 78: Estructura del avión, Fuente: Autores del proyecto

Fuselaje:

La estructura que se plante para el fuselaje es tipo monocasco, la cual está

conformada únicamente por una serie de formadores (cuadernas principales) y la

piel de la aeronave la cual puede ser tipo sándwich con un núcleo en foam o en

honeycomb (determinado con un análisis estructural), el ensamble del mismo

puede ser realizado de acuerdo a los estándares mencionados en la norma ASTM

y utilizando procesos de manufactura de primera102.

o Moldeo SMZ

o Moldeo por proyección

o Moldeo por vía húmeda o contacto

o Apilado por bolsa de vacío

102 DÍAZ SANTOS, Manuel (1992). Fabricación y mecanizado de materiales compuestos. EUIT Aeronáutica, Sección publicaciones.

175

o Resine Transfer Moulding, RTM

o Vacuum Assisted Resine Transfer Moulding, VARTM

o Resine Infusion Moulding, RIM

o Filament Winding

o Fiber Placement

o Pultrusión

o Automatic Tape Laying, ATL

o Eb couring

Estos procesos de fabricación pueden ser investigados a fondo en trabajos

futuros.

Figura 79: Estructura fuselaje, Fuente: Autores del proyecto

176

Alas, Estabilizador horizontal y vertical.

La estructura que se plante para el ala y los estabilizadores es tipo semi-

monocasco, la cual está conformada por una serie de costillas además de una

viga principal ubicada al 25% de la cuerda media y una viga secundaria ubicada

en la parte posterior, la piel al igual que en fuselaje puede ser tipo sándwich con

un núcleo en foam o en honeycomb (determinado con un análisis estructural).

Figura 80: Estructura alas y estabilizadores, Fuente: Autores del proyecto

La selección de materiales para cada componente es realizado durante el análisis

estructural de la aeronave, sin embargo para la selección del tipo de material y la

selección de la resina apropiada para cada una se puede realizar teniendo en

cuenta lo siguiente:

Sistema de resinas103 Polyster Epoxy Vinyl Ester

Orthopthalic Isothalic Dow330 Safe-T-

poxy APCO 2410

Derakane 411

Laminar con A A A,B,C A,B,C A,B

A: Fibra de vidrio B: Grafito C: kevlar Tabla 52: Sistema de resinas

4.8. Segundo cálculo de pesos. 103 Hollmann M, Composite aircraft design, 1983, pagina 23

177

El primer paso para realizar el estudio de peso y balance para determinar los

centros de gravedad, es determinar el peso aproximado de cada uno de los

componentes de los grupos principales de la aeronave.

Planos de sustentación

Estabilizador horizontal

Estabilizador vertical

Fuselaje

Tren de aterrizaje

Grupo motor

Sistema de combustible.

Controles de vuelo.

Electrónica

Aviónica.

Mobiliario de la aeronave (asientos, tapizado, etc.)

La estimación de estos pesos debe ser tan aproximada a la realidad como sea

posible, ya que solo en la construcción se puede conocer el peso exacto de cada

componente, el cálculo solo permite hacer una suposición de estos valores que en

la práctica pueden ser mayores o menores.

Para realizar el cálculo de los pesos existen dos formas la primera por el método

de Cessna104, este método se utiliza para aviones pequeños con velocidades por

debajo de 200 knots, sin embargo este método no tiene en cuenta el factor de

carga importante para el dimensionamiento y diseño estructural de la aeronave, es

por esto que para determinar el segundo cálculo de peso de la aeronave se

utilizara en método nombrado en Raymer (para aviación general utilizando

factores establecidos para aviones categoría LSA) en el cual se tienen en cuenta

términos tales como factor de carga (establecido por la norma ASTM para aviones 104 Roskam, Jam. Airplane design. Dar Corporation, 1997, Part 5, pagina 67

178

LSA), la relación de espesor para el caso de las alas y los estabilizadores,

longitudes de tren de aterrizaje, entre otros datos expresados en las ecuaciones

mostradas a continuación105.

o Planos de sustentación

49.00

3.004.0006.0

6.0

2758.0 /100

036.0 TZWWING WNCos

ctTRqCos

ARSW

Ecuación 96

Dónde:

Wala = Peso aproximado de los planos de sustentación, (lb)

SW = Área de los planos, (ft2)

AR = Razón de aspecto

= Ángulo de barrido en c/4, (grados)

q = Presión dinámica, (lb/ft2)

TR = Razón de taperado

t/c = Espesor

NZ = Factor ultimo de carga, (n*1.5) (según la norma para LSA n=4)

WTO = Peso máximo al despegue, (lb)

푊 = 166.49푙푏

o Estabilizador horizontal

105RAYMER, DanielP. Aircraft Design a Conceptual Approach, p.404.

179

E

02.0043.012.0

896.0168.0414.0 /100016.0 HTHT

HT

HTHTOTZHT TR

CosAR

CosctSqWNW

Ecuación 97

Dónde:

WHT = Peso aproximado estabilizador horizontal, (lb)

SHT = Área estabilizador horizontal, (ft2)

ARHT = Razón de aspecto

TRHT = Razón de taperado

푊 = 14.58푙푏

o Estabilizador vertical

039.0

357.0

2

49.0873.0122.0376.0 /100

073.0 VTVT

VT

VTVTTOZVT TR

CosAR

Cosct

SqWNW

Ecuación 98

Dónde:

WVT = Peso aproximado estabilizador vertical, (lb)

푊 = 10.44푙푏

FUSELAJE

241.0

072.0051.0177.0086.1052.0 q

DLLtWNSfW TOZFUS

Ecuación 99

180

Dónde:

WFUS = Peso aproximado del fuselaje, (lb)

Sƒ = Área húmeda fuselaje, (ft2)

NZ = Factor ultimo de carga, (n*1.5)


Lt = Distancia c/4 MAC a c/4 estabilizador horizontal, (ft)

(L/D) = Relación sustentación, arrastre

q = Presión dinámica, (lb/ft2)

푊 = 102,02푙푏

o Tren de aterrizaje

Tren principal

409.0768.0

12095.0 LmWNW TOlMG

Ecuación 100

Dónde:

WMG = Peso aproximado del tren principal, (lb)

NL = Factor ultimo de carga al aterrizaje, (n*1.5) (n=3 según ASTM)


Lm = Longitud tren principal, (in)

181

푊 = 64.48푙푏

Tren de nariz

845.0566.0

12125.0 LnWNW TOlNG

Ecuación 101

WNG = Peso aproximado del tren de nariz, (lb)

Ln = Longitud tren de nariz, (in)

푊 = 15.72푙푏

o Motor instalado

ENENENGINE NWW 922.0575.2

Ecuación 102

Dónde:

Wmotorinsta = Peso aproximado del motor instalado, (lb)

WEN = Peso motor, (lb)

NEN = Número de motores

푊 = 220.50푙푏

o Sistema de combustible

157.0242.0

363.0

726.0

1

149.2 ENSYSTEMFUEL NNt

VtVi

VtW

182

Ecuación 103

Dónde:

WFUELSYSTEM = Peso aproximado del sistema de combustible, (lb)

Vt = Volumen de combustible, (gal)

Vi/ Vt = Razón volumen tanque, cantidad de combustible

Nt = Número de tanques

푊 = 31.51푙푏

o Controles de vuelo

80.04371.0536.1 10053.0 TOCONTROLSFLIGHT WNzbwLW

Ecuación 104

Dónde:

W FLIGHTCONTROLS = Peso aproximado de los controles de vuelo, (lb)

L = Longitud del fuselaje, (ft)

bw = Envergadura de los planos de sustentación, (ft)

푊 = 13.55푙푏

o Aviónica

Para calcular todo el peso de la aviónica del avión se buscaron los equipos

mínimos para que la aeronave pueda navegar.

EQUIPOS REFERENCIA PESO (lbs)

EFIS&EMS FlightDEK-D180 (Dymon Avionics) 7

183

GPS GARMIN GDU 370 6,6

altimetro FALCON GAUGE SENSITIVE ALTIMETER 1,4

airspeed FALCON AIRSPEED INDICATOR 0,82

tacometro FALCON 0,54

Fuel Quantity FALCON MECHANICAL DUAL FUEL GAUGE WITH WARNING

LIGHTS 0,3

Radio ICOM A210 2,7 Transpoder GARMIN GTX 327 DIGITAL 1,7

total 21,06 Tabla 53: Pesos equipo de aviónica.

o Electrónica

푾푬 = ퟏퟐ.ퟓퟕ(푾푭푺 + 푾풂풗풊풐풏풊풄풂)

Ecuación 105

Dónde:

WE = Peso aproximado de la electrónica, (lb)

WFS = Peso aproximado del sistema de combustible, (lb)

Wavionica = Peso aproximado de la aviónica, (lb)

푾푬 = ퟗퟒ.ퟖퟑ풍풃

o Mobiliario

푾풎풐풃 = ퟎ.ퟎퟓퟖퟐ푾풕풐 − ퟔퟓ

Ecuación 106

Dónde:

184

Wmob = Peso aproximado del mobiliario, (lb)

Wto = Peso máximo al despegue, (lb)

푾풎풐풃 = ퟏퟏ.ퟒퟔ풍풃

Con estos datos calculados ya es posible determinar el peso en vacío en función

de las partes de la aeronave.

Primero se aplica el factor de corrección para partes en material compuesto.

Estimación de peso Elemento M1 FF Peso (lb)

Ala 166,49 0,85 141,51 Estabilizador horizontal 14,58 0,83 12,10 Estabilizador vertical 10,44 0,83 8,67 Fuselaje 102,02 0,9 91,82 Tren principal 64,48 0,95 61,25 tren de nariz 15,72 0,95 14,94 Motor 220,50 220,50 Sistema de combustible 31,51 31,51 Controles de vuelo 13,55 13,55 Aviónica 21,06 21,06 Mobiliario 11,46 11,46 Sistema eléctrico 94,83 94,83

Tabla 54: Pesos con factor de corrección para material compuesto.

Donde FF es el factor para materiales compuestos y M1 es el peso obtenido en el

cálculo anteriormente mostrado.

Clasificamos los pesos de acuerdo al tipo.

Grupo pesos Grupo Pesos (lbs)

Ala 141,516 Estabilizador horizontal 12,109 Estabilizador vertical 8,671

185

Fuselaje 91,824 Tren principal 61,256 tren de nariz 14,94 Estructura 330,32 Motor instalado 220,508 Hélice 10 Sistema de combustible 31,518 Grupo motor 262,027 Controles de vuelo 13,552 Aviónica 21,06 Mobiliario 11,465 Sistema eléctrico 94,830 Equipo fijo 127,356 W Vacío 719,703975 W Combustible 188,562 W Tripulación 350 W Carga paga 60 Wto 1318,266

Tabla 55: segunda estimación de pesos.

El peso del combustible disminuyo debido a que en la primera estimación se temía

una eficiencia de hélice de 0.7 con el fin de hacer un poco más restrictivo el

diseño, para esta segunda estimación se aumentó la eficiencia a 0.8 que es el

valor normal que tienen las hélices de eficiencia106.

La siguiente tabla muestra la diferencia entre la primera estimación y la segunda

estimación de pesos.

Pesos en libras Primer calculo Segundo calculo Porcentaje de diferencia

W Vacío 685.623 719,703 4.73% W Combustible 222.092 188,562 -17% W Tripulación 350 350 - W Carga paga 60 60 - Wto 1313.837 1318,266 0.33%

Tabla 56: Comparación cálculo de pesos

106 Ibid pag. 108

186

De la tabla anterior se pude evidenciar que se tiene una diferencia entre la primera

estimación y la segunda, esto debido al cambio en la eficiencia de la hélice (en el

estudio de sensibilidad se evidencia en que porcentaje afecta el valor de la

eficiencia al peso de la aeronave), además el cálculo del peso de la estructura con

el cual se tiene una mayor idea del peso que podía tener el mismo en el

modelamiento detallado y en la construcción del mismo.

Así mismo se puede ver que se obtuvo un porcentaje de diferencia entre los

valores. El peso máximo al despegue de la primera estimación a la segunda

estimación tuvo un porcentaje de diferencia de 0.33% lo cual indica que este valor

en los cálculos de rendimiento no va a afectar de gran manera debido a el

porcentaje tan bajo de cambio que tuvo, este valor puede ser despreciable, sin

embargo los pesos del combustible y el peso al vacío entre el primer y segundo

cálculo si tiene un porcentaje de diferencia más elevado de -17% y 4.73%

respectivamente, el valor negativo del porcentaje del peso del combustible es

debido al aumento en la eficiencia de la hélice, lo que genera una reducción en el

consumo de combustible por lo cual es posible reducir la cantidad del mismo para

lograr el mismo rango de operación de la aeronave, con este aumento en la

eficiencia se observa claramente la sensibilidad que tiene este valor en la

ecuación.

Condiciones para determinar el centro de gravedad.

Al sumar los momentos de cada componente y dividir entre la sumatoria de pesos

de los componentes se conoce la distancia a la cual se encuentra el centro de

gravedad, se deben estudiar varios casos o condiciones de carga para conocer

bajo qué condiciones se presenta el centro de gravedad más adelantado o trasero;

se tienen en cuenta las siguientes condiciones:

Condición Decepción 1 (W vacío + Tripulación + Combustible + Carga paga) 2 (W vacío + Tripulación/2 + Combustible/2 + Carga paga/2) 3 (W vacío + Tripulación/2 + Combustible)

187

4 (W vacío + Tripulación/2 + Combustible/2) Tabla 57: Condiciones para determinar los centros de gravedad.

Los centros de gravedad de cada componente se ubican de acuerdo a lo

nombrado en la bibliografía utilizada107 que es una guía para el diseño, sin

embargo solo en la construcción se puede conocer con exactitud dicha ubicación.

La figura 50 muestra las distancias desde la línea de datum al centro de gravedad

de cada componente, la tabla 46 muestra los datos obtenidos para los ejes X.


Figura 81: Peso y balance, Fuente: Autores del proyecto

Las distancias son medidas en pulgadas para efecto de cálculo.

Componente Peso (lbs)

Distancia (in)

Palanca (lbs*in)

Ala 141,51 82,72 11706,26 Estabilizador 12,10 197,71 2394,18

107RAYMER, DANIEL P. Aircraft Design: A Conceptual approach second edition, pagina 398

188

horizontal Estabilizador vertical 8,671 198,77 1723,66

Fuselaje 91,82 109,5 10054,83 Tren principal 61,25 92,74 5680,93 tren de nariz 14,94 33,82 505,28 Grupo motor 262,02 14 3668,38 Equipo fijo 127,35 109,5 13945,49 W vacío 719,70 49679,05 W combustible 188,56 80 15085,03 W tripulación 350 93 32550 W carga paga 60 120 7200 W to 1318,26 104514,09

Tabla 58: Peso y balance.

Para determinar la ubicación del centro de gravedad se utiliza la siguiente

ecuación, y con esta se realiza el análisis partiendo que el centro de gravedad

más trasero de la aeronave es el neutral point calculado en la estabilidad

longitudinal de la aeronave para el caso al 39.2% MAC108.

푪푮 =푴풐풎풆풏풕풐풕풐풕풂풍푷풆풔풐풕풐풕풂풍

Ecuación 107

La ecuación anterior permite determinar la distancia de la ubicación del CG en

pulgadas, sin embargo para conocerla en porcentaje de la cuerda se utilizara la

siguiente ecuación109.

%푴푨푪 =푪푮풙 − 푳푬풅풍푴푨푪 ∗ ퟏퟐ ∗ ퟏퟎퟎ

Ecuación 108

Dónde:

108FAA, Aircraft Weight and Balance Handbook, pagina 19. 109HISCOCKS Richard D, Desing of Light Aircraft, pagina 58.

189

% MAC = Porcentaje respecto al MAC

CGX = Coordenada del centro de gravedad en X, (in)

LEDL = Distancia desde la línea de datum al borde de ataque, 65.39 in

MAC = Cuerda media aerodinámica, (ft), 3.6 ft

Condición Ubicación desde línea de datum %MAC 1 79 in 32,15% 2 75,66 in 23,77% 3 74,80 in 21,80% 4 74,31 in 20,66 %

Tabla 59: Ubicaciones centros de gravedad.

Con este análisis y conociendo ya la ubicación del Neutral point se puede ver que

el centro de gravedad más delantero estaría al 20.66% y el más trasero 39.2 % de

la cuerda media aerodinamica.

4.9. Estimación del rendimiento de la aeronave posterior al segundo cálculo de pesos.

Conociendo datos ya establecidos durante el diseño es posible recalcular el

rendimiento de la aeronave acercándose más a la realidad de la aeronave ya

construida.

Aterrizaje:

Conociendo la ecuación para la distancia de aterrizaje en tierra Sg, y teniendo ya

datos más consolidados es posible conocer la distancia total de aterrizaje.

푺품 = 푱푵 ∗ퟐ

흆푪풍풎풂풙푾푺 +

푱ퟐ

품 ∗ 흆 ∗ 푪풍풎풂풙 ∗ 흁푾푺

190

푺품풃풐품 = ퟏ.ퟏퟓퟐ

ퟎ.ퟎퟎퟏퟖퟏퟏ ∗ ퟐ.ퟐퟓퟓ ∗ ퟏퟏ.ퟕퟖ

+ퟏ.ퟏퟓퟐ

ퟑퟐ.ퟐ ∗ ퟎ.ퟎퟎퟏퟖퟏퟏ ∗ ퟐ.ퟐퟓퟓ ∗ ퟎ.ퟓퟏퟏ.ퟕퟖ

푺품푩풐품 = ퟑퟐퟒ.ퟐퟐퟓ풇풕

푺품풏풎 = ퟏ.ퟏퟓퟐ

ퟎ.ퟎퟎퟐퟑퟕퟕ ∗ ퟐ.ퟐퟓퟓ ∗ ퟏퟏ.ퟕퟖ

+ퟏ.ퟏퟓퟐ

ퟑퟐ.ퟐ ∗ ퟎ.ퟎퟎퟐퟑퟕퟕ ∗ ퟐ.ퟐퟓퟓ ∗ ퟎ.ퟓퟏퟏ.ퟕퟖ

푺품풏풊풗풆풍풅풆풍풎풂풓 = ퟐퟓퟔ.ퟕퟏퟒ풇풕

Conociendo las distancias de aproximación y de flare calculadas en la parte de las

maniobras críticas de rendimiento se calcula la distancia total de aterrizaje.

Distancia aproximación Distancia de flare

Sa 677.484 ft Sf 41.508 ft Tabla 60: Distancias para aterrizaje.

Distancia total de aterrizaje Bogotá 1043.217 Ft A nivel del mar 975,706 Ft

Tabla 61: Aterrizaje.

Despegue:

De acuerdo con el motor seleccionado se evalúa la potencia máxima disponible a

la altura de Bogotá (9000 ft) y al nivel del mar (0 ft) a régimen de RPM máximo con

el fin de evaluar la maniobra de despegue.

191

Para esto se utiliza la siguiente figura que muestra el rendimiento del motor Rotax

912 ULS a diferentes alturas110.

Figura 82: Grafica de rendimiento Rotax 912 ULS en función de la altura.

Potencia disponible a 5800 RPM

Bogotá 63 hp Nivel del mar 80 hp

Tabla 62: Potencia disponible Rotax 912 ULS.

Al igual que para el aterrizaje se utiliza la ecuación nombrada en la parte de

maniobras críticas de rendimiento.

푺품 =ퟏ.ퟐퟏ

품 ∗ 흆 ∗ 푪풍풎풂풙 ∗푻푾

푾푺

푻푾 =

푷풅 ∗ 휼 ∗ ퟓퟓퟎퟏ.ퟑ푽풑풆풓풅풊풅풂 ∗푾풕풐

110Rotax Aircraft Engines, Manual del usuario, pagina 38.

192

푻푾 = ퟎ.ퟐퟒퟎ

Este es la relación empuje-peso en Bogotá, necesaria para realizar la maniobra, la

carga alar seleccionada es la establecida mediante el diagrama de restricciones,

con esto se puede calcular las distancia en tierra de la aeronave.

푺품 =ퟏ.ퟐퟏ

ퟑퟐ.ퟐ ∗ ퟎ.ퟎퟎퟏퟖퟏퟏ ∗ ퟏ.ퟗퟓ ∗ ퟎ.ퟐퟒퟎퟏퟏ.ퟕퟖ

푺품풃풐품 = ퟓퟐퟎ.ퟕퟖퟒ풇풕

Para la distancia en tierra a nivel del mar al igual que en Bogotá se calcula la

relación empuje-peso con la potencia disponible a dicha altura.

푻푾 = ퟎ.ퟑퟑퟏ

푺품 =ퟏ.ퟐퟏ

ퟑퟐ.ퟐ ∗ ퟎ.ퟎퟎퟐퟑퟕퟕ ∗ ퟏ.ퟗퟓ ∗ ퟎ.ퟑퟑퟏퟏퟏ.ퟕퟖ

푺품풏풊풗풆풍풅풆풍풎풂풓 = ퟐퟖퟕ.ퟒퟔퟏ풇풕

Con estos dos valores es posible calcular la distancia total de despegue teniendo

en cuenta Sa es igual a 235.678 ft.

Distancia total de despegue Bogotá 756.462 ft

A nivel del mar 756.462 ft

Tabla 63: Despegue.

Ascenso:

Se evaluara la tasa de ascenso máxima en tres caso; el primero para la altitud

crucero siendo esta la más crítica, una para el aeropuerto de despegue más crítico

que en este caso es el aeropuerto de Guaymaral y a nivel del mar.

Recalcular el número Reynolds para cada caso analizado:

193

Reynolds a diferentes alturas Reynolds a nivel del mar 2259137 Reynolds a 9000ft 1652126 Reynolds a 12000 ft 1646103

Tabla 64: Reynolds para tasa de ascenso.

Para poder calcular la tasa máxima de ascenso es necesario recalcular el K y el

Cdo para cada altitud debido a que estos valores afectan en gran medida el

cálculo.

Efectos debido al arrastre a diferentes alturas

Cdo nivel del mar 0.0152 Cdo 9000 ft 0.016 Cdo 12000 ft 0.016 K nivel del mar 0.0838 K 9000 ft 0.0794 K 12000 ft 0.0793

Tabla 65: Datos para la tasa de ascenso.

La potencia máxima entregada por el motor en un régimen de 5500 RPM para

cada una de las altitudes anteriormente mencionadas son:

Potencia disponible a 5500 RPM

Nivel del mar 77 hp 9000 ft 61 hp

12000 ft 53 hp Tabla 66: Potencia disponible Rotax 912 ULS a 5500 RPM.

La ecuación que describe la tasa de ascenso máximo se muestra a continuación:

푹푪 풎풂풙

=휼풑 ∗ 푷풅 ∗ ퟓퟓퟎ

푾 −ퟐ흆 ∗


∗푾푺

ퟏퟐ


194

Reemplazando en la ecuación los valores correspondientes para cada una de las

altitudes correspondientes se obtiene una tasa de ascenso máxima en función de

la altitud de operación:

Tasa máxima de ascenso a diferentes alturas. R/C máxima a nivel del mar 1245,46 ft/min R/C máxima a 9000 ft 622,18 ft/ min R/C máxima a 12000 ft 432,19 ft/ min

Tabla 67: Tasa máxima de ascenso.

Velocidad máxima.

El objeto de recalcular el rendimiento para esta maniobra es encontrar cuanta

potencia se requiere para alcanzar esta velocidad a la altura crucero de la

aeronave, y de acuerdo a este valor y a al dato de rendimiento del motor observar

si este es capaz de entregar esta potencia.

Para esto se parte de.

푻푾 =


푺

+ퟐ. 푾

푺.푲

흆 푽 ퟐ

Donde estos valores son:

Velocidad máxima. densidad(12000) 0,0016482 Slugs/ft3 0,84932 kg/m3 velocidad 120 Knots o 202,54

ft/s 61,73 m/s

Re 3566229,318 Viscosidad 3.4928e-7 lbf s/ft2 1,61724E-05 N

s/m2

Cfe 0,002819688 Cdo 0,01409844 k 0,090471724 W/S 11.78 Lb/ft2

Tabla 68: Datos para velocidad máxima.

Con estos valores se tendría que la relación empuje-peso sería.

195

푻푾 = ퟎ.ퟎퟕퟏퟗ

De acuerdo a esto se calcula el empuje que requiere la maniobra con el fin de

calcular la potencia necesaria para la misma.

푻풓 = ퟗퟒ.ퟖퟗퟓ풍풃풔

Con la siguiente ecuación se calcula la potencia en Hp par la maniobra.


푷푹 = ퟒퟏ.ퟏퟏퟏ푯풑

Conociendo este valor y la gráfica 51 que muestra el rendimiento del motor

miramos cuanta potencia entrega el motor a 12000 ft, con el fin de mirar si el

motor proporciona la potencia necesaria para realizar la maniobra.

De la gráfica se puede observar que la potencia que entrega a 12000 ft el motor

Rotax 912 ULS es 46 Kwatt o 61.5 Hp, de acuerdo a esto se puede ver que la

potencia que entrega el motor es mayor que la que requiere la maniobra por lo

tanto el motor seleccionado permite alcanzar sin problemas los 120 Knots que es

la velocidad máxima de la aeronave.

La siguiente figura permite observar de acuerdo con la potencia disponible y la

potencia requerida a diferentes velocidades cual sería la velocidad máxima que

puede alcanzar la aeronave.


196

Figura 83: Potencia requerida VS disponible, Fuente: Autores del proyecto.

Con esta figura se puede ver que la aeronave puede alcanzar con el motor Rotax

912 ULS una velocidad máxima de 220.5 ft/s (130 Knots), sin embargo de acuerdo

a la norma ASTM la velocidad máxima para la aeronave será 120 Knots la cual el

piloto no podrá superar cuando se encuentre en crucero.

En esta maniobra es posible determinar el Arrastre total de la aeronave teniendo

en cuenta el aporte al arrastre debido a la sustentación y debido a lo que se

conoce como el Zero-Lift, para esto se tiene que.

푫 =ퟏퟐ흆 푽ퟐ 푺푪푫풁풆풓풐 푳풊풇풕

+ퟏퟐ흆 푽ퟐ 푺푲푪푳

푫풓풂품풅풆풃풊풅풐풂풍풂풔풖풔풕풆풏풕풂풄풊풐풏

Ecuación 109

De acuerdo a esto.

푪푳 =ퟐ ∗푾

흆 ∗ 푽ퟐ ∗ 푺 풚푪푫 = 푪푫풐 + 푲푪푳ퟐ

Conociendo estos valores en función de la velocidad se puede graficar el arrastre

total.

0

50

100

150

200

250

0 40 80 120 160 200 240 280 320 360 400 440

Hp

V ft/s

Potencia requerida y disponible

Pd

Pr

Vmax

197

Figura 84: Total arrastre de la aeronave, Fuente: Autores del proyecto

De esta figura se puede observar que el punto más bajo de la gráfica (punto A)

deja ver que es el punto donde se tiene una velocidad con el máximo L/D, la

velocidad con el empuje mínimo requerido y además donde se tiene la velocidad

con el menor arrastre producido, este último dato indica que es la una velocidad

donde se va a tener un menor consumo de combustible.

El valor del punto (A) para el diseño de la aeronave es 202.5 ft/s que es 120

Knots, esta velocidad es la velocidad máxima en crucero de nuestra aeronave,

cabe recalcar que no es la velocidad máxima que puede alcanzar la aeronave

debido al motor como se había mencionado anteriormente; con la velocidad 120

knots se garantiza que la aeronave en crucero tendrá un consumo de combustible

apropiado para el cumplimiento de la misión.

Giro sostenido.

Para recalcular el giro sostenido se tiene que la relación empuje-peso necesaria

para realizar la maniobra es.

푻푾 =


.ퟐ


푺

0

100

200

300

400

500

0 50 100 150 200 250 300350 400 450 500 550 600 650

Drag

(lb)

V (ft/s)

Total Drag

Zero- lift Drag

Drag debido a la sustentacion

Total drag

A

198

Con esto se recalcula la relación de acuerdo a.

Giro sostenido densidad(1640

m) 0,0022652 Slugs/ft3 1,16730 kg/m3

velocidad 103.86 ft/s 31.62 m/s Nmax 1.83

Re 2291747,889 Cfe 0,003035 Cdo 0,01517

k 0,0840 W/S 11.78 Lb/ft2

Tabla 69: Datos para giro sostenido.

푻푾 = ퟎ.ퟐퟗퟏ

De acuerdo a esto se puede calcular el empuje que requiere la maniobra con el fin

de calcular la potencia necesaria para la misma.

푻풓 = ퟑퟖퟓ.ퟏퟗퟐ풍풃풔

Con la siguiente ecuación calculamos la potencia en Hp par la maniobra.


푷푹 = ퟖퟗ.ퟗퟒퟕ푯풑

Con este valor al igual que con la velocidad máxima se verifica el valor de acuerdo

al motor; de acuerdo a esto se tiene que el motor entrega 91 Hp a 500 m de altura

lo cual garantiza que la aeronave podrá realizar el giro sostenido con un ángulo de

banqueo máximo de 57 grados con un radio de giro de 213.8 ft (65.16 m).

Diagrama V – N:

Toda aeronave está expuesta a una gran variedad de cargas, las cuales al ser

determinadas rigurosamente (análisis estructural detallado en la etapa de diseño

199

preliminar y detallado), permitirán diseñar correctamente la estructura de la

aeronave, dentro de estas cargas se encuentran cargas de vuelo, cargas

inerciales, cargas de despegue y aterrizaje, y cargas generadas por objetos

extraños.

Sin embargo, en la etapa de diseño conceptual se puede realizar el primer paso

para el desarrollo de un análisis estructural posterior, en este punto es posible

desarrollar el diagrama V-N o Diagrama de envolventes de vuelo el cual muestra

los límites tanto estructurales como aerodinámicos, esquematizando los factores

de carga en función de las velocidades de vuelo, los cuales permite establecer los

límites de las maniobras simétricas; a su vez de acuerdo a la norma ASTM es

posible visualizar el diagrama debido a ráfagas.

Para este análisis la norma ASTM F-2245 en el parágrafo 5.2.5 indica que los

factores de carga límite para las aeronaves LSA es de 4 para maniobras positivas

y -2 para maniobras negativas, sin embargo se tiene en cuenta que para conocer

el factor ultimo de carga, en donde de sobrepasar este factor el material sufriría

una daño permanente, se aplica el factor de seguridad utilizado en aviación que de

acuerdo a las normas FAR es de 1.5, de acuerdo a esto se tendría que el factor

ultimo de carga es de 6 para maniobras positivas y -3 para maniobras negativas.

Así mismo la norma indica que la aeronave debe estar diseñada para soportar

cargas debido a ráfagas, es decir cargas generadas debido a la velocidad de las

mismas, para los LSA la norma específica que con el análisis se realiza con

ráfagas positivas y negativas de 50 ft/s y 25ft/s111.

Con estos datos se tendría que el diagrama V-n y de Ráfagas de la aeronave

sería:

111 ASTM, pag. 5

200

Figura 85: Diagrama V-N, Fuente: Autores del proyecto

De acuerdo a la figura 54, se observa que:

La línea A-B muestra la velocidad máxima para realizar una maniobra simétrica sin

exceder el factor de carga de 4, de continuar aumentando la velocidad podría

llegar a sobrepasar el factor ultimo de carga lo que generaría daños estructurales.

La línea A-E muestra el mismo caso que la de A-B pero con maniobras con factor

de carga negativo, para la aeronave -2.

La velocidad de maniobra de diseño Va+ = 94 Keas o 159 ft/s.

La velocidad de maniobra de diseño Va- = 68 Keas o 115 ft/s.

La línea B-C indica el factor de carga límite que se presentara en una condición de

crucero, en donde se puede aumentar la velocidad hasta la velocidad de picada,

que muestra el límite de velocidad, de sobrepasar esta velocidad la aeronave

sufriría daños estructurales debido a vibración.

La velocidad de picada de diseño Vd+- = 167 Keas o 282 ft/s.

-4

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

6

7

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180

Fact

or d

e ca

rga

n

V KEAS

Diagrama V-N y de Rafagas

ABBCCDDEDIBFFGCGEHHIDIV max50 ft/s50 ft/s25 ft/s25 ft/s

A

B C

DE

Stallarea

Stallarea

Limite de factor de carga

Limite de factor de carga

GF

IH

factor de carga ultimo positivo

factor de carga ultimonegativo

201

Cabe recalcar que la aeronave tiene como velocidad máxima 120 Knots que es lo

mismo que decir 202 ft/s que son 119 Keas que está ilustrada en la gráfica 54, por

la línea de color naranja punteada, de ella podemos ver que se encuentra retirada

de la velocidad de picada, lo cual garantiza que el piloto no sobrepasara esta

velocidad ya que es una de las restricciones de la aeronave.

En la misma figura se puede ver el diagrama de ráfaga el cual indica que la

aeronave no sufrirá daños estructurales ya que estas ráfagas no sobrepasan el

factor de carga último ni el límite.

Con estos diagramas y determinado las demás cargas presentes en la aeronave

en la etapa de diseño preliminar se deben realizar un análisis estructural detallado

para el diseño de la estructura, los factores de carga últimos (6 y -4) se utilizaron

dentro del segundo cálculo de pesos, y así mismo son de suma importancia como

se nombró ya para el diseño y dimensionamiento detallado de la aeronave.

4.10. Estudio de sensibilidad.

Al realizar un análisis de sensibilidad, esto permite que el diseñador pueda obtener una

comprensión de cómo ciertos parámetros se ven afectados por los cambios de variables

principales dentro del diseño. De este modo, se determinará los parámetros que guíen el

diseño preliminar y detallado de la aeronave, y a su vez dar una indicación de las

limitaciones de los principales parámetros. La sensibilidad de los siguientes

parámetros será examinados a continuación en esta sección:

Pesos: Fracciones de peso para crucero.

Rendimiento: Ecuaciones para cada uno de las maniobras críticas de rendimiento

(Tabla 10).

o Análisis de sensibilidad fracción de peso en crucero.

202

Figura 86: Diagrama para la sensibilidad de la fracción peso de combustible, Fuente: Autores del proyecto

El desarrollo del análisis de sensibilidad se realiza partiendo del primer cálculo de

pesos. Se analizó en primer grado la fracción de peso para el segmento de la

misión en crucero, esto debido a que la función matemática que determina dicho

valor está en función de diferentes variables independientes que pueden afectar

en gran medida el valor final de la fracción, además las fracciones de peso de los

otros segmentos de misión son valores estadísticos ya determinados (para un

primer cálculo conceptual), los cuales como se nombró en ese análisis son fijos

para el primer dimensionamiento del mismo.

Dichas variables independientes son mostradas en la figura 86, y cada una afecta

a la variable independiente de la siguiente manera.

Porcentaje de sensibilidad de parámetros para la fracción de peso en crucero

Variable Porcentaje de sensibilidad L/D 1,069 % Rango -0,7 % Eficiencia de la hélice Depende de la eficiencia Consumo especifico de combustible -0,74 %

Tabla 70: Porcentaje de sensibilidad fracción de peso en crucero

El análisis se realizó de la siguiente manera:

o Al incrementar o disminuir el L/D (eficiencia aerodinámica) en una unidad,

se obtuvo que el porcentaje de sensibilidad en la ecuación es de 1.069%,

203

es decir que por cada unidad que aumente o disminuya el L/D, el valor de la

fracción de peso en crucero aumentara o disminuirá un 0,0095.

o Al incrementar el Rango 50 N.M, el porcentaje de sensibilidad en la

ecuación es de -0.7%, es decir que por cada 50 N.M que se aumente el

rango, el valor de la fracción de peso en crucero disminuirá un 0,0066.

o Durante el análisis de sensibilidad de la eficiencia de la hélice en la fracción

de peso, se observa que el porcentaje de sensibilidad en la ecuación se ve

mayormente afectado cuando se tiene una eficiencia baja es decir una

eficiencia de un 10 o un 20% y se aumenta la eficiencia de la hélice a un 60

o 70 el cambio porcentual del valor de la ecuación es de un 30 – 32%, sin

embardo cuando se realizan cambios en el valor de la eficiencia a partir del

70% de 10% se tiene que el cambio en el valor es de un 1 o 2 %. Con el

cambio en la eficiencia se obtiene un aumento en la fracción de peso que a

su vez genera una disminución en la cantidad de combustible debido al

consumo del motor debido a la hélice.

o Al incrementar el consumo especifico combustible en un 2e-8 (lb/s)(1/lb), el

porcentaje de sensibilidad en la ecuación es de -0.74%, es decir que cada

que se aumente el consumo especifico de combustible, el valor de la

fracción de peso en crucero disminuirá un -0,00705852.

De acuerdo a lo anterior en con base en:

푾ퟎ =푾풕풓풊풑풖풍풂풄풊풐풏 + 푾풄풂풓품풂풑풂품풂

ퟏ − 푾풄풐풎풃풖풔풕풊풃풍풆푾ퟎ

− 푾풗풂풄풊풐푾ퟎ

Se tiene que al disminuir la fracción de peso combustible total (todos los

segmentos) se tienen una porcentaje de cambio de 2%, que representa un

aumento en el peso máximo al despegue de 56.38 lbs por cada 0.02 que

disminuya la fracción, así mismo el peso del combustible aumenta 27.12 lbs

por cada 0.02 que se disminuya la fracción.

o Análisis de sensibilidad maniobras críticas para el rendimiento.

204

Figura 87: Diagrama de sensibilidad para rendimiento, Fuente: Autores del proyecto

El análisis se desarrolló realizando un cambio gradual de las variables

independientes (dependiendo de la ecuación puede variar que ecuación se

utilizan), y mirando de acuerdo a cada variable que tan sensible es el la ecuación,

si aumenta o disminuye el valor de la ecuación de acuerdo a cada variable.

Alunas de estas variables son mostradas en la figura 87, y cada una afecta de la

siguiente manera:

Porcentaje de sensibilidad para las variables de la distancia en tierra para aterrizaje

Variable Porcentaje de sensibilidad W/S 8,8% Densidad según la altura 4,9% Cl máximo -14,1%

Tabla 71: Porcentaje de sensibilidad distancia de aterrizaje


o Al incrementar o disminuir el valor de W/S (Carga alar) en una unidad, se

obtuvo que el porcentaje de sensibilidad en la ecuación es de 8.8%, es

205

decir que por cada unidad que se aumente o disminuya el W/S, el valor de

la distancia en tierra (Sg) aumentara o disminuirá unos 22.15 ft.

o Al aumentar o disminuir la altura del aeropuerto en el cual la aeronave va a

aterrizar el valor de la distancia en tierra también varía de acuerdo a esto,

en este análisis se observó que al aumentar la altura del aeropuerto la

densidad a esa altura afecta el resultado en un 4.9%, es decir que por cada

2000 ft de altura entre un aeropuerto y otro, la distancia aumentara o

disminuirá unos 12.58 ft.

o La otra variable clave en el análisis de la distancia en tierra para aterrizaje

es el coeficiente de sustentación máximo. Para este análisis se comenzó

partiendo de un coeficiente de 1.25 tomado arbitrariamente, y se fue

aumentado cada vez un 0.2, atreves de esto se observó que el porcentaje

de sensibilidad del coeficiente de sustentación en la ecuación es de un -

14%, es decir que por cada 0.2 que se aumente el coeficiente se

sustentación será menos la distancia en tierra que requiera la aeronave

para detenerse.

Porcentaje de sensibilidad para las variables de la distancia en tierra para despegue

Variable Porcentaje de sensibilidad W/S 10,22% T/W -10% Densidad según la altura 5,72% Cl máximo -14,81%

Tabla 72: Porcentaje de sensibilidad distancia de despegue




decir que por cada unidad que se aumente o disminuya el W/S, el valor de

la distancia en tierra (Sg) necesaria para despegar aumentara o disminuirá

unos 39.68 ft.

206

o Al incrementar o disminuir el valor de T/W (Relación empuje-peso) en una

unidad, se obtuvo que el porcentaje de sensibilidad en la ecuación es de un

10%.

o Al igual que en la distancia para aterrizaje el aumentar o disminuir la altura

del aeropuerto en el cual la aeronave va a despegar, el valor de la distancia

en tierra también varía de acuerdo a esto, en este análisis se observó que

al aumentar la altura del aeropuerto la densidad a esa altura afecta el

resultado en un 5.72%, es decir que por cada 2000 ft de altura entre un

aeropuerto y otro, la distancia aumentara o disminuirá unos 22.69 ft.

o La otra variable clave en el análisis de la distancia en tierra para despegue

al igual que en aterrizaje, es el coeficiente de sustentación máximo. Para

este análisis se comenzó partiendo de la misma forma que como se nombró

en aterrizaje (partiendo de un coeficiente de 1.25 tomado arbitrariamente, y

aumentado cada vez un 0.2), atreves de esto se observó que el porcentaje

de sensibilidad del coeficiente de sustentación en la ecuación es de un -

14.81%, es decir que por cada 0.2 que se aumente el coeficiente se

sustentación será menos la distancia en tierra que requiera la aeronave

para despegar (unos 111.76 ft menos cada que se aumente en 0.2 el

coeficiente de sustentación).

Del análisis de la distancia de aterrizaje y de despegue en tierra se pudo

determinar que el valor más sensible en la ecuación para ambas distancias es

el coeficiente de sustentación el cual para las dos maniobras tienen un

porcentaje similar.


Porcentaje de sensibilidad para las variables de la tasa de ascenso de la aeronave

Variable Porcentaje de sensibilidad W/S -4,89%

207

Potencia disponible (planta motriz) 44,6% Densidad según la altura -2,375 L/D 32,27%

Tabla 73: Porcentaje de sensibilidad tasa de ascenso



obtuvo que el porcentaje de sensibilidad en la ecuación es de -4.89%, es

decir que por cada unidad que se aumente el W/S, el valor de la tasa de

ascenso (R/C) disminuirá unos 40.12 ft/min.

o Se analizó el porcentaje de sensibilidad que tiene la potencia disponible que

entre el motor (dependiendo de las características dadas por el fabricante y

la eficiencia de la hélice), se observó que al incrementar la potencia cada

10 hp, el valor de la tasa de ascenso aumento unos 117.9 ft/min, esto

debido a que este valor dentro de la ecuación tiene un porcentaje de

sensibilidad bastante alto (44.6%).

o Al igual que en las maniobras anteriores el aumentar la altura a la cual se

realiza la maniobra, el valor de la tasa de ascenso también varía de

acuerdo a esto, en este análisis se observó que al aumentar la altura la

densidad a esa altura afecta el resultado en un -2,375% (el valor que

menos afecta la ecuación), es decir que por cada 2000 ft de diferencia en el

que se realice una ascenso el valor de la rata de ascenso disminuirá unos

18.84 ft/min.

o Por último, La variable final analizada es la eficiencia aerodinámica (L/D), la

cual al ser aumentada en una unidad se obtuvo un porcentaje de

sensibilidad de 32.27%, el cual al igual que con la potencia disponible me

aumentara el valor de la tasa de ascenso.

En esta ecuación se observó que tanto la potencia disponible como la

eficiencia aerodinámica, al ser aumentadas incrementan el valor de la tasa de

208

ascenso, es decir permiten que la aeronave ascienda más rápido, por lo cual

son dos variables claves a la hora de realizar una optimización posterior.

Porcentaje de sensibilidad para las variables de la relación T/W en crucero Variable Porcentaje de sensibilidad

W/S 3,83% Densidad según la altura -2,06% Velocidad de vuelo -1,1%

Tabla 74: Porcentaje de sensibilidad velocidad máxima en crucero



obtuvo que el porcentaje de sensibilidad en la ecuación es de -3.83%, es

decir que por cada unidad que se aumente el W/S, el valor de T/W para la

velocidad máxima, la cual me permitirá conocer cuál es la potencia

requerida para lograr dicha velocidad.


realiza la maniobra, el valor de T/W también varía de acuerdo a esto, en

este análisis se observó que al aumentar la altura, la densidad a esa altura

afecta el resultado en un -2,06% (el valor que menos afecta la ecuación), es

decir que por cada 2000 ft de diferencia en la altura donde se esté

realizando el crucero disminuirá el valor T/W un 0.0016.

o Por último, La variable final analizada es la eficiencia aerodinámica (L/D), la

cual al ser aumentada en una unidad se obtuvo un porcentaje de

sensibilidad de 32.27%, el cual al igual que con la potencia disponible me

aumentara el valor de la tasa de ascenso.


Porcentaje de sensibilidad para las variables de la relación T/W en un giro sostenido

Variable Porcentaje de sensibilidad

209

W/S 8,6% Densidad según la altura 4,5% Factor de carga (banqueo) 24,54%

Tabla 75: Porcentaje de sensibilidad giro sostenido




decir que por cada unidad que se aumente el W/S, el valor de T/W para la

velocidad máxima, la cual me permitirá conocer cuál es la potencia

requerida para lograr dicha velocidad.


realiza la maniobra, el valor de T/W también varía de acuerdo a esto, en

este análisis se observó que al aumentar la altura, la densidad a esa altura

me afecta el resultado en un 4.5% (el valor que menos afecta la ecuación),

es decir que por cada 2000 ft de diferencia en la altura a la que se realice el

giro sostenido el valor de T/W disminuirá un 0.014.

o Por último, El factor de carga es suma mente importante en esta maniobra

ya que al ser aumentado afecta la ecuación en un 24.54%, por lo cual hay

que realizar un análisis más profundo a la hora de optimizar este valor, ya

que hay que tener en cuenta tanto consideraciones de rendimiento como

consideraciones estructurales.

Con el análisis realizado es posible en etapas posteriores al diseño conceptual

realizar optimización de parámetros teniendo en cuenta el porcentaje de

sensibilidad de cada variable en cada una de las ecuaciones (en el Anexo C se

encuentra el programa de Excel utilizado para el desarrollo del estudio de

sensibilidad).

210

4.11. Análisis de costos de la aeronave LSA.

Partiendo del hecho de que los costos de producción son el centro de las

decisiones para poner en marcha la fabricación de un producto, es de gran

relevancia considerar en todo el proceso, que cualquier incremento en los costos

de producción significara una disminución de los beneficios obtenidos por el

producto. De hecho, las empresas toman las decisiones sobre la producción y las

ventas teniendo en cuenta los costos y los precios de venta de los productos a

poner en el mercado.

El objetivo fundamental de la planificación y análisis del costo de producción,

consiste en la determinación previa los gastos indispensables para obtener un

volumen dado de producción y entregar un producto, con la calidad necesaria

establecida, para garantizar una demanda significativa por parte de los usuarios o

clientes.

El costo planificado se determina mediante los cálculos técnico-económicos de la

magnitud de los gastos para la fabricación de toda la producción y de cada tipo de

artículo, este conformara la base de cálculo para determinar el costo de venta

sugerido del producto a poner en el mercado.112

Par el desarrollo del análisis de costos de producción de la aeronave se tendrá en

cuenta los siguientes factores.


112http://www.gestiopolis.com/recursos/documentos/fulldocs/ger/cosproducaleja.htm

211

Figura 88: Proceso análisis de costos, Fuente: Autores del proyecto

Hay que tener en cuenta que para identificar los costos se debe desarrollar la

siguiente clasificación, la cual permitirá identificar cada uno de los costos

necesario para llevar a cabo la fabricación de la aeronave.

Figura 89: Clasificación de costos, Fuente: Autores del proyecto

Análisis general del mercado

Analisi de mercado

Listado materia prima

Planeacion de la

nomina necesaria

Planeacion de

produccion

Costos legales

-Mano de obra directa -Materias Primas directas.-Materiales e Insumos directos.-Impuestos específicos.-Envases, Embalajes y etiquetas.-Comisiónes sobre ventas

Costos variables

-Amortizaciones o depreciaciones-Seguros -Impuestos fijos-Servicios Públicos (Luz, TE., Gas, etc.)-Sueldo y cargas sociales de encargados, supervisores, gerentes, etc

Costos Fijos:

212

Mediante la estadística realizada para aeronaves categoría LSA, las cuales tengan

una configuración similar a la aeronave propuesta en este proyecto, se

identificaran los cotos que actualmente se encuentran en el mercado aeronáutico,

los cuales proporcionaran una referencia clara del rango en el cual podrá estar el

costo unitario de venta de la aeronave. A continuación se presenta un cuadro en

donde se muestra los costos encontrados para las aeronaves seleccionadas.

Figura 90: Estadística de costos, Fuente: Autores del proyecto

Figura 91: Rango de costos, Fuente: Autores del proyecto

Teniendo en cuenta la estadística realiza y considerando que estas 4 aeronaves

por sus características se posicionan como las mejores de su clase y a su vez

como nuestra competencia directa, se presenta un rango estimado de costo el

cual está fundamentado claramente.

Durante el cálculo del costo de venta unitario, se tendrá en presente este rango de

costos obtenido mediante la estadística el cual se encuentra dentro de $ 100,000 y

$160,000 US, para efectos de referencia.

Distribución de costos por grupo

$100,000 US

$160,000 US

213

El punto que se siguió posteriormente al análisis general de mercado, fue la

distribución por grupos de las partes necesarias para la fabricación de una

aeronave, esta distribución permite obtener el listado de partes, insumos y

elementos necesarios para la realización y fabricación del primer prototipo de la

aeronave.

Figura 92: Distribución de costos, Fuente: Autores del proyecto

Dentro de este listado se podrá encontrar elementos tales como:

o Materiales compuestos

o Quincallería

o Sistemas principales (sistema de combustible, sistema propulsor, etc.)

o Partes metálicas

o Elementos electrónicos

Listado instrumentos y equipos.

EQUIPOS E INSTRUMENTOS DE CABINA US$

ELT

214

ELT 406 with GPS INT. 1360

EFIS&EMS

FlightDEK-D180 System w/ Super-Bright Screen, Retail 3400

EMSKIT-RTX, Rotax 912 295

Internal Li-Ion Backup Battery 130

AOA/Pitot Probe, heated, 12V only, with controller 450

Encoder Converter Module, Serial-to-Gray Code 80

Primary Wiring Harness for EFIS/FlightDEK 90

OAT Probe, connects through EDC-D10A or directly to EMS/FlightDEK

65

Fuel Flow Transducer, ¼" Female NPT, EI FT-60, .6-70+ GPH 200

HS34HSI Expansion Module – Horizontal 650

GPS Garmin GDU 370-375

GARMIN GDU 375 AMERICAS PANEL MOUNT with satellite weather and over 170 channels of high-quality XM Satellite Radio programming music.

3995

GARMIN GDU 370 AMERICAS, ATLANTIC,PACIFIC PANEL MOUNT

3295

GARMIN GA 26C REMOTE ANTENNA 78.65

RADIO ICOM

215

ICOMA210COMM TRANSCEIVER PANEL MOUNT 1175

COMANT CI-121 ANTENNA 149

BEYERDYNAMIC HS 200 TREND HEADSET X 2 600

TRANSPONDER

GARMIN GTX 327 mode A/C TRANS WITH HARNESS 1895

TransponderAntenna 318.43

Coaxial cable &connectors. 2.5

BATTERY

GILL G-243S SEALED BATTERY 368.95

ANALOG INSTRUMENTS

FALCON GAUGE 3 1/8 ALTIMETER-SENSITIVE W/ BAROMETRIC WINDOW & WARNING STRIPES, 3 POINTERS

352.75

FALCON 3-1/8 AIRSPEEDINDICATOR 0-200 KNOTS 125.95

Fuel Quantity FALCON MECHANICAL DUAL FUEL GAUGE WITH WARNING LIGHTS

83.75

Tabla 76: Listado de equipos e instrumentos de cabina.

Total de instrumentos y equipos = 19159.98 US

Accesorios y sistemas.

ACCESORIOS

SILLAS US

216

OregonAereo Lancair 30LNCA0-4 Tela per seat 767

OregonAereo Lancair 30LNCA0-4 Cuero per seat 1250

CINTURON DE SEGURIDAD SEAT BELT

Seat Belts and shoulder harnesses ( AERO-TUFF BELT HARN H LOOP GRY ) per seat

89.95

ILUMINACIÓNYTAPIZADO

Cockpit Lighting (1512 SERIES LED EYEBALL ) 1512W-14V Black

116.9

5

Tapizado (FOAMCUSHIONING) precio por Yarda lineal 1/8"

44.75

SWITCHES

SwitchesIgnition 10-Pack 21

SwitchesLighting 10-Pack 21

Avionics Master Switch Red 4.25

Battery Master Switch Red 4.25

VALVULAS

LED backlit Fuel selector valve 254.8

8

Throttle 97.75

Mixerlever 97.75

PROTECCION CONTRA FUEGO Y KIT DE

217

SUPERVIVENCIA

Panel de Protecion FIREWALL BLANKET 54" 38.25

FireExtinguisherSafecraft3lb 383.9

5

kit Supervivencia (AlphaCrashkit ) 175.9

5

Tabla 77: Listado de accesorios.

Total de accesorios= 2207.63 US

Figura 93: Sillas y cinturones de seguridad.

Seat Oregon aero Lancair 30LNCA0-L Seat Belts ( AERO-TUFF BELTHHARNHLOOPGRY)


218

Tren de aterrizaje principal.

PARTE DESCRIPCIÓN PROVEEDOR PARTE

NÚMERO COSTO $ CANTIDAD TOTAL $ US

BALLESTA 4.5 X 1 SPRUCE (GROVE)

1472 1 1472

RADIUS BLOCKS BALLESTA 4.5 X

1 SPRUCE (GROVE) 6353 36 4 144

BOLTS AN 6 SPRUCE AN6-30A 1.31 4 5.24

NUTS AN 365 SPRUCE AN365-624A 0.26 4 1.04

WASHERS AN 960 SPRUCE AN960-616 0.04 12 0.48

LLANTA 5X 5 6 LONAS SPRUCETIRE (GOODYEAR

Flight Special III ) 06-08200 48.5 2 145.95

KIT RIN 5 in SPRUCE (GROVE) 06-00094 586 1 586

EJE DIAMETER 1.25 SPRUCE (GROVE) 06-00917 48.5 2 97

AXLENUT For 500x5axles SPRUCE 06-11800 10.95 2 21.9

AXLESPACER For 500x5axles SPRUCE (GROVE) 06-00852 5.2 4 20.8

AXLEBOLT KITS

SPRUCE (GROVE) 5804 11.35 1 11.35

BRAKELINES

SPRUCE (BERINGER) 06-01122 198 1 198

Reservoir

SPRUCE (GROVE) 067-054 39 1 39

Master cylinder

SPRUCE (GROVE) 673-11 159 4 636

NUTS AN 363 3/8(-24)

AN 363-624 0.52 4 2.08

NUTSMS21042 3/8(-24)

MS21042-6 0.95 4 3.8

Tabla 78: Listado partes tren principal.

Total tren de aterrizaje principal= 3380.84 US

219

Tren de nariz.

PARTE MATERIAL DIMENSIONES Cantidad PN PROVEEDOR COSTE $ TOTAL $ US

Tubo Do 1 5/8 in Tw 0.156 in 30 in 2.5 ft 03-10000 AircraftSpruce 11.25 por ft 33.75

Soporte tubo Lamina de 4 x 4 in Thickness 0.190 in 9 in x 9 in 03-25660 Aircraft Spruce 16 16

Tenedor

Lamina de 23.324 x 4 in Lamina de 22.728x 4 in

Thickness 0.190 in

46.05 in x 8 in

4 ft x 8 ft 03-10020 Aircraft Spruce 428.95 428.95

Rin de nariz Aluminio Anonizado 5 Axeldiámetro 3/4 in 1 06-00552 Aircraft Spruce (MATCO) 74 74

Eje Acero 4130 3/4 IN X 7.7 IN 1 WHLAXLE20 AircraftSpruce (MATCO) 53.27 53.27

Llanta 500 x 5 (6 Ply) 1 06-008200 (TIRE GOODYEAR Flight Especial III ) 145.95 145.95

Tubo de la dirección Acero 4130

Diámetro externo 0.75 in

Tw 0.035 in 6 in 1ft 03-04300 Aircraft Spruce 2.9 por ft 2.9

Tornillo AN AN5-15 (5/16) Diámetro 2 in de longitud 2 AN5-15 Aircraft Spruce 0.49 0.98 Tuerca AN

Castillo AN 310-5 5/16 in 2 AN310-5 Aircraft Spruce 0.7 1.4

Tornillo AN 4 AN 4 1/4 28 1 AN 4-40 Aircraft Spruce 1.7 1.7 Arandela AN AN 960C 1/4. 2 AN960C416 Aircraft Spruce 0.06 0.12 Tornillo AN AN 4 1/4. 4 AN4-10A Aircraft Spruce 0.23 0.92

Arandela AN AN960 1/4. 10 AN960-416 Aircraft Spruce 0.03 0.3 Tuerca AN AN365 1/4. 4 AN365-428A Aircraft Spruce 0.1 0.4

Tabla 79: Listado partes tren de nariz.

Total tren de nariz= 775.03US

220

Luces.

Elemento $ US

Lights Landing and Taxi TELEDYNE ALPHABEAM 325

Anti-collision light AVEO RED BARON MINI 495

AveoFlashLP™ LSA Winglights Navigation/ Position/Strobe Led Lights (Green, Red, White

w, white Flash) 695

Tabla 80: Listado luces de navegación.

Figura 94: Distribución luces de navegación, Fuente: Autores del proyecto

Sistema de combustible.

Elemento $ US

DEPODITX2 ULTRALIGHT KIT 415.95

2 valves CURTIS DRAIN VALVES 18'' NPT 21.5

2 lock-open saf-air drain valves 29.7

2 Fuel Filter 1/4'' Plastic 11.9

2 In Tank Type Brass Fuel Filter 7.8

476088 Fuel Pump 476088-24V Negative Ground, 4-5 psi, 30 69.95

221

gph.

Tabla 81: Listado partes sistema de combustible.

Figura 95: Distribución sistema de combustible, Fuente: Autores del proyecto

Total luces y sistema de combustible =2071.8 US

Planta motriz.

Elemento Costo US

Motor Rotax 912 ULS 17906

Hélice 1525

Tabla 82: Listado sistema propulsor.

Figura 96: Motor LSA USB, Fuente: Autores del proyecto

Total planta motriz = 19431 US

222

Materiales compuestos.

Proveedor QUADCARBON Colombia Pesos Colombianos

Parte número Cantidad Unidad descripción Valor Total

QCC3P 60 m2 Carbono 3K 0.33 mm 200 g/ m2

130.000 7’818.000

QCGV24P-C 300 m2 Vidrio clase c 0.24 mm 260 g/ m2

19.000 5’865.000

QCK4P 20 m2 Kevlar 0,4 mm 461 g/ m2

113.000 2’260.000

QCEPOXI 40 KIT Relación de mezcla resina acelerado113

41.300 1’652.000

QCPOLO 157 Kg Resina Poliéster pre - acelerada114

13.400 2’103.000

STYROFOAM 25 Uni Densidad 25 g 22.500 562.500

QCEPOXW 12 Kit Pegamento epoxico 67.000 804.000

Tabla 83: Listado aproximado materiales compuestos.

Total materiales compuestos = 21.065 PCO11'607.5 USD

Partes metálicas.

113 Ibid pag. 145 114 Ibid pag. 145

223

CABLES, TUBOS & ACCESORIOS $ US

MCNAS30434-1520 FLIGHT CONTROL CABLE 225.95

MCNAS30327-0590 TAB ACTUATING FLIGHT

CONTROL CABLE 188.95

PUSHROD BALL ROLLER GUIDES x 30 326

SHORTY BUSHING .5 OD X .375 ID x 25 3.5

Tubo aluminio 6061-T6 3/8" x 0.058" x 10 19.4

Tubo aluminio 6061-T6 3/4" x 0.035" x 6 12.9

Tabla 84: Listado partes metálicas.

Total partes metálicas = 776.7

Figura 97: Posible distribución estructura del avión, Fuente: Autores del proyecto

Total de materiales para la fabricación de la aeronave 57885.48 USD

Total mano de obra 53114.42 USD

Total fabricación de la aeronave 93000.00 USD

Tabla 85: Costo total de producción.

224

Punto de equilibrio.

El punto de equilibrio hace referencia a cuántas unidades se tendrán que vender

para poder cubrir los costos y gastos totales. Es decir representa el valor en

ventas que una empresa debe alcanzar para cubrir sus costos y gastos operativos

Para poder comprender mucho mejor el concepto de PUNTO DE EQUILIBRIO, se

deben identificar los diferentes costos y gastos que intervienen en el proceso

productivo. Para operar adecuadamente el punto de equilibrio se tiene que

conocer que el costo se relaciona con el volumen de producción y que el gasto

guarda una estrecha relación con las ventas. Tantos costos como gastos pueden

ser fijos o variables.115

La ecuación que se seguirá para encontrar el punto de equilibrio es la siguiente.

(푷 ∗ 푼) − (푪푼 ∗ 푼) − 푪푭 = ퟎ

Ecuación 110

DONDE:

P: precio de venta unitario.

U: unidades del punto de equilibrio, es decir, unidades a vender de modo que los

ingresos sean iguales a los costos.

Cvu: costo variable unitario. El cual se obtiene al dividir los Costos Variables

totales entre el número de unidades producidas y vendidas (Q)

CF: costos fijos.

Remplazando los siguientes valores la ecuación de punto de equilibrio tenemos:

115http://www.pymesfuturo.com/puntodequilibrio.htm

225

P: US $ 105000 Cvu: US $ 93000 CF: US $ 21000

105000X – 93000X =21000 12000 = 21000

Qe= 1.75

El dato obtenido sobre el punto de equilibrio arroja que es necesario vender 1.75

unidades, es decir, necesitamos vender 2 aeronaves para que las ventas sean

iguales a los costos; por tanto en la venta 3 estaríamos empezando a obtener

utilidades.

o Comprobación

Relación Valor

Ventas (P x Q) = 105000 x 1.75 183850

(-) C.V (Cvu x Q) = 93000 x 1.75 162.750

(-) C.F 21000

Utilidad Neta US$ 0 Tabla 86: Valores punto de equilibrio.

Figura 98: Punto de equilibrio, Fuente: Autores del proyecto

226

Tabla 87: Análisis de costo por aeronave vendida.

Figura 99: Análisis de costo, autores del proyecto.

Costo de venta de la aeronave.

0

200000

400000

600000

800000

1000000

1200000

1400000

0 3 6 9 12

Valo

r de

lasv

enta

sUS

Número de aerones vendidas

valor endolares de lasventas

costos totales

227

Mediante el análisis del punto de equilibrio se planteó un costo de venta en el

mercado para nuestra aeronave, dicho costo cubre el kit completo de la misma,

con su respectivo acompañamiento para el cliente, dentro de la corrida inicial de

motores y 3 meses más de acompañamiento para asegurar el excelente

funcionamiento de las misma.

El costo de venta de la aeronave y la ficha de rendimiento presentada, posicionan

a la aeronave como una opción competitiva frente aeronaves existentes en el

mercado aeronáutico.

A continuación presenta nuevamente la estadística con respecto a costos e venta,

la cual muestra claramente que en cuanto a costo de venta seríamos el primer

lugar.

Figura 100: Costo por aeronave, Fuente: Autores del proyecto

105.000 US

228

5. METODOLOGÍA

Figura 101 : Metodología planteada para el diseño conceptual de una aeronave LSA, Fuente: Autores del proyecto

229

Sabiendo que una metodología hace referencia al conjunto de procedimientos

utilizados para alcanzar o llevar acabo uno más objetivos, en la figura 68 se

presenta la metodología planteada para el diseño conceptual de aeronaves

LSA, proporcionando estrategias que permitan aumentar la eficiencia del

proceso.

En la metodología mostrada anteriormente se observa se incluyó el análisis de

estabilidad longitudinal con el fin de dimensionar el estabilizador con datos más

precisos, lo que ayuden a desarrollar en el diseño preliminar datos mucho más

confiables.

A su vez configurar la aeronave mediante datos más exactos como en el caso

del tren de aterrizaje, y como se dijo antes buscar la manera de iniciar un

diseño preliminar con datos que ayuden a un análisis iterativo mucho más

sencillo.

Anexo D (cartilla metodología para el diseño conceptual de una aeronave plano

bajo categoría LSA)

230

6. RESULTADOS. A continuación se presentas las características del avión obtenidas durante la

etapa de diseño conceptual realizada en el trabajo.

Dimensiones Envergadura 9.4 m (30.96 ft)

Largo* 5.56 m (18.25 ft) Alto 2.46 m (8.05 ft)

231

Tabla 88: Ficha técnica de la aeronave.

*Sin spinner.

Figura 102: Vista 3D de la aeronave Cygnus 001, Fuente: Autores del proyecto

Las vistas y planos iniciales de la aeronave se presentan en el Anexo E

Cuerda 1.1 m (3.6 ft) Número de pasajeros 2

232

7. ANÁLISIS DE RESULTADOS.

A partir de los resultados del diseño conceptual se identificó claramente lo

siguiente.

1. Las características de la aeronave en la etapa de diseño conceptual cumplen

con los requisitos exigidos por la categoría para ser certificable, esto se

evidencia claramente con factores como el peso máximo al despegue, donde la

categoría exige que el peso máximo al despegue sea de 1320 lb (600 kg) y la

aeronave diseñada tiene un peso máximo al despegue de 1318 lb (597 kg), en

otros características que se puede evidenciar el estar dentro de la categoría

son las velocidades máximas y de pérdida, donde la aeronave tiene 120 knots

de velocidad máxima en crucero, y 45 knots como velocidad de pérdida, así

mismo la norma exige que la aeronave tenga un solo motor reciproco con una

hélice de paso fijo o variable en tierra, a la aeronave se le selecciono un motor

reciproco Rotax 912 ULS con una hélice Sensenich de dos palas con paso

variable en tierra, y a su vez cuenta con una configuración de tren fijo con un

tren principal tipo ballesta.

2. A continuación se muestran las características de la aeronave Piper sport, la

cual cuenta con una ficha técnica llamativa frente a los amantes de este tipo de

aeronaves.

Rendimiento de la aeronave Piper Sport Cygnus 001

Techo máximo de operación

3048 m (10000 ft) 3657.6 m (12000 ft)

Rango de operación 520 NM 600 NM

Velocidad máxima 120 Knots 120 Knots Velocidad de 45 Knots 45 Knots

233

Tabla 89: Comparación fichas técnicas.

Con la tabla anterior se puede evidenciar que muchos de los parámetros de

rendimiento de la aeronave diseñada están por encima de la Piper, otro punto

importante es que el aeropuerto más crítico del LSA USB es en Bogotá y el Piper

está para operar en territorio Norte Americano donde los aeropuertos están por

debajo del de Bogotá.

*Las distancias de despegue del Piper en la ficha técnica son menores pero en

estas distancias no se tiene en cuenta la distancia de aproximación, esta distancia

se toma desde la ubicación del obstáculo.

Con estos datos se evidencia claramente que al finalizar la etapa del diseño

conceptual la aeronave cumple y supera los estándares de aeronaves LSA, cabe

perdida Motor Rotax 912 ULS Rotax 912 ULS

Distancia de despegue

a nivel del mar 250 m (820 ft) 194 m (637 ft)

Distancia de aterrizaje a nivel

del mar 180 m (591 ft)* 307 m (1009 ft)

Máximo ángulo de banqueo 60 grados 57 grados

Taza de Asenso Piper Sport LSA USB

A nivel del mar = 356,76 m/min

(1200 ft/min) 2600 m (9000

ft) = 96 m/min (315 ft/min)

A nivel del mar = 379.6 m/min

(1245,4 ft/min)

2600 m (9000 ft) = 189.6 m/min

(622,1 ft/min)

3657.6 m (12000 ft) =

131.7 m/min (432,2 ft/min)

234

recalcar que en etapas de diseño posteriores algunos parámetros pueden variar

debido a diferentes consideraciones.

235

8. CONCLUSIONES

Se realizó el estudio estadístico partiendo de la recolección de datos de

aeronaves plano bajo, diseñadas en material compuesto y certificadas

como LSA. Dicho estudio se realizó empleando la herramienta de

estadística de regresión con el fin de encontrar la relación que poseen los

datos recolectados, en las regresiones realizadas se obtuvieron las

ecuaciones que describen esta relación, y se vio que pueden ser utilizadas

para realizar un primer cálculo de las variables dependientes antes de

iniciar con el proceso del diseño conceptual, teniendo en cuenta que dichos

datos solo representan un aporte de referencia, mas no son un dato fijo o

indispensable para los cálculos respectivos.

A partir de los cálculos realizados, se presentó la ficha de técnica de la

aeronave la cual evidencia que los datos obtenidos al finalizar la etapa de

diseño conceptual cumplen con los estándares exigidos por la FAA para ser

certificado en la categoría, los resultados obtenidos fueron, un peso máximo

al despegue de 1318 lbs, una velocidad máxima de perdía 45 knots y de

una máxima de crucero de 120 knots, con un motor reciproco ROTAX 912

ULS y una hélice de paso ajustable en tierra de dos palas Sensenich,

además de una cabina no presurizada con capacidad para dos ocupantes

ubicados lado a lado, a su vez cuenta con un tren de aterrizaje fijo

configuración tren de nariz y con la capacidad de recorrer 600 N.M con un

techo de operación máximo de 12000 ft.

Se propuso una metodología para el diseño conceptual de una aeronave

LSA plano bajo, esquematizada en un diagrama de flujo lógico y basada en

las ecuaciones de diseño presentes en este trabajo de grado. La

236

metodología se presenta por medio de una cartilla, en la cual se abarcan

cada uno de los pasos presentes en el diagrama de flujo y proporciona una

serie de cuadros para la recolección de cada paso del diseño, la cartilla

está dividida en siete pilares los cuales garantizan que se desarrolla a

cabalidad cada punto del diseño y se dé el correcto manejo e interpretación

de los datos obtenidos.

Se realizó el análisis de sensibilidad, analizando algunas de las variables

más relevantes en el diseño, y obteniendo el porcentaje de sensibilidad de

cada parámetro dentro de cada ecuación de rendimiento, con el fin de

conocer en qué porcentaje afecta cada valor en la ecuación, y a su vez

conocer con que parámetros puedo trabajar en un futuro para realizar una

optimización de resultados partiendo del estudio realizado. Los resultados

más relevantes obtenidos son para la distancia de aterrizaje y despegue el

dato más sensible es el coeficiente de sustentación máximo con un

porcentaje de sensibilidad del 14%, para el caso de la tasa de ascenso, la

velocidad máxima en crucero y el giro sostenido se obtuvo que los datos

más sensibles en cada una de las maniobras son la potencia disponible

(tasa de ascenso), carga alar (velocidad máxima en crucero) y el factor de

carga (giro sostenido) con unos porcentajes de sensibilidad de 44%, 3% y

24% respectivamente para cada maniobra.

237

9. TRABAJO FUTURO Y RECOMENDACIONES

Teniendo en cuenta que el desarrollo del diseño conceptual de la aeronave

deportiva liviana (Light Sport Aircraft LSA), fue desarrollado y teniendo en cuenta

todos los estándares de certificación exigidos por la FAA (Federal Aviation

Administration) y las normas ASTM (American Society for Testing and Materials),

se observó que análisis de resultados arroja satisfactoriamente, una ficha

rendimiento competitiva frente a aeronaves existentes en el mercado.

Por tal razón este trabajo de grado es el punto de partida y referencia principal,

para que la Universidad de San Buenaventura incursione en el campo de la

Aviación deportiva Liviana, teniendo la posibilidad de poner en el mercado una

aeronave con la firma Bonaventuriana, el cual sea atractivo y supla

satisfactoriamente las necesidades de los clientes. A su vez la realización y

culminación de un proyecto de diseño y fabricación de una aeronave, posicionara

a la Universidad San Buenaventura entre las entidades educativas líderes en el

aporte ingenieril a la industria aeronáutica Colombiana, dando a conocer la calidad

educativa y capacidad laboral con la que se preparan los estudiantes y egresados.

Analizando la posibilidad de continuar con el desarrollo de esta aeronave, se

propone culminar el diseño a cabalidad mediante otros trabajos de grado, para

poder inicializar la planeación del proceso de manufactura, con su respectivo

análisis de costos de producción y comercialización del producto final. A

continuación presentamos un diagrama en el cual se explica las fases de diseño a

seguir, análisis de producción y comercialización del proyecto.

238

Figura 103: Proceso trabajó futuro, Fuente: Autores del proyecto

Recomendaciones

Debido al proceso de diseño que se realizó durante este proyecto de grado, se

pudo dar cuenta que en el desarrollo del mismo se fueron cumpliendo a cabalidad

los objetivos propuestos, pero a su vez se presentaron factores los cuales

arrojaron nuevos objetivos que complementarían el buen desarrollo del proyecto.

El proceso de proponer nuevas ideas y dar a conocer los puntos de vista de los

integrantes de este proyecto de grado, basado en un modelo de discusión de

ideas, representaron un gran aporte para llegar a los resultados que se

alcanzaron.

Se quiere resaltar que los factores que más importancia y relevancia tuvieron en el

diseño conceptual de la aeronave fueron; la correcta interpretación de los

requerimientos y normas establecidas por la FAA y ASTM para el diseño de

aeronaves deportivas livianas, la correcta interpretación de los datos estadísticos

obtenidos mediante la recolección de información, al igual que darle una

personalidad a cada punto de la metodología que se propuso y salir de la

obviedad en el diseño de aeronaves.

Se considera que es de gran ayuda la elaboración de un diario o bitácora de

trabajo, en donde se registre cada decisión que se toma y cada proceso que se

239

siguió, para poder tener una herramienta que sirva en el momento de explicar el

desarrollo que se siguió durante todo el trabajo.

240

10. BIBLIOGRAFÍA.

COMPUTATIONAL FLUID DYNAMICS. (s.f.). Obtenido de

http://en.wikipedia.org/wiki/computational_fluid_dynamics & www.cfd-

online.com

John, A. Aerodynamics: clasification and practical objectives. En J. Anderson,

Fundamentals of aerodynamics (pág. 10).

Lloyd, D. R. Part 1.3 Stability, control and equilibrium. En Dynamics of flight,

satability and control (Vol. Third Edition, pág. 6).

V., C. M. Part 1.3.3 Stability and control, Part 1.3.4 Stability and control

augmentation, Part 2.6.1 Aerodynamics controls & conditions for stability. En

Flight dynamics principlesRAYMER, Daniel P. Aircraft Design- A conceptual

approach. Washington, D.C. Second Edition. AIAA education Series, 2002.

RAYMER. Daniel P. Aircraft design Conceptual approach. 4 edition. AIAA

American Institute of Aeronautics & Astronautics 2006.

RAYMER. Daniel, Aircarft Design: A Conceptual Approach, United States,

Reston, Virginia: Terceraedición. AIAA Education Series,1999.

ROSKAM, Jan. Airplane design. DAR Corporation, Kansas, 1997 volumes.

ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data.

New York, United States: Second edition. Dover Publications Inc. 1959.

ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States:

Terceraedición. Editorial McGraw Hill. 1999.

ASTM, F 2245-10Standard Specification for Design and Performance of a Light

Sport Airplane.

Heintz, Chris, Aircraft Design Made Easy, EAA Experimenter Magazine,

November 2002, Chris Heintz.

W.S. Evans. Evans Lightplane Designer`s Handbook. Second Edition 1988.

241

http://www.faa.gov/aircraft/gen_av/light_sport/

http://www.aopa.org/sportpilot/

http://infoavion.com.ar

http://www.astm.org/Standards/F2245.htm

PAGINA EN BLANCO DEJADA INTENCIONALMENTE

ANEXO A

Bogotá, Colombia, 14/05/2011

Piper Aircraft.

Dear Piper Aircraft.

My name is Wilman Cañas, I am aeronautical engineering student at San Buenaventura University in Bogota, Colombia. Currently, I am working on my degree project. It is about a light sport aircraft conceptual design and in my research I need to do a statistical analysis with some similar aircraft.

I am writing this e-mail because when I was looking for similar LSA to my design, I found in the FAA (federal Aviation Administration USA) that your airplanes are certified and It is built with composite materials.

I would be grateful if you could send me further details regarding the composite materials used in the aircraft and information about the manufacturing, or what kind of composite material did you use?, and the percentage of this material in the airplane. I know that this information is very sensitive, but I only need this information to finish my project, I won`t use the information to develop or to certificate the aircraft, as I said before I only want the information for academic purposes.

I look forward to hearing from you.

Yours faithfully

Wilman Leonardo Cañas. Aeronautical Engineering Student. Student code: 20061171031 San Buenaventura University, Bogota, Colombia. www.usbbog.edu.co

Designation: F 2245 – 07a

Standard Specification forDesign and Performance of a Light Sport Airplane1

This standard is issued under the fixed designation F 2245; the number immediately following the designation indicates the year oforiginal adoption or, in the case of revision, the year of last revision. A number in parentheses indicates the year of last reapproval. Asuperscript epsilon (´) indicates an editorial change since the last revision or reapproval.

1. Scope

1.1 This specification covers airworthiness requirements forthe design of powered fixed wing light sport aircraft, an“airplane.”

1.2 This specification is applicable to the design of a lightsport aircraft/airplane as defined by regulations and limited toVFR flight.

1.3 This standard does not purport to address all of thesafety concerns, if any, associated with its use. It is theresponsibility of the user of this standard to establish appro-priate safety and health practices and determine the applica-bility of regulatory requirements prior to use.

2. Referenced Documents

2.1 ASTM Standards:2

F 2316 Specification for Airframe Emergency Parachutesfor Light Sport Aircraft

F 2339 Practice for Design and Manufacture of Reciprocat-ing Spark Ignition Engines for Light Sport Aircraft

2.2 Federal Aviation Regulations: 3

FAR-33 Airworthiness Standards: Aircraft Engines2.3 Joint Aviation Requirements: 4

JAR-E EnginesJAR-22 Sailplanes and Powered Sailplanes

3. Terminology

3.1 Definitions:3.1.1 flaps—any movable high lift device.3.1.2 maximum empty weight, WE (N)—largest empty

weight of the airplane, including all operational equipment thatis installed in the airplane: weight of the airframe, powerplant,required equipment, optional and specific equipment, fixed

ballast, full engine coolant and oil, hydraulic fluid, and theunusable fuel. Hence, the maximum empty weight equalsmaximum takeoff weight minus minimum useful load: WE = W− WU.

3.1.3 minimum useful load, WU (N)—where WU = W − WE.3.1.4 night—hours between the end of evening civil twilight

and the beginning of morning civil twilight.3.1.4.1 Discussion—Civil twilight ends in the evening when

the center of the sun’s disc is 6 degrees below the horizon, andbegins in the morning when the center of the sun’s disc is 6degrees below the horizon.

3.2 Abbreviations:3.2.1 AR—aspect ratio = b2 / S3.2.2 b—wing span, (m)3.2.3 c—chord, (m)3.2.4 CAS—calibrated air speed, (m/s, kts)3.2.5 CL—lift coefficient of the airplane3.2.6 CD—drag coefficient of the airplane3.2.7 CG—center of gravity3.2.8 Cm—moment coefficient (Cm is with respect to c/4

point, positive nose up)3.2.9 CMO—zero lift moment coefficient3.2.10 Cn—normal coefficient3.2.11 g—acceleration as a result of gravity = 9.81 m/s2

3.2.12 IAS—indicated air speed (m/s, kts)3.2.13 ICAO—International Civil Aviation Organization3.2.14 LSA—light sport aircraft3.2.15 MAC—mean aerodynamic chord (m)3.2.16 n—load factor3.2.17 n1—airplane positive maneuvering limit load factor3.2.18 n2—airplane negative maneuvering limit load factor3.2.19 n3—load factor on wheels3.2.20 P—power, (kW)3.2.21 r—air density (kg/m3) = 1.225 at sea level standard

conditions3.2.22 POH—Pilot Operating Handbook3.2.23 q—dynamic pressure (N/m2) = 1 / 2rV2

3.2.24 RC—climb rate (m/s)3.2.25 S—wing area (m2)3.2.26 V—airspeed (m/s, kts)3.2.27 VA—design maneuvering speed3.2.28 VC—design cruising speed3.2.29 VD—design diving speed3.2.30 VDF—demonstrated flight diving speed (VDF # VD)

1 This specification is under the jurisdiction of ASTM Committee F37 on LightSport Aircraft and is the direct responsibility of Subcommittee F37.20 on Airplane.

Current edition approved Dec. 15, 2007. Published January 2008. Originallyapproved in 2004. Last previous edition approved in 2007 as F 2245 – 07.

2 For referenced ASTM standards, visit the ASTM website, www.astm.org, orcontact ASTM Customer Service at [email protected]. For Annual Book of ASTMStandards volume information, refer to the standard’s Document Summary page onthe ASTM website.

3 Available from Federal Aviation Administration (FAA), 800 IndependenceAve., SW, Washington, DC 20591, http://www.faa.gov.

4 Available from Global Engineering Documents, 15 Inverness Way, EastEnglewood, CO 80112-5704, http://global.ihs.com.

1

Copyright © ASTM International, 100 Barr Harbor Drive, PO Box C700, West Conshohocken, PA 19428-2959, United States.

Copyright by ASTM Int'l (all rights reserved); Thu Aug 6 11:43:06 EDT 2009Downloaded/printed byPontificia Universidad Javeriana pursuant to License Agreement. No further reproductions authorized.

AADAMS

Historical

3.2.31 VF—design flap speed3.2.32 VFE—maximum flap extended speed3.2.33 VH—maximum speed in level flight with maximum

continuous power (corrected for sea level standard conditions)3.2.34 VNE—never exceed speed (VH # VNE # 0.9VDF)3.2.35 VS—stalling speed or minimum steady flight speed at

which the airplane is controllable (flaps retracted)3.2.36 VS1—stalling speed or minimum steady flight speed

with the flaps in a specific configuration3.2.37 VS0—stalling speed or minimum steady flight speed

at which the airplane is controllable in the landing configura-tion (flaps fully deployed)

3.2.38 VSP—maximum spoiler/speed brake extended speed3.2.39 VR—ground gust speed3.2.40 VX—speed for best angle of climb3.2.41 VY—speed for best rate of climb3.2.42 W—maximum takeoff or maximum design weight

(N)3.2.43 WE—maximum empty airplane weight (N)3.2.44 WU—minimum useful load (N)3.2.45 w—average design surface load (N/m2)

4. Flight

4.1 Proof of Compliance:4.1.1 Each of the following requirements shall be met at the

most critical weight and CG configuration. Unless otherwisespecified, the speed range from stall to VDF or the maximumallowable speed for the configuration being investigated shallbe considered.

4.1.1.1 VDF may be less than or equal to VD.4.1.1.2 If VDF chosen is less than VD, VNE must be less than

or equal to 0.9VDF and greater than or equal to 1.1VC.4.1.2 The following tolerances are acceptable during flight

testing:Weight +5 %, −10 %Weight, when critical +5 %, −1 %CG 67 % of total travel

4.2 Load Distribution Limits:4.2.1 Minimum Useful Load Requirement:4.2.1.1 For a single-place airplane:

WU 5 845 1 3P, ~N!

where:P = rated engine power, kW.

4.2.1.2 For a two-place airplane:

WU 5 1690 1 3P, ~N!

where:P = rated engine power, kW.

4.2.2 Minimum flying weight shall be determined.

NOTE 1—For reference, standard occupant weight = 845 N (190 lb). Forthe minimum flying weight, standard occupant weight = 534 N (120 lb).Fuel density = 0.72 kg/L (7 N/L; 6 lb/U.S. gal).

4.2.3 Empty CG, most forward, and most rearward CG shallbe determined.

4.2.4 Fixed or removable ballast, or both, may be used ifproperly installed and placarded.

4.3 Propeller Speed and Pitch Limits—Propeller configura-tion shall not allow the engine to exceed safe operating limitsestablished by the engine manufacturer under normal condi-tions.

4.3.1 Maximum RPM shall not be exceeded with fullthrottle during takeoff, climb, or flight at 0.9VH, and 110 %maximum continuous RPM shall not be exceeded during aglide at VNE with throttle closed.

4.4 Performance, General—All performance requirementsapply in standard ICAO atmosphere in still air conditions andat sea level. Speeds shall be given in indicated (IAS) andcalibrated (CAS) airspeeds.

4.4.1 Stalling Speeds—Wing level stalling speeds VSO andVS shall be determined by flight test at a rate of speed decreaseof 1 kts/s or less, throttle closed, with maximum takeoffweight, and most unfavorable CG.

4.4.2 Takeoff—With the airplane at maximum takeoffweight, full throttle, the following shall be measured usingnormal takeoff procedures:

NOTE 2—The procedure used for normal takeoff, including flap posi-tion, shall be specified within the POH.

4.4.2.1 Ground roll distance to takeoff on a runway withminimal grade.

4.4.2.2 Distance to clear a 15-m (50-ft) obstacle at a climbspeed of at least 1.3VS1.

4.4.3 Climb—At maximum takeoff weight, flaps in theposition specified for climb within the POH, and full throttle:

4.4.3.1 Rate of climb at VY shall exceed 95 m/min (312fpm).

4.4.3.2 Climb gradient at VX shall exceed 1⁄12 .4.4.4 Landing—For landing with throttle closed and flaps

extended, the following shall be determined:4.4.4.1 Landing distance from 15 m (50 ft) above ground

when speed at 15 m (50 ft) is 1.3VSO.4.4.4.2 Ground roll distance with reasonable braking if so

equipped.4.4.5 Balked Landing—The airplane shall demonstrate a

full-throttle climb gradient at 1.3VSO which shall exceed 1⁄30

within 5 s of power application from aborted landing. If theflaps may be promptly and safely retracted without loss ofaltitude and without sudden changes in attitude, they may beretracted.

4.5 Controllability and Maneuverability:4.5.1 General:4.5.1.1 The airplane shall be safely controllable and maneu-

verable during takeoff, climb, level flight (cruise), dive to VDF

or the maximum allowable speed for the configuration beinginvestigated, approach, and landing (power off and on, flapsretracted and extended) through the normal use of primarycontrols.

4.5.1.2 Smooth transition between all flight conditions shallbe possible without exceeding pilot force as shown in Table 1.

4.5.1.3 Full control shall be maintained when retracting andextending flaps within their normal operating speed range (VSO

to VFE).4.5.1.4 Lateral, directional, and longitudinal control shall be

possible down to VSO.4.5.2 Longitudinal Control:

F 2245 – 07a

2Copyright by ASTM Int'l (all rights reserved); Thu Aug 6 11:43:06 EDT 2009Downloaded/printed byPontificia Universidad Javeriana pursuant to License Agreement. No further reproductions authorized.

4.5.2.1 With the airplane trimmed as closely as possible forsteady flight at 1.3VS1, it must be possible at any speed between1.1VS1 and 1.3VS1 to pitch the nose downward so that a speednot less than 1.3VS1 can be reached promptly. This must beshown with the airplane in all possible configurations, withsimultaneous application of full power and nose down pitchcontrol, and with power at idle.

4.5.2.2 Longitudinal control forces shall increase with in-creasing load factor.

4.5.3 Directional and Lateral Control:4.5.3.1 It must be possible to reverse a steady 30° banked

coordinated turn through an angle of 60°, from both directions:(1) within 5 s from initiation of roll reversal, with the airplanetrimmed as closely as possible to 1.3VS1, flaps in the takeoffposition, and maximum takeoff power; and (2) within 4 s frominitiation of roll reversal, with the airplane trimmed as closelyas possible to 1.3VSO, flaps fully extended, and engine at idle.

4.5.3.2 With and without flaps deployed, rapid entry into, orrecovery from, a maximum cross-controlled slip shall notresult in uncontrollable flight characteristics.

4.5.3.3 Lateral and directional control forces shall not re-verse with increased deflection.

4.5.4 Static Longitudinal Stability:4.5.4.1 The airplane shall demonstrate the ability to trim for

steady flight at speeds appropriate to the climb, cruise, andlanding approach configurations; at minimum and maximumweight; and forward and aft CG limits.

4.5.4.2 The airplane shall exhibit positive longitudinal sta-bility characteristics at any speed above VS1, up to themaximum allowable speed for the configuration being inves-tigated, and at the most critical power setting and CG combi-nation.

4.5.4.3 Stability shall be shown by a tendency for theairplane to return toward trimmed steady flight after: (1) a“push” from trimmed flight that results in a speed increase,followed by a non-abrupt release of the pitch control; and (2)a “pull” from trimmed flight that results in a speed decrease,followed by a non-abrupt release of the pitch control.

4.5.4.4 The airplane shall demonstrate compliance with thissection while in trimmed steady flight for each flap and powersetting appropriate to the following configurations: (1) climb(flaps set as appropriate and maximum continuous power); (2)cruise (flaps retracted and 75 % maximum continuous power);and (3) approach to landing (flaps fully extended and engine atidle).

4.5.4.5 While returning toward trimmed steady flight, theairplane shall: (1) not decelerate below stalling speed VS1; (2)not exceed VNE or the maximum allowable speed for theconfiguration being investigated; and (3) exhibit decreasingamplitude for any long-period oscillations.

4.5.5 Static Directional and Lateral Stability:4.5.5.1 The airplane must maintain a trimmed condition

around the roll and yaw axis with respective controls fixed.4.5.5.2 The airplane shall exhibit positive directional and

lateral stability characteristics at any speed above VS1, up to themaximum allowable speed for the configuration being inves-tigated, and at the most critical power setting and CG combi-nation.

4.5.5.3 Directional stability shall be shown by a tendencyfor the airplane to recover from a skid condition after release ofthe yaw control.

4.5.5.4 Lateral stability shall be shown by a tendency for theairplane to return toward a level-wing attitude after release ofthe roll control from a slip condition.

4.5.5.5 The airplane shall demonstrate compliance with thissection while in trimmed steady flight for each flap and powersetting appropriate to the following configurations: (1) climb(flaps as appropriate and maximum continuous power); (2)cruise (flaps retracted and 75 % maximum continuous power);and (3) approach to landing (flaps fully extended and engine atidle).

4.5.6 Dynamic Stability—Any oscillations shall exhibit de-creasing amplitude within the appropriate speed range (VSO toVFE flaps extended and VS to VDF flaps retracted).

4.5.7 Wings Level Stall—It shall be possible to preventmore than 20° of roll or yaw by normal use of the controlsduring the stall and the recovery at all weight and CGcombinations.

4.5.8 Turning Flight and Accelerated Stalls:4.5.8.1 Turning flight and accelerated stalls shall be per-

formed in both directions as follows: after establishing a 30°coordinated turn, the turn shall be tightened until the stall. Afterthe turning stall, level flight shall be regained without exceed-ing 60° of additional roll in either direction. No excessive lossof altitude, nor tendency to spin, nor speed buildup shall beassociated with the recovery. The rate of speed reduction mustbe constant, and may not exceed 1 kts/s for a turning flightstall, and be 3 to 5 kts/s with steadily increasing load factor foran accelerated stall.

4.5.8.2 Both turning flight and accelerated stalls shall beperformed: (1) with flaps retracted, at 75 % maximum continu-ous power and at idle; and (2) with flaps extended, at 75 %maximum continuous power and at idle (speed not to exceedVFE).

4.5.9 Spinning:4.5.9.1 For airplanes placarded “no intentional spins,” the

airplane must be able to recover from a one-turn spin or a 3-sspin, whichever takes longer, in not more than one additionalturn, with the controls used in the manner normally used forrecovery.

4.5.9.2 For airplanes in which intentional spinning is al-lowed, the airplane must be able to recover from a three-turnspin in not more than one and one-half additional turn.

4.5.9.3 In addition, for either 4.5.9.1 or 4.5.9.2:(1) For both the flaps-retracted and flaps-extended condi-

tions, the applicable airspeed limit and limit maneuvering loadfactor may not be exceeded.

TABLE 1 Pilot Force

Pilot force as applied to the controlsPitch,N (lb)

Roll,N (lb)

Yaw,N (lb)

For temporary application (less than 2 min):StickWheel (applied to rim)Rudder pedal

200 (45)200 (45)

…

100 (22.5)100 (22.5)

…

……

400 (90)For prolonged application: 23 (5.2) 23 (5.2) 110 (24.7)

F 2245 – 07a


(2) There may be no excessive control forces during thespin or recovery.

(3) It must be impossible to obtain uncontrollable spinswith any use of the controls.

(4) For the flaps-extended condition, the flaps may beretracted during recovery.

4.5.9.4 For those airplanes of which the design is inherentlyspin resistant, such resistance must be proven by test anddocumented. If proven spin resistant, the airplane must beplacarded “no intentional spins” but need not comply with4.5.9.1-4.5.9.3.

4.6 Vibrations—Flight testing shall not reveal, by pilotobservation, heavy buffeting (except as associated with a stall),excessive airframe or control vibrations, flutter (with properattempts to induce it), or control divergence, at any speed fromVSO to VDF.

4.7 Ground Control and Stability:4.7.1 It must be possible to taxi, takeoff, and land while

maintaining control of the airplane, up to the maximumcrosswind component specified within the POH.

4.7.2 Wheel brakes must operate so as not to cause unpre-dictable airplane response or control difficulties.

5. Structure

5.1 General:5.1.1 Loads:5.1.1.1 Strength requirements are specified in terms of limit

loads (the maximum loads to be expected in service) andultimate loads (limit loads multiplied by prescribed factors ofsafety). Unless otherwise provided, prescribed loads are limitloads.

5.1.1.2 Unless otherwise provided, the air, ground, andwater loads must be placed in equilibrium with inertia forces,considering each item of mass in the airplane. These loads mustbe distributed to conservatively approximate or closely repre-sent actual conditions.

5.1.1.3 If deflections under load would significantly changethe distribution of external or internal loads, this redistributionmust be taken into account.

5.1.1.4 The simplified structural design criteria given inAppendix X1 may be used for airplanes with conventionalconfigurations. If Appendix X1 is used, the entire appendixmust be substituted for the corresponding paragraphs of thissubpart, that is, 5.2.1 to 5.7.3. Appendix X2 contains accept-able methods of analysis that may be used for compliance withthe loading requirements for the wings and fuselage.

5.1.2 Factor of Safety:5.1.2.1 Unless otherwise provided in 5.1.2.2, an ultimate

load factor of safety of 1.5 must be used.5.1.2.2 Special ultimate load factors of safety shall be

applied to the following:2.0 3 1.5 = 3.0 on castings1.2 3 1.5 = 1.8 on fittings2.0 3 1.5 = 3.0 on bearings at bolted or pinned joints subject to rotation4.45 3 1.5 = 6.67 on control surface hinge-bearing loads except ball

and roller bearing hinges2.2 3 1.5 = 3.3 on push-pull control system joints1.33 3 1.5 = 2 on cable control system joints, seat belt/harness fittings

(including the seat if belt/harness is attached to it)

5.1.3 Strength and Deformation:

5.1.3.1 The structure must be able to support limit loadswithout permanent deformation. At any load up to limit loads,the deformation may not interfere with safe operation.

5.1.3.2 The structure must be able to support ultimate loadswithout failure for at least 3 s. However, when proof ofstrength is shown by dynamic tests simulating actual loadconditions, the 3-s limit does not apply.

5.1.4 Proof of Structure—Each design requirement must beverified by means of conservative analysis or test (static,component, or flight), or both.

5.1.4.1 Compliance with the strength and deformation re-quirements of 5.1.3 must be shown for each critical loadcondition. Structural analysis may be used only if the structureconforms to those for which experience has shown this methodto be reliable. In other cases, substantiating load tests must bemade. Dynamic tests, including structural flight tests, areacceptable if the design load conditions have been simulated.Substantiating load tests should normally be taken to ultimatedesign load.

5.1.4.2 Certain parts of the structure must be tested asspecified in 6.9.

5.2 Flight Loads:5.2.1 General:5.2.1.1 Flight load factors, n, represent the ratio of the

aerodynamic force component (acting normal to the assumedlongitudinal axis of the airplane) to the weight of the airplane.A positive flight load factor is one in which the aerodynamicforce acts upward, with respect to the airplane.

5.2.1.2 Compliance with the flight load requirements of thissection must be shown at each practicable combination ofweight and disposable load within the operating limitationsspecified in the POH.

5.2.2 Symmetrical Flight Conditions:5.2.2.1 The appropriate balancing horizontal tail loads must

be accounted for in a rational or conservative manner whendetermining the wing loads and linear inertia loads correspond-ing to any of the symmetrical flight conditions specified in5.2.2 to 5.2.6.

5.2.2.2 The incremental horizontal tail loads due to maneu-vering and gusts must be reacted by the angular inertia of theairplane in a rational or conservative manner.

5.2.2.3 In computing the loads arising in the conditionsprescribed above, the angle of attack is assumed to be changedsuddenly without loss of air speed until the prescribed loadfactor is attained. Angular accelerations may be disregarded.

5.2.2.4 The aerodynamic data required for establishing theloading conditions must be verified by tests, calculations, or byconservative estimation. In the absence of better information,the maximum negative lift coefficient for rigid lifting surfacesmay be assumed to be equal to −0.80. If the pitching momentcoefficient, Cmo, is less than 60.025, a coefficient of at least60.025 must be used.

5.2.3 Flight Envelope—Compliance shall be shown at anycombination of airspeed and load factor on the boundaries ofthe flight envelope. The flight envelope represents the envelopeof the flight loading conditions specified by the criteria of 5.2.4and 5.2.5 (see Fig. 1).

F 2245 – 07a


5.2.3.1 General—Compliance with the strength require-ments of this subpart must be shown at any combination ofairspeed and load factor on and within the boundaries of aflight envelope similar to the one in Fig. 1 that represents theenvelope of the flight loading conditions specified by themaneuvering and gust criteria of 5.2.5 and 5.2.6 respectively.

5.2.3.2 Maneuvering Envelope—Except where limited bymaximum (static) lift coefficients, the airplane is assumed to besubjected to symmetrical maneuvers resulting in the followinglimit load factors: (1) the positive maneuvering load factorspecified in 5.2.5.1 at speeds up to VD; and (2) the negativemaneuvering load factor specified in 5.2.5.2 at speeds up to VD.

5.2.3.3 Gust Envelope—The airplane is assumed to besubjected to symmetrical vertical gusts in level flight. Theresulting limit load factors must correspond to the conditionsdetermined as follows: (1) positive (up) and negative (down)gusts of 15 m/s (49.2 ft/s) at VC; and (2) positive and negativegusts of 7.5 m/s (24.6 ft/s) at VD (see Fig. 1).

5.2.4 Design Airspeeds:5.2.4.1 Design Maneuvering Speed, VA:

VA 5 VS · =n1

VS 5Œ W12rCLMAXS

, ~m/s! 5 2.484Œ WCLMAXS ~kts!

where:VS = computed stalling speed at the design maximum

weight with the flaps retracted, andn1 = positive limit maneuvering load factor used in design.

5.2.4.2 Design Flap Speed, VF—For each landing setting,VF must not be less than the greater of: (1) 1.4 VS, where VS isthe computed stalling speed with the wing flaps retracted at themaximum weight; and (2) 2.0 VSO, where VSO is the computedstalling speed with wing flaps fully extended at the maximumweight.

5.2.4.3 Design Cruising Speed, VC—(1) VC in knots maynot be less than 4.77=W / S; and (2) VC need not be greaterthan 0.9 VH at sea level.

5.2.4.4 Design Dive Speed, VD:

VD 5 1.4 3 VC min

where:VC min = required minimum cruising speed.

5.2.5 Limit Maneuvering Load Factors:5.2.5.1 The positive limit maneuvering load factor n1 may

not be less than 4.0.5.2.5.2 The negative limit maneuvering load factor n2 may

not be greater than −2.0.5.2.5.3 Loads with wing flaps extended: (1) if flaps or other

similar high lift devices are used, the airplane must be designedfor n1 = 2.0 with the flaps in any position up to VF; and (2) n2

= 0.5.2.5.4 Loads with speed control devices: (1) if speed

control devices such as speed brakes or spoilers are used, theairplane must be designed for a positive limit load factor of 3.0with the devices extended in any position up to the placarddevice extended speed; and (2) maneuvering load factors lowerthan those specified in 5.2.5 may be used if the airplane hasdesign features that make it impossible to exceed these inflight.

5.2.6 Gust Load Factors—The airplane must be designedfor the loads resulting from:

5.2.6.1 The gust velocities specified in 5.2.3.3 with flapsretracted, and

5.2.6.2 Positive and negative gusts of 7.5 m/s (24.6 ft/s)nominal intensity at VF with the flaps fully extended.

NOTE 3—In the absence of a more rational analysis, the gust loadfactors may be computed by the method of Appendix X3.

5.2.7 Unsymmetrical Flight Conditions—The airplane isassumed to be subjected to the unsymmetrical flight conditions

FIG. 1 Flight Envelope

F 2245 – 07a


of 5.2.7.1 and 5.2.7.2. Unbalanced aerodynamic momentsabout the center of gravity must be reacted in a rational orconservative manner considering the principle masses furnish-ing the reacting inertia forces.

5.2.7.1 Rolling Conditions—The airplane shall be designedfor the loads resulting from the roll control deflections andspeeds specified in 5.7.1 in combination with a load factor ofat least two thirds of the positive maneuvering load factorprescribed in 5.2.5.1. The rolling accelerations may be ob-tained by the methods given in X2.3. The effect of the rollcontrol displacement on the wing torsion may be accounted forby the method of X2.3.2 and X2.3.3.

5.2.7.2 Yawing Conditions—The airplane must be designedfor the yawing loads resulting from the vertical surface loadsspecified in 5.5.

5.2.8 Special Conditions for Rear Lift Truss:5.2.8.1 If a rear lift truss is used, it must be designed for

conditions of reversed air flow at a design speed of:

V 5 1.26ŒWS 1 8.7, ~kts!

where:W/S = wing loading, N/m2.

5.2.8.2 Either aerodynamic data for the particular wingsection used, or a value of CL equaling −0.8 with a chord-wisedistribution that is triangular between a peak at the trailingedge and zero at the leading edge, must be used.

5.2.9 Engine Torque—The engine mount and its supportingstructure must be designed for the effects of:

5.2.9.1 The limit torque corresponding to takeoff power andpropeller speed acting simultaneously with 75 % of the limitloads from flight condition of 5.2.5.1.

5.2.9.2 The limit torque corresponding to maximum con-tinuous power and propeller speed acting simultaneously withthe limit loads from flight condition of 5.2.5.1.

5.2.9.3 For conventional reciprocating engines with positivedrive to the propeller, the limit torque to be accounted for in5.2.9.1 and 5.2.9.2 is obtained by multiplying the mean torqueby one of the following factors:

For four-stroke engines:(1) 1.33 for engines with five or more cylinders; or(2) 2, 3, 4, or 8 for engines with four, three, two, or one

cylinders, respectively.For two-stroke engines:

(1) 2 for engines with three or more cylinders; or(2) 3 or 6, for engines with two or one cylinders, respec-

tively.5.2.10 Side Load on Engine Mount:5.2.10.1 The engine mount and its supporting structure must

be designed for a limit load factor in a lateral direction, for theside load on the engine mount, of not less than 1.5.

5.2.10.2 The side load prescribed in 5.2.10.1 may be as-sumed to be independent other flight conditions.

5.2.10.3 If applicable, the nose wheel loads of 5.8.1.7 mustalso be considered.

5.3 Control Surface and System Loads:

5.3.1 Control Surface Loads—The control surface loadsspecified in 5.3.3 through 5.7.3 are assumed to occur in theconditions described in 5.2.2 through 5.2.6.

5.3.2 Control System Loads—Each part of the primarycontrol system situated between the stops and the controlsurfaces must be designed for the loads corresponding to atleast 125 % of the of the computed hinge moments of themovable control surfaces resulting from the loads in theconditions prescribed in 5.3.1 through 5.7.3. In computing thehinge moments, reliable aerodynamic data must be used. In nocase may the load in any part of the system be less than thoseresulting from the application of 60 % of the pilot forcesdescribed in 5.3.3. In addition, the system limit loads need notexceed the loads that can be produced by the pilot. Pilot forcesused for design need not exceed the maximum pilot forcesprescribed in 5.3.3.

5.3.3 Loads Resulting from Limit Pilot Forces—The maincontrol systems for the direct control of the airplane about itslongitudinal, lateral, or yaw axis, including the supportingpoints and stops, must be designed for the limit loads resultingfrom the limit pilot forces as follows:

5.3.3.1 Pitch—445 N (100 lb) at the grips of the stick orwheel.

5.3.3.2 Roll—180 N (40.5 lb) at the grip(s) of the stick orwheel.

5.3.3.3 Yaw—580 N (130 lb) acting forward on one rudderpedal.

5.3.3.4 The rudder control system must be designed to aload of 580 N (130 lb) per pedal acting simultaneously on bothpedals in the forward direction.

5.3.4 Dual-Control Systems—Dual-control systems must bedesigned for the loads resulting from each pilot applying 0.75times the load specified in 5.3.3 with the pilots acting inopposition.

5.3.5 Secondary Control Systems—Secondary control sys-tems, such as those for flaps and trim control must be designedfor the maximum forces that a pilot is likely to apply.

5.3.6 Control System Stiffness and Stretch—The amount ofcontrol surface or tab movement available to the pilot shall notbe dangerously reduced by elastic stretch or shortening of thesystem in any condition.

5.3.7 Ground Gust Conditions—The control system fromthe control surfaces to the stops or control locks, wheninstalled, must be designed for limit loads due to gustscorresponding to the following hinge moments:

MS 5 k · CS · SS · q (1)

where:MS = limit hinge moment,CS = mean chord of the control surface aft of the hinge

line,SS = area of the control surface aft of the hinge line,q = dynamic pressure corresponding to an airspeed of 38

kts, andk = limit hinge moment coefficient due to ground gust =

0.75.5.3.8 Control Surface Mass Balance Weights—If applicable

shall be designed for:5.3.8.1 The n = 16 limit load normal to the surface, and

F 2245 – 07a


5.3.8.2 The n = 8 limit load fore and aft and parallel to thehinge line.

5.3.9 The motion of wing flaps on opposite sides of theplane of symmetry must be synchronized by a mechanicalinterconnection unless the airplane has safe flight characteris-tics with the wing flaps retracted on one side and extended onthe other.

5.3.10 All primary controls shall have stops within thesystem to withstand the greater of pilot force, 125 % of surfaceloads, or ground gust loads (see 5.3.7).

5.4 Horizontal Stabilizing and Balancing Surfaces:5.4.1 Balancing Loads:5.4.1.1 A horizontal stabilizing surface balancing load is the

load necessary to maintain equilibrium in any specified flightcondition with no pitching acceleration.

5.4.1.2 Horizontal stabilizing surfaces must be designed forthe balancing loads occurring at any point on the limitmaneuvering envelope and in the air-brake and wing-flappositions specified in 5.2.5.3.

5.4.2 Maneuvering Loads—Horizontal stabilizing surfacesmust be designed for pilot-induced pitching maneuvers im-posed by the following conditions:

5.4.2.1 At speed VA, maximum upward deflection of pitchcontrol surface,

5.4.2.2 At speed VA, maximum downward deflection ofpitch control surface,

5.4.2.3 At speed VD, one-third maximum upward deflectionof pitch control surface, and

5.4.2.4 At speed VD, one-third maximum downward deflec-tion of pitch control surface.

NOTE 4—In 5.4.2, the following assumptions should be made: theairplane is initially in level flight, and its altitude and airspeed do notchange. The loads are balanced by inertia forces.

5.4.3 Gust Loads—The horizontal stabilizing surfaces mustbe designed for the loads resulting from:

5.4.3.1 The gust velocities specified in 5.2.3.3 with flapsretracted, and

5.4.3.2 Positive and negative gusts of 7.5 m/s (24.6 ft/s)nominal intensity at VF with the flaps fully extended.

NOTE 5—In the absence of a more rational analysis, the horizontalsurfaces gust loads may be computed by the method of Appendix X4.

5.5 Vertical Stabilizing Surfaces:5.5.1 Maneuvering Loads—The vertical stabilizing surfaces

must be designed for maneuvering loads imposed by thefollowing conditions:

5.5.1.1 At speed VA, full deflection of the yaw control inboth directions.

5.5.1.2 At speed VD, one-third full deflection of the yawcontrol in both directions.

5.5.2 Gust Loads:5.5.2.1 The vertical stabilizing surfaces must be designed to

withstand lateral gusts of the values prescribed in 5.2.3.3.

NOTE 6—In the absence of a more rational analysis, the verticalsurfaces gust loads may be computed by the method in Appendix X4.2.

5.5.3 Outboard Fins or Winglets:5.5.3.1 If outboard fins or winglets are on the horizontal

surfaces or wings, the horizontal surfaces or wings must be

designed for their maximum load in combination with loadsinduced by the fins or winglets and moments or forces exertedon the horizontal surfaces or wings by the fins or winglets.

5.5.3.2 If outboard fins or winglets extend above and belowthe horizontal surface, the critical vertical surface loading (theload per unit area determined in accordance with 5.5.1 and5.5.2) must be applied to:

(1) The part of the vertical surface above the horizontalsurface with 80 % of that loading applied to the part below thehorizontal surface or wing, and

(2) The part of the vertical surface below the horizontalsurface or wing with 80 % of that loading applied to the partabove the horizontal surface or wing.

5.5.3.3 The end plate effects of outboard fins or wingletsmust be taken into account in applying the yawing conditionsof 5.5.1 and 5.5.2 to the vertical surfaces in 5.5.3.2.

5.5.3.4 When rational methods are used for computingloads, the maneuvering loads of 5.5.1 on the vertical surfacesand the n = 1 horizontal surface or wing load, includinginduced loads on the horizontal surface or wing and momentsor forces exerted on the horizontal surfaces or wing, must beapplied simultaneously for the structural loading condition.

5.6 Supplementary Conditions for Stabilizing Surfaces:5.6.1 Combined Loads on Stabilizing Surfaces:5.6.1.1 With the airplane in a loading condition correspond-

ing to A or D in Fig. 1 (whichever condition leads to the higherbalance load) the loads on the horizontal surface must becombined with those on the vertical surface as specified in5.5.1. It must be assumed that 75 % of the loads according to5.4.2 for the horizontal stabilizing surface and 5.5.1 for thevertical stabilizing surface are acting simultaneously.

5.6.1.2 The stabilizing surfaces and fuselage must be de-signed for asymmetric loads on the stabilizing surfaces whichwould result from application of the highest symmetric ma-neuver loads of 5.5.1 so that 100 % of the horizontal stabilizersurface loading is applied to one side of the plane symmetryand 70 % on the opposite side.

5.6.2 Additional Loads Applying to V-Tails—An airplanewith a V-tail must be designed for a gust acting perpendicularto one of the surfaces at speed VC. This condition is supple-mental to the equivalent horizontal and vertical cases previ-ously specified.

5.7 Ailerons, Wing Flaps, and Special Devices:5.7.1 Ailerons—The ailerons must be designed for control

loads corresponding to the following conditions:5.7.1.1 At speed VA, the full deflection of the roll control.5.7.1.2 At speed VD, one-third of the full deflection of the

roll control.5.7.2 Flaps—Wing flaps, their operating mechanisms, and

supporting structure must be designed for the critical loadsoccurring in the flaps-extended operating range with the flapsin any position. The effects of propeller slipstream, correspond-ing to takeoff power, must be taken into account at a airspeedof not less than 1.4 VS, where VS is the computed stalling speedwith flaps fully retracted at the design weight. For investigatingthe slipstream effects, the load factor may be assumed to be1.0.

F 2245 – 07a


5.7.3 Special Devices—The loadings for special devicesusing aerodynamic surfaces, such as slots and spoilers, must bedetermined from test data or reliable aerodynamic data thatallows close estimates.

5.8 Ground Load Conditions:5.8.1 Basic Landing Conditions—The requirements for the

basic landing conditions are given in 5.8.1.1 to 5.8.1.3, Table 2,and Fig. 2.

5.8.1.1 The load factor on the wheels, nj, may be computedas follows:

nj 5

h 1d3

ef 3 d

where:h = drop height, (cm) = 1.32 =W / S with W⁄S in

N/m2, but h larger than 23 cm (9.1 in.),d = total shock absorber travel, cm = dtire + dshock,ef = shock efficiency, andef 3 d = 0.5 3 d for tire and rubber or spring shocks, or

= 0.5 3 dtire + 0.65 3 dshock for hydraulic shockabsorbers.

5.8.1.2 If nj is larger than 3.33, all concentrated masses(engine, fuel tanks, occupant seats, ballast, etc.) must besubstantiated for a limit landing load factor of nj + 0.67 = nwhich is greater than 4.

5.8.1.3 The usual ultimate factor of safety of 1.5 applies tothese conditions, unless a drop test from the reserve energyheight, hr = 1.44h, shows that a lower factor may be used. Ifthe shock absorber is of a fast energy absorbing type, theultimate loads are the limit load multiplied by the conservativereserve energy factor of 1.2.

5.8.1.4 Side Load Conditions—The requirements for theside load conditions on the main wheels in a level attitude aregiven in Fig. 3.

5.8.1.5 Braked Roll Conditions—The requirements for thebraked roll conditions on the main wheels in a level attitude aregiven in Fig. 4.

5.8.1.6 Supplementary Conditions for Tail Wheel—The re-quirements for the tail wheel conditions in a tail down attitudeare given in Fig. 5.

5.8.1.7 Supplementary Conditions for Nose Wheel—Therequirements for supplementary conditions for nose wheels aregiven in Fig. 6 (the static load is at the combination of weightand CG that gives the maximum loads).

5.8.1.8 For the conditions in 5.8.1.4 to 5.8.1.7, the shockabsorbers and tires are assumed to be in their static position.

5.9 Water Load Conditions:5.9.1 The structure of seaplanes and amphibians must be

designed for water loads developed during takeoff and landingwith the airplane in any attitude likely to occur in normaloperations at appropriate forward and sinking velocities underthe most severe sea conditions likely to be encountered. Unlesssufficient satisfactory service experience is available, a rationalanalysis of the water loads, or the methods specified inAppendix X5 may be used.

5.10 Emergency Landing Conditions:5.10.1 The structure must be designed to protect each

occupant during emergency landing conditions when occu-pants (through seat belts or harnesses, or both) as well as anyconcentrated weight located behind or above the occupant(such as engine, baggage, fuel, ballast, and so forth), experi-ence the static inertia loads corresponding to the followingultimate load factors (these are three independent conditions):

5.10.1.1 n = 3 up,5.10.1.2 n = 9 (n = 10 for engines) forward, and5.10.1.3 n = 1.5 lateral.5.11 Other Loads:5.11.1 Tie-Down Points—Tie-down points shall be designed

for the maximum wind at which the airplane may be tied downin the open. VR = 38 kts minimum as in accordance with 5.3.7may be used.

5.11.2 Parachute System Loads—If the aircraft is to beequipped with an emergency parachute system (Ballistic Re-covery System), the attachment point(s) to the airframe mustbe designed in accordance with Specification F 2316.

TABLE 2 Basic Landing Conditions

NOTE 1—K = 0.25L = 2⁄3 = ratio of the assumed wing lift to the airplane weightn = nj + 2⁄3 = load factornj = load factor on wheels in accordance with 5.8.1

NOTE 2—See Fig. 2 for the airplane landing conditions.

Tail Wheel Type Nose Wheel Type

ConditionLevel

LandingTail-downLanding

Level Landing withInclined Reactions

Level Landing withNose Wheel JustClear of Ground

Tail-DownLanding

Vertical component at CG nW nW nW nW nWFore and aft component at CG KnW 0 KnW KnW 0Lateral component in either direction at CG 0 0 0 0 0Shock absorber deflection (rubber or

spring shock absorber), %100 % 100 % 100 % 100 % 100 %

Tire deflection Static Static Static Static StaticMain wheel loads (Vr) (n-L)W (n-L)Wb/d (n−L)Wa’/d’ (n-L)W (n-L)W(both wheels) (Dr) KnW 0 KnWa’/d’ KnW 0Tail (nose) wheels (Vr) 0 (n-L)Wa/d (n-L)Wb’/d’ 0 0Loads (Dr) 0 0 KnWb’/d’ 0 0

F 2245 – 07a


5.11.3 Loads from Single Masses—The attachment meansfor all single masses which are part of the equipment for theairplane must be designed to withstand loads corresponding tothe maximum design load factors to be expected from theestablished flight and ground loads, including the emergencylanding conditions of 5.10.

6. Design and Construction

6.1 General—The integrity of any novel or unusual designfeature having an important bearing on safety shall be estab-lished by test.

6.2 Materials—Materials shall be suitable and durable forthe intended use. Design values (strength) must be chosen so

that no structural part is under strength as a result of materialvariations or load concentration, or both.

6.3 Fabrication Methods—Manufactured parts, assemblies,and completed airplanes shall be produced in accordance withthe manufacturer’s quality assurance and production accep-tance test procedures.

6.4 Self-Locking Nuts—No self-locking nut shall be used onany bolt subject to rotation in operation unless a nonfrictionlocking device is used in addition to the self-locking device.

6.5 Protection of Structure—Protection of the structureagainst weathering, corrosion, and wear, as well as suitableventilation and drainage, shall be provided as required.

FIG. 2 Basic Landing Conditions

F 2245 – 07a


6.6 Accessibility—Accessibility for critical structural ele-ments and control system inspection, adjustment, maintenance,and repair shall be provided.

6.7 Rigging—Unless specified otherwise, rigging and de-rigging must be able to be performed by persons having nomore than average skill. It must be possible to inspect theairplane easily for correct rigging and safe-tying.

6.8 Proof of Design—Fulfillment of the design requirementsfor the airplane shall be determined by conservative analysis,or tests, or a combination of both. Structural analysis alonemay be used for validation of the structural requirements onlyif the structure conforms to those for which experience hasshown this method to be reliable. Flight tests to limit loadfactors at maximum takeoff weight and at speeds from VA tothe maximum allowable speed for the configuration beinginvestigated are an acceptable proof (see 5.1.3 and 5.1.4).

6.9 Control System-Operation Test—It must be shown byfunctional tests that the control system installed on the airplaneis free from interference, jamming, excessive friction, andexcessive deflection when the control system design loads (see5.3) are applied to the controls and the surfaces. The controlsystem stops must withstand those loads.

6.10 Pilot Compartment:6.10.1 Pilot comfort, appropriate visibility (instruments,

placards, and outside), accessibility, ability to conduct anemergency escape, and ability to reach all controls for smoothand positive operation shall be provided.

6.10.2 Occupant seat belts, harnesses, and baggage re-straints, and their attachments to the structure shall be designedfor the maximum load factors corresponding to the specifiedground and flight conditions including the emergency landingconditions prescribed in 5.10.

7. Powerplant

7.1 Installation—The powerplant installation shall be easilyaccessible for inspection and maintenance. The powerplantattachment to the airframe is part of the structure and shallwithstand the applicable load factors.

7.2 Engines—Installed engines shall meet Practice F 2339,LSA engine design and production standards, or shall be typeand production certified under FAR-33, JAR-E, or JAR-22Subpart H, design and production standards.

NOTE 7—Type certified engines may be subject to additional regulatory

FIG. 3 Side Load Conditions

FIG. 4 Braked Roll Conditions

F 2245 – 07a


maintenance requirements.

7.3 Fuel System:7.3.1 The unusable fuel quantity for each tank must be

established by tests and shall not be less than the quantity atwhich the first evidence of engine fuel starvation occurs undereach intended flight operation and maneuver.

7.3.2 Tanks must be protected against wear from vibrationsand their installation shall be able to withstand the applicableinertia loads.

7.3.3 Fuel tanks shall be designed to withstand a positivepressure of 24.5 kPa (3.55 psi) (2.5-m (8.2-ft) water column).

7.3.4 The filler must be located outside the passengercompartment and spilled fuel must be prevented from enteringor accumulating in any enclosed part of the airplane.

7.3.5 Each tank must be vented. The vent must dischargeclear of the airplane.

7.3.6 There must be at least one drain to allow safedrainage. A drainable sediment bowl located at the lowest pointin the fuel system may be used instead of the drainable sumpin the fuel tank.

7.3.7 A fuel strainer or filter accessible for cleaning andreplacement must be included in the system.

7.3.8 The fuel lines must be properly supported and pro-tected from vibrations and wear.

7.3.9 Fuel lines located in an area subject to high heat(engine compartment) must be fire resistant or protected with afire-resistant covering.

7.3.10 There must be a fuel shutoff valve accessible to thepilot while wearing a seat belt or harness.

7.4 Oil System—If an engine is provided with an oil system,it must be:

FIG. 5 Supplementary Conditions for Tail Wheel

FIG. 6 Supplementary Conditions for Nose Wheel

F 2245 – 07a


7.4.1 Capable of supplying the engine with an adequatequantity of oil at a temperature not exceeding the maximumestablished by the engine manufacturer, and

7.4.2 The oil tank or radiator, or both, must be installed towithstand the applicable inertia loads and vibrations, and theoil breather (vent) must be resistant to blockage caused byicing. Oil foam from the breather shall not constitute a hazard.

7.5 Induction System—The engine air induction systemshall be designed to minimize the potential of carburetor icing.

7.6 Fire Prevention—The engine, if enclosed, must beisolated from the rest of the airplane by a firewall or shroud. Itmust be constructed as far as practical to prevent liquid, gas, orflames, or a combination thereof, from entering the airplane.The use of any one of the following materials shall beacceptable without further testing:

7.6.1 Stainless steel, not less than 0.46 mm (0.018 in.) thick,7.6.2 Mild steel (corrosion-protected), not less than 0.46

mm (0.018 in.) thick, or7.6.3 Alternative materials that provide protection equiva-

lent to 7.6.1 or 7.6.2.

8. Required Equipment

8.1 The aircraft shall be designed with the following mini-mum instrumentation and equipment:

8.2 Flight and Navigation Instruments:8.2.1 Airspeed indicator, and8.2.2 Altimeter.8.3 Powerplant Instruments:8.3.1 Fuel quantity indicator,8.3.2 Tachometer (RPM),8.3.3 Engine “kill” switch, and8.3.4 Engine instruments as required by the engine manu-

facturer.8.4 Miscellaneous Equipment:8.4.1 If installed, an electrical system shall include a master

switch and overload protection devices (fuses or circuit break-ers).

8.4.2 The electric wiring shall be sized according to the loadof each circuit.

8.4.3 The battery installation shall withstand all applicableinertia loads.

8.4.4 Battery containers shall be vented outside of theairplane (see 6.5).

8.5 Safety Belts and Harnesses—There must be a seat beltand harness for each occupant and adequate means to restrainthe baggage.

9. Pilot Operating Handbook

9.1 Each airplane shall include a Pilot Operating Handbook(POH). The POH shall contain at least the following sectionheadings and related information when applicable to a specificairplane and shall be listed in the order shown as follows. Allflight speeds shall be presented as calibrated airspeeds (CAS)and all specifications and limitations shall be those determinedfrom the preceding relative design criteria.

9.2 General Information:9.3 Airplane and Systems Descriptions:9.3.1 Engine,9.3.2 Propeller,

9.3.3 Fuel and fuel capacity,9.3.4 Oil, and9.3.5 Operating weights and loading (occupants, baggage,

fuel, ballast).9.4 Operating Limitations:9.4.1 Stalling speeds at maximum takeoff weight (VS and

VS0),9.4.2 Flap extended speed range (VS0 to VFE),9.4.3 Maximum maneuvering speed (VA),9.4.4 Never exceed speed (VNE),9.4.5 Crosswind and wind limitations,9.4.6 Service ceiling,9.4.7 Load factors, and9.4.8 Prohibited maneuvers.9.5 Weight And Balance Information:9.5.1 Installed equipment list, and9.5.2 Center of gravity (CG) range and determination.9.6 Performance:9.6.1 Takeoff and landing distances,9.6.2 Rate of climb,9.6.3 Cruise speeds,9.6.4 RPM, and9.6.5 Fuel consumption.9.7 Emergency Procedures.9.8 Normal Procedures—The following operating proce-

dures and handling information shall be provided:9.8.1 Preflight check,9.8.2 Engine starting,9.8.3 Taxiing,9.8.4 Normal takeoff,9.8.5 Best angle of climb speed (VX),9.8.6 Best rate of climb speed (VY),9.8.7 Cruise,9.8.8 Approach,9.8.9 Normal landing,9.8.10 Short field takeoff and landing procedures, if any,9.8.11 Balked landing procedures, and9.8.12 Information on stalls, spins, and any other useful

pilot information.9.9 Aircraft Ground Handling and Servicing:9.9.1 Servicing fuel, oil, coolant, and9.9.2 Towing and tie-down instructions.9.10 Required Placards and Markings:9.10.1 Airspeed indicator range markings,9.10.2 Operating limitations on instrument panel, if appli-

cable,9.10.3 Passenger Warning: “This aircraft was manufactured

in accordance with Light Sport Aircraft airworthiness standardsand does not conform to standard category airworthinessrequirements,”

9.10.4 “NO INTENTIONAL SPINS,” if applicable, and9.10.5 Miscellaneous placards and markings.9.11 Supplementary Information:9.11.1 Familiarization flight procedures, and9.11.2 Pilot operating advisories, if any.

10. Keywords

10.1 fixed-wing aircraft; light sport airplane

F 2245 – 07a


ANNEXES

(Mandatory Information)

A1. ADDITIONAL REQUIREMENTS FOR LIGHT SPORT AIRPLANES USED TO TOW GLIDERS

A1.1 Applicability

A1.1.1 This annex is applicable to light sport airplanes thatare to be used to tow gliders.

A1.2 Minimum Climb Performance While Towing

A1.2.1 The aircraft must be capable of achieving a gradientof climb while towing of at least 1⁄18 , while not exceeding themaximum placarded towing speed of the towing aircraft, or themaximum safe towing speed of the aircraft being towed.

A1.2.2 The aircraft must be capable of achieving a rate ofclimb while towing of at least 46 m/min (150 ft/min), while notexceeding the maximum placarded towing speed of the towingaircraft, or the maximum safe towing speed of the aircraftbeing towed.

NOTE A1.1—Compliance with this section must take into account theperformance and control capabilities of both the towing aircraft and theaircraft being towed. In order to account for varying performance andcontrol capabilities on the part of the towed aircraft, the manufacturer ofthe towing aircraft may specify a maximum weight and maximum drag forthe towed aircraft at each speed for which the towing aircraft is approvedfor tow operations, such that the required climb performances can beachieved. Compliance with this section is then shown when the towedaircraft is safely controllable under tow at a speed for which its drag andweight are within these prescribed maximum weight and drag limits.

A1.3 Controllability and Maneuverability

A1.3.1 The tow aircraft shall be safely controllable andmaneuverable during all ground and flight operations appli-cable to normal towing operations, including both deliberateand inadvertent release of the glider being towed.

A1.4 Stability

A1.4.1 It shall be possible to conduct normal towing opera-tions, including both deliberate and inadvertent release of theglider being towed, without incurring any dangerous reductionin the stability of the aircraft.

A1.5 Structure and Strength Requirements

A1.5.1 Strength requirements for the aircraft structure shalltake into account the effects of loads arising from towingequipment that is installed on the aircraft in accordance withA1.6.

A1.6 Design and Construction

A1.6.1 Glider Towing Equipment Installations:A1.6.1.1 The maximum all up takeoff weight of the glider to

be towed, including pilot and all equipment, shall be selectedby the manufacturer.

A1.6.1.2 The maximum glider towing speed (VT), shall beselected by the manufacturer. The VT shall be at least 1.3VS,

where VS is the computed stalling speed of the aircraft in thecruise configuration without a glider in tow.

A1.6.1.3 Tow equipment attach points on the airframe shallhave limit and ultimate factors of safety of not less than 1.0 and1.5 respectively, when loads equal to 1.2 of the nominalstrength of the weak link (see A1.6.1.5) are applied through thetowing hook installation for the following conditions, simulta-neously with the loads arising from the most critical normalaccelerations (as defined in the normally applicable require-ments for structure and strength) at the speed VT. The appli-cable conditions are as follows:

(1) The speed is assumed to be at the maximum glidertowing speed VT, and

(2) The load at the towing hook installation is assumed tobe acting in each of the following directions, relative to thelongitudinal centerline of the aircraft: horizontally backwards;backwards and upwards at 40° to the horizontal; backwardsand downwards at 20° to the horizontal; and horizontallybackwards and 25° sideways in both directions.

A1.6.1.4 The towing hook shall be of a quick release type.It shall be established by test that when the release control isoperated simultaneously with loads equal to 10 % and 180 %of the nominal strength of the weak link (see A1.6.1.5) appliedto the towing hook in each of the directions prescribed inA1.6.1.3(2): (1) the tow cable will be released; (2) the releasedcable will be unlikely to cause damage to or become entangledwith any part of the aircraft; and (3) the pilot effort requiredshall not be less than 20 N (4.5 lb) nor greater than 100 N (22.5lb).

A1.6.1.5 The release control shall be located so that thepilot can operate it without having to release any other primaryflight control.

A1.6.1.6 The maximum strength of any weak link that maybe interposed in the towing cable shall be established. For thedetermination of loads to be applied for the purpose of thissection, the strength of the weak link shall not be less than 900N (202.3 lb).

A1.7 Operating Limitations

A1.7.1 Operating limitations applicable to towing opera-tions must be established and included in the Pilot’s OperatingHandbook, to include at a minimum:

A1.7.1.1 The maximum permissible towing speed (VT).A1.7.1.2 The maximum weak link strength (may be speci-

fied in terms of the weight of the glider to be towed).A1.7.1.3 The maximum permissible all up weight of the

glider to be towed.

F 2245 – 07a


A2. LIGHT SPORT AIRCRAFT TO BE FLOWN AT NIGHT

A2.1 Applicability

A2.1.1 This annex is applicable to light sport airplanes thatare to be flown at night.

A2.2 Flight

A2.2.1 No additional requirements for night operations.

A2.3 Structure


A2.4 Design and Construction


A2.5 Powerplant

A2.5.1 A powerplant that has been specifically approved fornight operations and complies with Section 7.

A2.6 Required Equipment

A2.6.1 Instrument lights as specified in A2.7.1;A2.6.2 Position lights as specified in A2.7.2;A2.6.3 An aviation red or aviation white anti-collision light

system specified in A2.7.3;A2.6.4 If the aircraft is operated for hire, one electric

landing light specified in A2.7.4;A2.6.5 An adequate source of electrical energy for all

installed electrical and radio equipment specified in A2.9.2;A2.6.6 One spare set of fuses, or three spare fuses of each

kind required, that are accessible to the pilot in flight if fusesare installed;

A2.6.7 One switch for each: position lights, anti-collisionlight system, and if installed, landing light, taxi light, and cabinlight as specified in A2.9.1; and

A2.6.8 One attitude indicator.

A2.7 Lighting Requirements

A2.7.1 Instrument Lights—The instrument lights must:A2.7.1.1 Make each instrument and control easily readable

and discernible;A2.7.1.2 Be installed so that their direct rays and rays

reflected from the windshield or other surface are shieldedfrom the pilot’s eyes;

A2.7.1.3 Have dimmer(s) capable of decreasing the inten-sity of all instrument, radio, and control lighting; and

A2.7.1.4 Have enough distance or insulating material be-tween current carrying parts and the housing so that vibrationin flight will not cause shorting.

A2.7.1.5 A cabin dome light is not an instrument light.A2.7.2 Position Lights:A2.7.2.1 General—Each part of each position light system

must meet the applicable requirements of this specification andeach system as a whole must meet the requirements ofA2.7.2.6-A2.7.2.11.

A2.7.2.2 Left and Right Position Lights—Left and rightposition lights must consist of a red and a green light spacedlaterally as far apart as practicable and installed on the airplane

such that, with the airplane in the normal flying position, thered light is on the left side and the green light is on the rightside.

A2.7.2.3 Rear Position Light—The rear position light mustbe a white light mounted as far aft as practicable on the tail oron each wing tip.

A2.7.2.4 Light Covers and Color Filters—Each light coveror color filter must be at least flame-resistant and may notchange color or shape or lose any appreciable light transmis-sion during normal use.

A2.7.2.5 —Position light system dihedral angles.A2.7.2.6 Position Light System Dihedral Angles:

(1) Except as provided in (5) of this section, each positionlight must, as installed, show unbroken light within thedihedral angles described in this section.

(2) Dihedral angle L (left) is formed by two intersectingvertical planes, the first parallel to the longitudinal axis of theairplane, and the other at 110° to the left of the first, as viewedwhen looking forward along the longitudinal axis.

(3) Dihedral angle R (right) is formed by two intersectingvertical planes, the first parallel to the longitudinal axis of theairplane, and the other at 110° to the right of the first, as viewedwhen looking forward along the longitudinal axis.

(4) Dihedral angle A (aft) is formed by two intersectingvertical planes making angles of 70° to the right and to the left,respectively, to a vertical plane passing through the longitudi-nal axis, as viewed when looking aft along the longitudinalaxis.

(5) If the rear position light, when mounted as far aft aspracticable in accordance with Sec. 2.7.2(c), cannot showunbroken light within dihedral angle A (as defined in (4) of thissection), a solid angle or angles of obstructed visibility totalingnot more than 0.04 steradians is allowable within that dihedralangle, if such solid angle is within a cone whose apex is at therear position light and whose elements make an angle of 30°with a vertical line passing through the rear position light (seeFig. A2.1).

A2.7.2.7 Position Light Distribution and Intensities:(1) General—The intensities prescribed in this section

must be provided by new equipment with each light cover andcolor filter in place. Intensities must be determined with thelight source operating at a steady value equal to the averageluminous output of the source at the normal operating voltageof the airplane. The light distribution and intensity of eachposition light must meet the requirements of the section onposition lights.

(2) Position Lights—The light distribution and intensitiesof position lights must be expressed in terms of minimumintensities in any vertical plane, and maximum intensities inoverlapping beams, with dihedral angles L, R, and A, and mustmeet the following requirements:

(a) Intensities in the horizontal plane—Each intensity inthe horizontal plane (the plane containing the longitudinal axisof the airplane and perpendicular to the plane of symmetry ofthe airplane) must equal or exceed the values in A2.7.2.8.

F 2245 – 07a


NOTE 1—On the side view drawing, draw a line through the light center perpendicular to the aircraft longitudinal axis. Draw a second line upwardthrough the light center to the most aft point on the vertical stabilizer. The angle Z between the two lines is limited by the airworthiness rules to 30°.Fig. A2.1 shows an example of angle Z.

NOTE 2—On the rear view drawing, draw angle W, which is formed by two lines drawn upward from the light center to the maximum right and leftobstructions with angle Z. When a protrusion causes a very small zone of obstruction, it may be discounted, unless total obstructions are near theregulatory limit. When a rear view drawing is not available, a combination of other drawings or measurements on the actual aircraft can be used todetermine angle W.

NOTE 3—Multiple angle Z degrees by angle W degrees to obtain the amount of obstruction in square degrees. The method is conservative, asobstructions as wide as angle W may not exist throughout angle Z. Convert the measurement to steradians by dividing the square degree value by 3284.The number 3284 is a conversion factor to obtain steradians from square degrees.

FIG. A2.1 Rear Position Light Obstructions

F 2245 – 07a


(b) Intensities in any vertical plane—Each intensity in anyvertical plane (the plane perpendicular to the horizontal plane)must equal or exceed the appropriate value in A2.7.2.9, whereI is the minimum intensity prescribed in A2.7.2.8 for thecorresponding angles in the horizontal plane.

(c) Intensities in overlaps between adjacent signals—Nointensity in any overlap between adjacent signals may exceedthe values in A2.7.2.10, except that higher intensities inoverlaps may be used with main beam intensities substantiallygreater than the minima specified in A2.7.2.8 and A2.7.2.9, ifthe overlap intensities in relation to the main beam intensitiesdo not adversely affect signal clarity. When the peak intensityof the left and right position lights is more than 100 candles,the maximum overlap intensities between them may exceed thevalues in A2.7.2.10 if the overlap intensity in Area A is notmore than 10 % of peak position light intensity and the overlapintensity in Area B is not more than 2.5 % of peak positionlight intensity.

(3) Rear position light installation—A single rear positionlight may be installed in a position displaced laterally from theplane of symmetry of an airplane if: (1) the axis of themaximum cone of illumination is parallel to the flight path inlevel flight; and (2) there is no obstruction aft of the light andbetween planes 70° to the right and left of the axis of maximumillumination.

A2.7.2.8 Minimum Intensities in the Horizontal Plane ofPosition Lights—Each position light intensity must equal orexceed the applicable values in the following table:

Dihedral Angle(Light Included)

Angle from Right or Leftof Longitudinal Axis,

Meausured from Dead Ahead

Intensity(Candles)

L and R (red and green) 0° to 10°-----------------------------10° to 20°-----------------------------

4030

20° to 110°----------------------------- 5A (rear white)--------------- 110° to 180°----------------------------- 20

A2.7.2.9 Minimum Intensities in any Vertical Plane ofPosition Lights— Each position light intensity must equal orexceed the applicable values in the following table:

Angle above or below the horizontal plane Intensity0°------------------------------------------------------ 1.00 I.

0° to 5°------------------------------------------------- 0.90 I.5° to 10°-------------------------------------------------- 0.80 I.10° to 15°------------------------------------------------- 0.70 I.15° to 20°------------------------------------------------- 0.50 I.20° to 30°------------------------------------------------- 0.30 I.30° to 40°-------------------------------------------------- 0.10 I.40° to 90°-------------------------------------------------- 0.05 I.

A2.7.2.10 Maximum Intensities in Overlapping Beams ofPosition Lights—No position light intensity may exceed theapplicable values in the following table, except as provided inA2.7.2.7 (2)(c):

OverlapsMaximum IntensityArea A(candles)

Area B(candles)

Green in dihedral angle L---------------------------------- 10 1Red in dihedral angle R------------------------------------- 10 1Green in dihedral angle A---------------------------------- 5 1Red in dihedral angle A------------------------------------- 5 1Rear white in dihedral angle L----------------------------- 5 1Rear white in dihedral angle R----------------------------- 5 1

where:Area A = all directions in the adjacent dihedral angle that

pass through the light source and intersect thecommon boundary plant at more than 10° butless than 20°, and

Area B = all directions in the adjacent dihedral angle thatpass through the light source and intersect thecommon boundary plane at more than 20°.

A2.7.2.11 Color Specifications—Each position light colormust have the applicable International Commission on Illumi-nation chromaticity coordinates as follows:

(1) Aviation Red—y is not greater than 0.335; and z is notgreater than 0.002.

(2) Aviation Green—x is not greater than 0.440 – 0.320 y;x is not greater than y – 0.170; and y is not less than 0.390 –0.170 x.

(3) Aviation White—x is not less than 0.300 and not greaterthan 0.540; y is not less than 9x – 0.0409 or 9y0 – 0.0109,whichever is the smaller; and y is not greater than 9x + 0.0209

nor 90.636 – 0.400x9; where y0 is the y coordinate of thePlanckian radiator for the value of x considered.

A2.7.3 Anticollision Light System:A2.7.3.1 General—The airplane must have an anti-collision

light system that: (1) consists of one or more anti-collisionlights located so that their light will not impair the flightcrewmembers’ vision or detract from the conspicuity of theposition lights; and (2) meets the requirements of A2.7.3.2through A2.7.3.6.

A2.7.3.2 Field of Coverage—The system must consist ofenough lights to illuminate the vital areas around the airplane,considering the physical configuration and flight characteristicsof the airplane. The field of coverage must extend in eachdirection within at least 75° above and 75° below the horizon-tal plane of the airplane, except that there may be solid anglesof obstructed visibility totaling not more than 0.5 steradians.

F 2245 – 07a


A2.7.3.3 Flashing Characteristics—The arrangement of thesystem, that is, the number of light sources, beam width, speedof rotation, and other characteristics, must give an effectiveflash frequency of not less than 40, nor more than 100, cyclesper minute. The effective flash frequency is the frequency atwhich the airplane’s complete anti-collision light system isobserved from a distance, and applies to each sector of light,including any overlaps that exist when the system consists ofmore than one light source. In overlaps, flash frequencies mayexceed 100, but not 180, cycles per minute.

A2.7.3.4 Color—Each anti-collision light must be eitheraviation red or aviation white and must meet the applicablerequirements of A2.7.2.11.

A2.7.3.5 Light Intensity—The minimum light intensities inany vertical plane, measured with the red filter (if used) andexpressed in terms of 9effective9 intensities, must meet therequirements of A2.7.3.6. The following relation must beassumed:

Ie 5*t1

t2I~t! dt

0.2 1 ~t2 – t1!(A2.1)

where:Ie = effective intensity (candles),I(t) = instantaneous intensity as a function of time, andt2 – t1 = flash time interval.

Normally, the maximum value of effective intensity isobtained when t2 and t1 are chosen so that the effectiveintensity is equal to the instantaneous intensity at t2 and t1.

A2.7.3.6 Minimum Effective Intensities for Anti-collisionLights—Each anti-collision light effective intensity must equalor exceed the applicable values in the following table.

Angle above or belowthe horizontal plane

Effective intensity(candles)

0° to 5°----------------------------- 4005° to 10°----------------------------- 24010° to 20°----------------------------- 8020° to 30°----------------------------- 4030° to 75°----------------------------- 20

A2.7.4 Taxi and Landing Lights— Each taxi and landinglight must be designed and installed so that:

A2.7.4.1 No dangerous glare is visible to the pilots,A2.7.4.2 The pilot is not seriously affected by halation,A2.7.4.3 It provides enough light for night operations, andA2.7.4.4 It does not cause a fire hazard in any configuration.

A2.8 Avionics—Must be illuminated in accordance withA2.7.1.

A2.9 Electrical Requirements

A2.9.1 Switches—Each switch must be:A2.9.1.1 Rated by the switch manufacturer to carry its

circuit’s current;

A2.9.1.2 For circuits containing incandescent lamps, have aminimum in-rush rating of 15 times the lamp’s continuouscurrent;

A2.9.1.3 Constructed with enough distance or insulatingmaterial between current carrying parts and the housing so thatvibration in flight will not cause shorting;

A2.9.1.4 Accessible to the pilot;A2.9.1.5 Labeled as to operation and the circuit controlled;

andA2.9.1.6 Illuminated in accordance with A2.7.1.A2.9.2 Circuit Protection Requirements—Circuit overload

protection (fuses or circuit breakers) must:A2.9.2.1 Be installed on each circuit containing wiring,

equipment, or other components rated for less than the maxi-mum output of the battery and alternator or generator;

A2.9.2.2 Be appropriately rated for each component in-stalled on the protected circuit;

A2.9.2.3 Be accessible to and in clear view of the pilot;A2.9.2.4 Open before the conductor emits smoke; andA2.9.2.5 Automatic re-set circuit breakers may not be used.A2.9.3 Electrical Energy Requirements—The total continu-

ous electrical load may not exceed 80 % of the total ratedgenerator or alternator output capacity.

A2.9.4 Conductor Requirements—Any wire or other mate-rial intended to conduct electricity must be:

A2.9.4.1 Rated to carry its circuits current;A2.9.4.2 For wiring rated to 150°C, 600 V minimum;A2.9.4.3 Constructed with enough distance or insulating

material between current carrying conductors so that vibrationin flight will not cause shorting; and

A2.9.4.4 Where used, insulating material must have, at aminimum, the equivalent or better properties of either PTFE-polytetrafluoroethylene (commonly known by the trade name,TEFLON) or ETFE-(Frequently referred to by the trade name,TEFZEL) a copolymer of PTFE and of polyethylene including:

(1) Temperature,(2) Abrasion resistance,(3) Cut-through resistance,(4) Chemical resistance,(5) Flammability,(6) Smoke generation,(7) Flexibility,(8) Creep (at temperature), and(9) Arc propagation resistance.

A2.10 Operating Instructions (AOI)A2.10.1 Electrical system description must be included for

night.

A2.11 Learning DocumentsA2.11.1 FAA AC 20-30B —Aircraft position light and anti-

collision light instillations.A2.11.2 A2.10.2 FAA AC 65-15A Chapter 11—Aircraft

Electrical Systems.

F 2245 – 07a


APPENDIXES

(Nonmandatory Information)

X1. SIMPLIFIED DESIGN LOAD CRITERIA FOR LIGHT SPORT AIRPLANES

X1.1 Abbreviations

n1 = airplane positive maneuvering limit load factorn2 = airplane negative maneuvering limit load factorn3 = airplane positive gust limit load factor at VCn4 = airplane negative gust limit load factor at VCnflap = airplane positive limit load factor with flaps fully

extended at VFVF min = minimum design flap speed = 1.59 =n1W/S ktsVA min = minimum design maneuvering speed = 2.17

=n1W/S kts but need not exceed VC used indesign

VC min = minimum design cruising speed = 2.46=n1W/S kts but need not exceed 0.9 VH

VD min = minimum design dive speed = 3.47 =n1W/Skts but need not exceed 1.4 VC min=n1/3.8 (seeX1.2.5.2)

VC sel = design cruising speed (if greater than VC min)

X1.2 Flight Loads

X1.2.1 Each flight load may be considered independent ofaltitude and, except for the local supporting structure for deadweight items, only the maximum design weight conditionsmust be investigated.

X1.2.2 Table X1.1 must be used to determine values of n1,n2, n3, and n4, corresponding to the maximum design weights.

X1.2.3 Figs. X1.2 and X1.3 must be used to determinevalues of n3 and n4, corresponding to the minimum flyingweights, and, if these load factors are greater than the loadfactors at the design weight, the supporting structure for deadweight items must be substantiated for the resulting higher loadfactors.

X1.2.4 Each specified wing and tail loading is independentof the center of gravity range. The applicant, however, mustselect a CG range, and the basic fuselage structure must beinvestigated for the most adverse dead weight loading condi-tions for the CG range selected.

X1.2.5 The following loads and loading conditions are theminimums for which strength must be provided in the struc-ture:

X1.2.5.1 Airplane Equilibrium—The aerodynamic wingloads may be considered to act normal to the relative wind andto have a magnitude of 1.05 times the airplane normal loads (asdetermined from X1.3.2 and X1.3.3) for the positive flight

conditions and magnitude equal to the airplane normal loadsfor the negative conditions. Each chord-wise and normalcomponent of this wing load must be considered.

X1.2.5.2 Minimum Design Airspeeds—The minimum de-sign airspeeds may be chosen by the applicant except that theymay not be less than the minimum speeds found in X1.1. Inaddition, VC min need not exceed values of 0.9 VH actuallyobtained at sea level for the lowest design weight category forwhich certification is desired. In computing these minimumdesign airspeeds, n1 may not be less than 4.0.

X1.2.5.3 Flight Load Factor—The limit flight load factorsspecified in Table X1.1 represent the ratio of the aerodynamicforce component (acting normal to the assumed longitudinalaxis of the airplane) to the weight of the airplane. A positiveflight load factor is an aerodynamic force acting upward, withrespect to the airplane.

X1.3 Flight Conditions

X1.3.1 General—Each design condition in X1.3.2-X1.3.4must be used to assure sufficient strength for each condition ofspeed and load factor on or within the boundary of a flightenvelope diagram for the airplane similar to the diagram in Fig.X1.1. This diagram must also be used to determine the airplanestructural operating limitations.

X1.3.2 Symmetrical Flight Conditions—The airplane mustbe designed for symmetrical flight conditions as follows:

X1.3.2.1 The airplane must be designed for at least the fourbasic flight conditions, “A,” “D,” “E,” and “G” as noted on theflight envelope of Fig. X1.1. In addition, the following require-ments apply:

(1) The design limit flight load factors corresponding toConditions “D” and “E” of Fig. X1.1 must be at least as greatas those specified in Table X1.1, and the design speed for theseconditions must be at least equal to the value of VD min fromX1.1.

(2) For conditions “A” and “G” of Fig. X1.1, the loadfactors must correspond to those specified in Table X1.1, andthe design speeds must be computed using these load factorswith the maximum static lift coefficient CNA determined by theapplicant. However, in the absence of more precise computa-tions, these latter conditions may be based on a value of CNA =61.35 and the design speed for Condition “A” may be lessthan VA min.

(3) Conditions “C” and “F” of Fig. X1.1 need only beinvestigated when n3W/S or n4W/S of Appendix X1, is greaterthan n1W/S and n2W/S, respectively.

X1.3.2.2 If the flaps or other high-lift devices intended foruse at the relatively low airspeed of approach, landing, andtakeoff are installed, the airplane must be designed for the twoflight conditions corresponding to the values of limit flap-downfactors specified in Table X1.1 with the flaps fully extended atnot less than the design flap speed VF min from X1.1.

TABLE X1.1 Minimum Design Limit Flight Load Factors

Flaps Up n1= 4.0n2= -0.5n1

n3 from Fig. X1.2n4 from Fig. X1.3

Flaps Down nf = 0.5n1

nf = 0A

A Vertical wing load may be assumed equal to zero and only the flap part of thewing need be checked for this condition.

F 2245 – 07a


X1.3.3 Unsymmetrical Flight Conditions—Each affectedstructure must be designed for unsymmetrical loadings asfollows:

X1.3.3.1 The aft fuselage-to-wing attachment must be de-signed for the critical vertical surface load determined inaccordance with X1.4.3.

X1.3.3.2 The wing and wing carry-through structures mustbe designed for 100 % of Condition “A” loading on one side ofthe airplanes plane of symmetry and 70 % on the opposite side.

X1.3.3.3 The wing and wing carry-through structures mustbe designed for the loads resulting from a combination 75 % ofthe positive maneuvering wing loading on both sides of theplane of symmetry and the maximum wing torsion resultingfrom aileron displacement. The effect of aileron displacementon wing torsion at VC or VA using the basic airfoil momentcoefficient modified over the aileron portion of the span, mustbe computed as follows:

(1) Cm = Cm + 0.01 du (up aileron side) wing basic airfoil

FIG. X1.1 Generalized Flight Envelope

FIG. X1.2 Chart for Finding n3 Factor at Speed Vc

F 2245 – 07a


(2) Cm = Cm – 0.01 dd (down aileron side) wing basicairfoil, where du is the up aileron deflection and dd is the downaileron deflection.

X1.3.3.4 Dcritical, which is the sum of du + dd must becomputed as follows:

(1) Compute Da and Db from the formulas:

Da 5 VA/VC 3 Dp, and (X1.1)

Db 5 0.5 3 VA/VD 3 Dp

where:Dp = maximum total deflection (sum of both aileron de-

flections) at VA with VA, VC, and VD described inX1.2.5.2

(2) Compute K from the formula:

K 5~Cm – 0.01db!VD

2

~Cm – 0.01da!VC2 (X1.2)

where:da = down aileron deflection corresponding to Da, anddb = down aileron deflection corresponding to Db as com-

puted in X1.3.3.4(1).(3) If K is less than 1.0, Da is Dcritical and must be used to

determine du and dd. In this case, VC is the critical speed thatmust be used in computing the wing torsion loads over theaileron span.

(4) If K is equal to or greater than 1.0, Db is Dcritical andmust be used to determine du and dd. In this case, VD is thecritical speed that must be used in computing the wing torsionloads over the aileron span.

X1.3.4 Supplementary Conditions; Rear Lift Truss; EngineTorque; Side Load on Engine Mount—Each of the followingsupplementary conditions must be investigated:

X1.3.4.1 In designing the rear lift truss, the followingspecial condition may be investigated instead of Condition “G”of Fig. X1.1. The rear lift truss must be designed for conditionsof reversed airflow at a design speed of V = 39 kts. Eitheraerodynamic data for a particular wing section used, or a valueof CL equaling −0.8 with a chord-wise distribution that istriangular between a peak at the trailing edge and zero at theleading edge, must be used.

X1.3.4.2 Each engine mount and its supporting structuresmust be designed for the maximum limit torque correspondingto maximum expected takeoff power and propeller speed actingsimultaneously with the limit loads resulting from the maxi-mum positive maneuvering flight load factory n1. The limittorque must be obtained from 5.2.9.

X1.3.4.3 Each engine mount and its supporting structuremust be designed for the loads resulting from a lateral limitload factor of not less than 1.47.

X1.4 Control Surface Loads

X1.4.1 General—Each control surface load must be deter-mined using the criteria of X1.4.2 and must lie within thesimplified loadings of X1.4.3.

X1.4.2 Limit Pilot Forces—In each control surface loadingcondition described in X1.4.3, the air loads on the movablesurfaces and the corresponding deflections need not exceedthose which could be obtained in flight by using the maximumlimit pilot forces specified in 5.3.3.

X1.4.3 Surface Loading Conditions—Each surface loadingcondition must be investigated as follows: Simplified limitsurface loadings and distributions for the horizontal tail,vertical tail, aileron, wing flaps, and trim tabs are specified inTable X1.2, and Figs. X1.4 and X1.5. If more than one

FIG. X1.3 Chart for Finding n4 Factor at Speed Vc

F 2245 – 07a


distribution is given, each distribution must be investigated.

TABLE X1.2 Average Limit Control Surface Loading

Surface Direction of Loading Magnitude of Loading Chord-wise Distribution

I. Horizontal tail a) up and down Fig. X1.4Curve (2)

b) unsymmetrical loading(up and down)

100 % w on oneside airplane65 % w on otherside airplane

II. Vertical tail a) right and left Fig. X1.4Curve (1)

same as (A)

b) right and left Fig. X1.4Curve (1)

same as (B)

III. Aileron a) up and down Fig. X1.5Curve (5)

IV. Wing flap a) up Fig. X1.5Curve (4)

b) down 0.25 3 Up Load

V. Trim tab a) up and down Fig. X1.5Curve (3)

same as (D)

FIG. X1.4 Average Limit Control Surface Loading

F 2245 – 07a


X1.5 Control System Loads

X1.5.1 Primary Flight Controls and Systems—Each pri-mary flight control and system must be designed as follows:

X1.5.1.1 The flight control system and its supporting struc-ture must be designed for loads corresponding to 125 % of thecomputed hinge moments of the movable control surface in theconditions prescribed in X1.4. In addition, the system limit

loads need not exceed those that could be produced by the pilotand automatic devices operating the controls, and the designmust provide a rugged system for service use, includingjamming, ground gusts, taxiing downwind, control inertia, andfriction.

X1.5.2 Dual controls must meet 5.3.3 and 5.3.4.X1.5.3 Ground gust condition must meet 5.3.7.

X2. ACCEPTABLE METHODS OF WING AND FUSELAGE LOAD CALCULATIONS

NOTE X2.1—These may not include all of the loads that are imposed onthe wing or fuselage.

X2.1 Symmetrical Wing Loads

X2.1.1 As a minimum, the following four conditions needinvestigation:

Point A normal load up = 4 3 Wtangential forward = W

Point D normal load up = 4 3 Wtangential rearward = W/5

Point G normal down = 2 3 Wtangential forward = 2 3 W/5 = 0.4 3 Wwith flaps extended:

Point F normal up = 2 3 Wtangential forward = W

X2.2 Instead of the above simplification, a more rationalanalysis using the following lift and drag components in Fig.X2.1 may be used:

X2.3 Unsymmetrical Wing Loads

X2.3.1 Shear, Wing Carry Through—Assume 100 % ofPoint A on one wing and apply 75 % of Point A on the otherwing.

X2.3.2 Torsion, Wing—Assume 75 % of Point A or D oneach wing and add the torsional loads because of the ailerondeflection as shown in Fig. X2.2):

X2.3.3 Torsion, Wing—Assume 75 % of Point D on eachwing and add the torsion loads as a result of 1⁄3 of the ailerondeflection.

X2.3.4 If the landing gear is attached to the wing, the wingstructure shall be justified for the ground loads as well.

X2.4 Rear Fuselage Loads—The rear fuselage shall besubstantiated for:

X2.4.1 The symmetrical horizontal tail load of 5.4.2 and5.4.3,

X2.4.2 The vertical tail loads of 5.5.1 and 5.5.2, andX2.4.3 The tail wheel loads if applicable.

X2.5 Forward Fuselage Loads—The forward fuselage shallbe substantiated for each of the following conditions:

X2.5.1 Inertia forces of n = 4 and n = −2 (or for n3 and n4

if they are larger than 4 and −2) (see also 5.8 if nj is larger than3.33), and

X2.5.2 Engine limit torque (N 3 m) equal to the valuesspecified in 5.2.9.

FIG. X1.5 Average Limit Control Surface Loading

F 2245 – 07a


X3. ACCEPTABLE MEANS OF GUST LOAD FACTOR CALCULATIONS

X3.1 In the absence of a more rational analysis, the gustload factors may be computed as follows:

n 5 1 1

12 · r · V · Kg · a · Ude

SWS D

(X3.1)

where:Kg = 0.88µg / 5.3 1 µg = gust alleviation factor,µg = 2~W/S! / r · C · a · g = airplane mass ratio,Ude = derived gust velocities referred to in 5.2.3.3, m/s,r = density of air, kg/m3,W/S = wing loading, N/m2,

C = mean geometric chord of wing, m,g = acceleration of gravity, m/s2,V = airplane equivalent airspeed (or CAS for LSA), m/s,

anda = slope of the airplane normal force coefficient curve,

CNA per radian.

X3.2 The wing lift curve slope, CL per radian, may be usedwhen the gust load applied to the wing only and the horizontaltail gust loads are treated as separate condition. The value of ncalculated from the preceding expression need not exceed:

n 5 1.25 · S VVS1

D2

(X3.2)

X4. ACCEPTABLE MEANS FOR CALCULATING GUST LOADS ON STABILIZING SURFACES

X4.1 In the absence of a more rational analysis, thehorizontal stabilizing surfaces gust loads may be computed asfollows:

DLHT 5Kg · Ude · V · aHT · SHT

16.3 S1 2d´

daD (X4.1)

where:DLHT = incremental horizontal surface load, daN,Kg = gust alleviation factor; same value used in

5.2.6,

NOTE 1—Both components (normal and tangential) must be considered simultaneously.NOTE 2—The aerodynamic loads shall be considered to be located at the aerodynamic center.NOTE 3—The wing normal and tangential loads are balanced by the inertia loads at the corresponding load factors.NOTE 4—If wing flaps are installed, the resulting loads shall also be investigated at Point F (symmetrical load condition).

FIG. X2.1 Normal and Tangential Loads

FIG. X2.2 Unsymmetrical Wing Loads

F 2245 – 07a


Ude = derived gust velocity, m/s,V = airplane airspeed (CAS for LSA), m/s,aHT = slope of horizontal surface lift curve, per ra-

dian,SHT = area of horizontal surface, m2, and(1−d´⁄da) = downwash factor.

X4.2 In the absence of a more rational analysis, the verticalstabilizing surfaces gust loads may be computed as follows:

DLVT 5Kgt · Ude · V · aVT · SVT

16.3 (X4.2)

Kgt 5.88 · µgt

5.3 1 µgt(X4.3)

µgt 52 · M

r · Cvt · g · avt · SvtS K

lvtD2

(X4.4)

where:LVT = incremental vertical surface load, daN,Kgt = gust alleviation factor,µgt = lateral mass ratio,Ude = derived gust velocity, m/s,M = airplane mass, kg,r = density of air, kg/m3,V = airplane equivalent airspeed (CAS may be used for

LSA), m/s,aVT = slope of vertical surface lift curve, per radian,SVT = area of vertical surface, m2,Cvt = mean geometric chord of vertical surface, m,K = Radius of gyration in yaw, m,lvt = distance from airplane c.g. to lift center of vertical

surface, m, andg = acceleration due to gravity, m/s2.

X5. ACCEPTABLE MEANS FOR CALCULATION OF WATER LOADS

NOTE X5.1—In the absence of a more rational analysis, the water loadsmay be calculated as follows:

X5.1 Water Load Conditions

X5.1.1 The structure of seaplanes and amphibians must bedesigned for water loads developed during takeoff and landingwith the seaplane in any attitude likely to occur in normaloperation at appropriate forward and sinking velocities underthe most severe sea conditions likely to be encountered.

X5.1.2 In the absence of a more rational analysis of thewater loads, X5.2 through X5.9 apply.

X5.2 Design Weights and Center of Gravity Positions

X5.2.1 Design Weights—The water load requirements mustbe met at each operating weight up to the design landingweight except that, for the takeoff condition prescribed in X5.6,the design water takeoff weight (the maximum weight forwater taxi and takeoff run) must be used.

X5.2.2 Center of Gravity Positions—The critical centers ofgravity within the limits for which certification is requestedmust be considered to reach maximum design loads for eachpart of the seaplane structure.

X5.3 Application of Loads

X5.3.1 Unless otherwise prescribed, the seaplane as a wholeis assumed to be subjected to the loads corresponding to theload factors specified in X5.4.

X5.3.2 In applying the loads resulting from the load factorsprescribed in X5.4, the loads may be distributed over the hullor main float bottom (in order to avoid excessive local shearloads and bending moments at the location of water loadapplication) using pressures not less than those prescribed inX5.7.3.

X5.3.3 For twin float seaplanes, each float must be treatedas an equivalent hull on a fictitious seaplane with a weightequal to one half the weight of the twin float seaplane.

X5.3.4 Except in the takeoff condition of X5.6, the aerody-namic lift on the seaplane during the impact is assumed to betwo thirds of the weight of the seaplane.

X5.4 Hull and Main Float Load Factors

X5.4.1 Water reaction load factors nw must be computed inthe following manner:

X5.4.1.1 For the step landing case:

nw 5C1VS0

2

~tan2

3 b!S W4.448D

1

3

(X5.1)

X5.4.1.2 For the bow and stern landing cases:

nw 5C1VS0

2

~tan2

3 b!S W4.448D

1

3

3K1

~1 1 rx2!2

3

(X5.2)

X5.4.2 The following values are used:

nw = water reaction load factor (that is, the water reactiondivided by seaplane weight),

C1 = empirical seaplane operations factor equal to 0.012(except that this factor may not be less than thatnecessary to obtain the minimum value of step loadfactor of 2.33),

Vs0 = seaplane stalling speed in knots with flaps extendedin the appropriate landing position and with noslipstream effect,

b = angle of dead rise at the longitudinal station at whichthe load factor is being determined in accordancewith Fig. X1.1,

W = seaplane design landing weight in Newtons,K1 = empirical hull station weighing factor, in accordance

with Fig. X1.2, andrx = ratio of distance, measured parallel to hull reference

axis, from the center of gravity of the seaplane to thehull longitudinal station at which the load factor isbeing computed to the radius of gyration in pitch ofthe seaplane, the hull reference axis being a straightline, in the plane of symmetry, tangential to the keelat the main step.

F 2245 – 07a


X5.4.3 For a twin float seaplane, because of the effect offlexibility of the attachment of the floats to the seaplane, thefactor K1 may be reduced at the bow and stern to 0.8 of thevalue shown in Fig. X1.2. This reduction applies only to thedesign of the carry-through and seaplane structure.

X5.5 Hull and Main Float Landing Conditions

X5.5.1 Symmetrical Step, Bow, and Stern Landing—Forsymmetrical step, bow, and stern landings, the limit waterreaction load factors are those computed in X5.4.

X5.5.1.1 For symmetrical step landings, the resultant waterload must be applied at the keel, through the center of gravity,and must be directed perpendicularly to the keel line;

X5.5.1.2 For symmetrical bow landings, the resultant waterload must be applied at the keel, one-fifth of the longitudinaldistance from the bow to the step, and must be directedperpendicularly to the keel line; and

X5.5.1.3 For symmetrical stern landings, the resultant waterload must be applied at the keel, at a point 85 % of thelongitudinal distance from the step to the stern post, and mustbe directed perpendicularly to the keel line.

X5.5.2 Unsymmetrical Landing for Hull and Single FloatSeaplanes—Unsymmetrical step, bow, and stern landing con-ditions must be investigated.

X5.5.2.1 The loading for each condition consists of anupward component and a side component equal, respectively,to 0.75 and 0.25 tan b times the resultant load in thecorresponding symmetrical landing condition; and

X5.5.2.2 The point of application and direction of theupward component of the load is the same as that in thesymmetrical condition, and the point of application of the sidecomponent is at the same longitudinal station as the upwardcomponent but is directed inward perpendicularly to the planeof symmetry at a point midway between the keel and the chinelines.

X5.5.3 Unsymmetrical Landing; Twin Float Seaplanes—The unsymmetrical loading consists of an upward load at thestep of each float of 0.75 and a side load of 0.25 tan b at onefloat times the step landing load in X5.4. The side load isdirected inboard, perpendicularly to the plane of symmetrymidway between the keel and chine lines of the float, at thesame longitudinal station as the upward load.

X5.6 Hull and Main Float Takeoff Condition

X5.6.1 For the wing and its attachment to the hull or mainfloat:

X5.6.1.1 The aerodynamic wing lift is assumed to be zero;and

X5.6.1.2 A downward inertia load, corresponding to a loadfactor computed from the following formula, must be applied:

n 5CTOVS1

2

~tan2

3 b!S W4.448D

1

3

(X5.3)

where:n = inertia load factor,CTO = empirical seaplane operations factor equal to 0.004,

VS1 = seaplane stalling speed (knots) at the design takeoffweight with the flaps extended in the appropriatetakeoff position,

b = angle of dead rise at the main step (degrees), andW = design water takeoff weight in Newtons.

X5.7 Hull and Main Float Bottom PressuresX5.7.1 General—The hull and main float structure, includ-

ing frames and bulkheads, stringers, and bottom plating, mustbe designed under this section.

X5.7.2 Local Pressures—For the design of the bottomplating and stringers and their attachments to the supportingstructure, the following pressure distributions must be applied:

X5.7.2.1 For an unflared bottom, the pressure at the chine is0.75 times the pressure at the keel, and the pressures betweenthe keel and chine vary linearly, in accordance with Fig. X5.3.The pressure at the keel (kPa) is computed as follows:

Pk 5C2K2Vs1

2

tan bk3 6.895 (X5.4)

where:Pk = pressure at the keel, kPa,C2 = 0.00213,K2 = hull station weighing factor, in accordance with Fig.

X5.2,Vs1 = seaplane stalling speed (knots) at the design water

takeoff weight with flaps extended in the appropriatetakeoff position, and

bk = angle of dead rise at keel, in accordance with Fig.X5.1.

X5.7.2.2 For a flared bottom, the pressure at the beginningof the flare is the same as that for an unflared bottom, and thepressure between the chine and the beginning of the flare varieslinearly, in accordance with Fig. X5.3. The pressure distribu-tion is the same at that prescribed in X5.7.2.1 for an unflaredbottom except that the pressure at the chine is computed asfollows:

Pch 5C3K2Vs1

2

tan b3 6.895 (X5.5)

where:Pch = pressure at the chine, kPa,C3 = 0.0016,K2 = hull station weighing factor, in accordance with Fig.

X5.2,Vs1 = seaplane stalling speed (knots) at the design water

takeoff weight with flaps extended in the appropriatetakeoff position, and

b = angle of dead rise at appropriate station.

NOTE X5.2—The area over which these pressures are applied mustsimulate pressures occurring during high localized impacts on the hull orfloat, but need not extend over an area that would induce critical stressesin the frames or in the overall structure.

X5.7.3 Distributed Pressures—For the design of the frames,keel, and chine structure, the following pressure distributionsapply:

X5.7.3.1 Symmetrical pressures as computed as follows:

P 5C4K2Vs0

2

tan b3 6.895 (X5.6)

F 2245 – 07a


FIG. X5.1 Pictorial Definition of Angles, Dimensions, and Directions on a Seaplane

FIG. X5.2 Hull Station Weighing Factor

F 2245 – 07a


where:P = pressure, kPa,C4 = 0.078 C1(with C1 computed in X5.4),K2 = hull station weighing factor, determined in accor-

dance with Fig. X5.2,Vs0 = seaplane stalling speed (knots) with landing flaps

extended in the appropriate position and with noslipstream effect, and

b = angle of dead rise at appropriate station.X5.7.3.2 The unsymmetrical pressure distribution consists

of the pressures prescribed in X5.7.3.1 on one side of the hullor main float centerline and one-half of that pressure on theother side of the hull or main float centerline in accordancewith Fig. X5.3.

X5.7.3.3 These pressures are uniform and must be appliedsimultaneously over the entire hull or main float bottom. Theloads obtained must be carried into the sidewall structure of thehull proper, but need not be transmitted in a fore and aftdirection as shear and bending loads.

X5.8 Auxiliary Float Loads

X5.8.1 General—Auxiliary floats and their attachments andsupporting structures must be designed for the conditionsprescribed in this section. In the cases specified in X5.8.2through X5.8.5, the prescribed water loads may be distributedover the float bottom to avoid excessive local loads, usingbottom pressures not less than those prescribed in X5.8.7.

X5.8.2 Step Loading—The resultant water load must beapplied in the plane of symmetry of the float at a pointthree-fourths of the distance from the bow to the step and must

be perpendicular to the keel. The resultant limit load iscomputed as follows, except that the value of L need notexceed three times the weight of the displaced water when thefloat is completely submerged:

L 5 4.448 3

C5VS02S W

4.448D2

3

~tan2

3bS!~1 1 ry2!2

3

(X5.7)

where:L = limit load, N,C5 = 0.0053,Vs0 = seaplane stalling speed (knots) with landing flaps

extended in the appropriate position and with noslipstream effect,

W = seaplane design landing weight, N,bS = angle of dead rise at a station three-fourths of the

distance from the bow to the step, but need not beless than 15°; and

ry = ratio of the lateral distance between the center ofgravity and the plane of symmetry of the float to theradius of gyration in roll.

X5.8.3 Bow Loading—The resultant limit load must beapplied in the plane of symmetry of the float at a pointone-fourth of the distance from the bow to the step and must beperpendicular to the tangent to the keel line at that point. Themagnitude of the resultant load is that specified in X5.8.2.

X5.8.4 Unsymmetrical Step Loading—The resultant waterload consists of a component equal to 0.75 times the loadspecified in X5.8.1 and a side component equal to 0.25 tan b

FIG. X5.3 Transverse Pressure Distributions

F 2245 – 07a


times the load specified in X5.8.2. The side load must beapplied perpendicularly to the plane of symmetry of the float ata point midway between the keel and the chine.

X5.8.5 Unsymmetrical Bow Loading—The resultant waterload consists of a component equal to 0.75 times the loadspecified in X5.8.2 and a side component equal to 0.25 tan b

times the load specified in X5.8.3. The side load must beapplied perpendicularly to the plane of symmetry at a pointmidway between the keel and the chine.

X5.8.6 Immersed Float Condition—The resultant load mustbe applied at the centroid of the cross section of the float at apoint one-third of the distance from the bow to the step. Thelimit load components (N) are as follows:

vertical 5 rgV (X5.8)

aft 5CxrV

2

3 ~KVS0!2

2

side 5CyrV

2

3 ~KVS0!2

2

where:r = mass density of water, kg/m3,V = volume of float, m3,Cx = coefficient of drag force, equal to 0.01236,Cy = coefficient of side force, equal to 0.00985,K = 0.8, except that lower values may be used if it is

shown that the floats are incapable of submerging ata speed of 0.8Vs0 in normal operations,

Vs0 = seaplane stalling speed (knots) with landing flapsextended in the appropriate position and with noslipstream effect, and

g = acceleration due to gravity, m/s2.

X5.8.7 Float Bottom Pressures—The float bottom pressuresmust be established in X5.7, except that the value of K2 in theformulae may be taken as 1.0. The angle of dead rise to be usedin determining the float bottom pressures is set forth in X5.8.2.

X5.9 Seawing Loads—Seawing design loads must be basedon applicable test data.

X6. IMPERIAL AND METRIC UNITS

X6.1 : Only those units relevant to this specification arelisted as follows, with a conversion accuracy adequate for theintended use.Length 1 ft = 12 in. = 0.305 m

1 in. = 2.54 cm1 m = 100 cm = 1000 mm = 39.37 in. = 3.28 ft

Surface 1 ft2 = 0.093 m2

1 m2 = 10.76 ft2

Volume 1 U.S. gal = 3.78 L1 L = 0.264 U.S. gal(1 British gal = 1.2 U.S. gal = 4.5 L)

Weight 1 lb = 0.454 kg1 kg = 2.205 lb

Pressure 1 PSF = 4.88 kg/m2

1 kg/m2 = 0.205 PSF1 psi = 2.3-ft water column = 0.000 703 kg/m2

1 ksi = 1000 psi = 0.703 kg/m2

1 kg/mm2 = 1.43 ksi = 1430 psiDynamic pressure in standardatmosphere, at sea level

q = V2/391 in lb/ft2 when V in mph

q = (V/14.4)2 in kg/m2 when V in km/hSpeeds 1 mph = 1.61 km/h

1 knot = 1.15 mph = 1.85 km/h1 km/h = 0.62 mph = 0.54 knots1 fpm = 0.005 08 m/s (rate of climb)1 m/s = 197 FPM

Earth acceleration g = 32.2 ft/s2 = 9.81 m/s2

Fuel density 6 lb/U.S. gal0.72 kg/L

ASTM International takes no position respecting the validity of any patent rights asserted in connection with any item mentionedin this standard. Users of this standard are expressly advised that determination of the validity of any such patent rights, and the riskof infringement of such rights, are entirely their own responsibility.

This standard is subject to revision at any time by the responsible technical committee and must be reviewed every five years andif not revised, either reapproved or withdrawn. Your comments are invited either for revision of this standard or for additional standardsand should be addressed to ASTM International Headquarters. Your comments will receive careful consideration at a meeting of theresponsible technical committee, which you may attend. If you feel that your comments have not received a fair hearing you shouldmake your views known to the ASTM Committee on Standards, at the address shown below.

This standard is copyrighted by ASTM International, 100 Barr Harbor Drive, PO Box C700, West Conshohocken, PA 19428-2959,United States. Individual reprints (single or multiple copies) of this standard may be obtained by contacting ASTM at the aboveaddress or at 610-832-9585 (phone), 610-832-9555 (fax), or [email protected] (e-mail); or through the ASTM website(www.astm.org).

F 2245 – 07a


1 de enero de 2011

METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)

METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT

SPORT AIRCRAFT) El presente documento muestra el planteamiento de una metodología para el desarrollo del diseño conceptual de una aeronave deportiva liviana (Light Sport Aircraft LSA), la cual cumple con todos los estándares de certificación exigidos por la FAA (Federal Aviation Administration) y las normas ASTM (American Society for Testing and Materials).

Universidad de San Buenaventura sede Bogotá Facultad de ingeniería

Programa de Ingeniería Aeronáutica 2011


2

El interés en realizar el diseño de este tipo de aeronave se debe a que son aeronaves pequeñas y simples de operar, propulsadas por un motor, que deben su sustentación en vuelo principalmente a reacciones aerodinámicas ejercidas sobre las superficies de vuelo; debido a la situación económica mundial, la implementación a futuro de este tipo de aeronaves las convertirán en un gran atractivo para personas que busquen aviones para usos tales como: instrucción, recreación y alquiler.

La metodología de diseño que se seguirá está basada en teorías de autores como Dr. Jan Roskam, PhD. Daniel Raymer, John Anderson, Robert Nelson y otros autores, además de software de diseño como Solidedge, y Ansys (Fluent) y X-foil; un punto destacado del diseño de esta aeronave es la implementación y uso de materiales compuestos la cual la posiciona competitivamente en el mercado mundial


3

PRESENTACIÓN

Esta metodología abarca todas las fases para el desarrollo de un diseño conceptual de una aeronave categoría LSA, está dividida por 7 pilares los cuales garantizan el desarrolle a cabalidad de cada punto correspondiente del diseño y garantiza el correcto manejo e interpretación de los datos obtenidos durante el proceso.

Dentro de este documento se encontraran 11 anexos los cuales contiene los cuadros de recolección de datos, que permitirá el correcto manejo de los resultados obtenidos y además la elaboración de una bitácora de trabajo, en donde se registre cada decisión que se toma y cada proceso que se siguió, con el fin de poder tener una herramienta que sirva en el momento de explicar el proceso realizado en el diseño conceptual de la aeronave.

Este proceso cuenta con 3 puntos de decisión los cuales están ubicados específicamente en puntos donde garantizan que el desarrollo del diseño nunca se salga de los requerimientos planteados.


4

BIBLIOGRAFÍA NECESARIA PARA EL DESARROLLO DEL DISEÑO

Es recomendable para realizar el proceso de diseño de una aeronave categoría LSA, contar con el siguiente listado de normas y textos los cuales proporcionan el conocimiento y datos necesarios para el buen desarrollo del mismo.

El diseño conceptual que se realizara durante este trabajo será realizado acorde y fundamentado bajo las siguientes normas:

ASTM F 2245 – 09: Standard Specification for Design and performance of

a Light Sport Airplane. FAR 23: Airworthiness standards: Normal, utility, acrobatic and commuter

category airplane.

Los textos guías para teorías y referencias que se utilizaran durante el proceso son los siguientes

Tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA. UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURRA SEDE BOGOTA

RAYMER. Daniel P. Aircraft design Conceptual approach. 4 edition. AIAA American Institute of Aeronautics & Astronautics 2006.

RAYMER. Daniel, Aircarft Design: A Conceptual Approach, United States, Reston, Virginia: Tercera edición. AIAA Education Series,1999

ROSKAM, Jan. Airplane design. DAR Corporation, Kansas, 1997 volumes.

ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera edición. Editorial Mc Graw Hill. 1999.


5

DISEÑO CONCEPTUAL

El punto de partida para el desarrollo del diseño conceptual de una aeronave, es tener claro el concepto de diseño conceptual, el cual proporcionara la idea clara del fin a donde se pretende llegar, dicha definición representara las fronteras las cuales delimitaran el desarrollo de esta fase de diseño, por tal razón la definición más acertada de diseño conceptual es la siguiente.

Es la fase del diseño que abarca las posibles soluciones para el fin al que se quiere llegar. Los diseños son aproximados. En este nivel de estudio, pueden considerarse varias soluciones, uno de los aspectos relevantes que debe considerarse en esta fase es análisis de requerimientos, por tal razón el diseño conceptual parte de los requerimientos, resultando en un esquema conceptual de base de datos.

En la siguiente grafica se muestra explícitamente todas las fases para el desarrollo de una aeronave, la parte sombreada hace referencia al punto a tratar en este documento.


6

DIAGRAMA DE FLUJO PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL.

A continuación se presenta el diagrama el cual representa el proceso que se seguirá para el desarrollo del diseño conceptual de la aeronave, este diagrama es la herramienta fundamental para la orientación y correcto seguimiento del proyecto, ya que especifica cada una de las fases que se tendrán en cuenta y plantea una secuencia la cual garantiza el correcto manejo de datos e interpretación de resultados.

Los puntos macro de él diagrama representan ciertamente puntos de evaluación y toma de decisiones por tal razón garantiza un constante monitores del cumplimiento de límites para la aeronave, dichos puntos macro están planteados en el siguiente orden.

1. Análisis de regulaciones aplicables a la categoría LSA

2. Requerimientos y Limitaciones

3. Primera estimación de pesos

4. Parámetros críticos de rendimiento

5. Configuración de la aeronave

6. Segunda estimación de pesos

7. Análisis de rendimiento.


1. ANÁLISIS DE LAS REGULACIONES APLICABLES A LA CATEGORÍA LSA

Reconocimiento de la categoría en donde se pretende clasificar Teniendo clara la definición de diseño conceptual, se procede a analizar la categoría en la cual se pretende clasificar, con el fin de delimitar las características con las cuales contara la aeronave. Requisitos para optar a la categoría LSA: para que una aeronave sea considerada y certificada en la categoría LSA según la FAA debe cumplir con ciertos requerimientos nombrados a continuación:

a) Un peso máximo de despegue no superior a: 1) 300 kilogramos (660 libras) para aeronaves más livianas que el aire. 2) 600 kilogramos (1,320 libras) para aeronaves que no vayan a operar en el agua. 3) 650 kilogramos (1,430 libras) para una aeronave que vaya a operar en el agua.

b) Una velocidad máxima en vuelo recto y nivelado con máxima potencia continua (Vh), de no más de 120 nudos CAS, bajo condiciones atmosféricas estándares a nivel del mar.

c) Una capacidad máxima de 2 asientos, incluyendo el piloto. d) Un solo motor recíproco, si es motorizado e) Una hélice de paso fijo o del paso variable en tierra. f) Una cabina no presurizada. g) Tren fijo o retráctil para aviones anfibios. h) Una velocidad de perdida máxima sin el uso de dispositivos aerodinámicos que

aumenten la sustentación (Vs1), no superior a 45 nudos.

Como resultado del análisis de los requerimientos para la categoría LSA, se llega a la siguiente grafica la cual representa claramente los requerimientos por parte de la autoridad, para el diseño de la aeronave.


9

2. REQUERIMIENTOS

Este punto del diseño se divide en dos, la primera parte hace referencia a la recolección de datos sobre aeronaves existentes en el mercado, la segundo representa el planteamiento de los requerimientos iniciales de la aeronave.

Estadística de aeronaves existentes en el mercado.

Hay que tener en cuenta que los datos estadísticos que se utilizaran durante el proceso, solo representan un aporte de referencia mas no se toman como datos fijos ni indispensables para los cálculos respectivos.

La recolección de datos técnicos de aeronaves existentes en el mercado se realiza con el fin de conocer aeronaves las cuales estén dentro de la categoría LSA y poder identificar que fichas técnicas son las más competitivas frente al mercado, así se tendrá una idea y un punto de partida sobre los datos de rendimiento que la aeronave tendrá para posicionarse en el mercado.

A continuación se presenta un listado, donde se muestran cuales datos es conveniente recolectar para tener una base concreta.

Características de aeronaves existentes Peso en vacío Peso de despegue Envergadura Longitud

Área alar Relación de aspecto Carga Alar Peso/potencia Capacidad de combustible Velocidad de perdida Velocidad de crucero Motor

Rango Material (compuesto)

En el anexo numero 1 se encuentra el cuadro para realizar la recolección de de datos sobre aeronaves existentes (LINEA BASE).


10

Requerimientos de la aeronave.

Analizando los límites encontrados en la categoría LSA instaurados por la FAA y teniendo como referencia los datos encontrados en la ficha técnica de aeronaves existente, es posible llegar al planteamiento de los requerimientos de la aeronave a diseñar.

Es importante recalcar que se pretende diseñar una aeronave que sea competitiva frente al mercado, pero a su vez que sea posible de construir, por tal razón se tiene gran cuidado al platear algunos requerimientos, en el siguiente cuadro se presenta un ejemplo de requerimientos los cuales resultan balanceados para tener un punto de partida adecuado.

Requerimientos para el diseño Rango 600 NM Distancia de despegue 500 ft o 150 m Velocidad de perdida 45 Knots Rata de acenso 800 ft/min Radio de giro* Estimado Factor de carga 4 (ASTM F2245) Techo de servicio 12000 ft (hipoxia) Costo 59.000 US$ - 155.000 US$

En el anexo numero 2 se encuentra el cuadro para presentar los requerimientos planteados para la aeronave.


11

3. PRIMERA ESTIMACIÓN DE PESOS

Después de conocer los requerimientos para diseño, que son el punto de inicio del diseño conceptual; se continúa con el cálculo de la primera estimación de pesos, que nos dará una primera aproximación al LSA (light sport Aircraft) y un punto importante para conocer los primeros datos de rendimiento de la aeronave.

Perfil de misión. Se requiere plantear el perfil básico de la misión que el avión debe desempeñar, como requerimiento principal hay que platear dos aeródromos en los cuales operara la aeronave, es recomendable que uno de ellos sea el aeropuerto con mayor altitud en la cual operara la aeronave, el siguiente grafico ilustrara un ejemplo de un perfil de misión que la aeronave bajo operación normal desempeñaría.


0 – 1 Despegue 8358 1 – 2 Ascenso 8358 – 12000 2 – 3 Crucero 12000 3 – 4 Descenso – Loiter 12000 – 7 4 – 5 Loiter – Aproximación 12000 – 7 5 – 6 Aterrizaje 7


En el anexo numero 3 se encuentra la grafica y el cuadro para platear el perfil de misión de la aeronave.


12

Fracciones de peso

Para esta primera estimación de pesos el objetivo es determinar el peso máximo al despegue de la aeronave, este peso es el que tiene la aeronave al inicio de la misión para la cual fue diseñado, a continuación se nombra cada uno de los peso que se tendrán en cuenta en esta parte del diseño.

W 0 = Peso máximo al despegue.

W tripulación = El peso de la tripulación necesaria para operar la aeronave en vuelo. Para las aeronaves categoría LSA el número máximo de tripulantes son 2 personas.

W carga paga = La carga paga de la aeronave es el peso el cual la aeronave va a trasportar, para el caso de las aeronaves LSA, la carga paga es el peso del equipaje, o de cualquier objeto que trasporten las dos personas que van a bordo.

W combustible = es el peso del combustible que lleva la aeronave en los tanques para realizar la misión para la que fue diseñado, este peso no es el mismo durante toda la misión, decrece a medida que transcurre la operación de la aeronave.

W vacío = El peso vacío de la aeronave es el que contempla todo lo que no tiene que ver con tripulación, carga paga y combustible, es decir contempla el peso de la estructura del avión, motor con todos sus accesorios, equipo eléctrico y de navegación, trenes de aterrizaje y equipo como sillas, tapizados etc.

Finalmente realizando el cálculo de cada una de las variables se obtendrá la primera estimación de pesos:

Se tiene que evaluar que los pesos se encuentran cubiertos por la norma que no debe superar 1320 lb como peso máximo de despegue para la categoría Light sport Aircraft LSA.

Primera estimación de pesos W0 lbs Kg We lbs Kg Wf lbs Kg

Volumen combustibles lts Gal

Nota: Los cálculos pertinentes para la primera estimación de pesos de la aeronave se encuentran en el capítulo 4 sección 4.a de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


13

4. PRAMETROS CRÍTICOS DE RENDIMIENTO Maniobras criticas

En el diseño de la nueva aeronave es de suma importancia la estimación de los parámetros de rendimiento, ya que estos datos nos permitirán plantear la configuración de la aeronave.

Los datos de rendimiento están en función de la carga alar y de la relación empuje peso (W/S y T/W respectivamente), por este motivo es muy importante el cálculo de dichos parámetros para diferentes maniobras críticas de la aeronave tales como:




En el anexo numero 4 se encuentra la grafica y el cuadro para la recolección de resultados de cada una de las maniobras criticas.

PUNTO DE DECISIÓN # 1.

En este primer punto de decisión se evalúa si los pesos y parámetros de rendimiento cumplen con los requerimientos planteados inicialmente, si cumplen se puede continuar con la siguiente fase del diseño, si por el contrario no cumplen es necesario revisar el proceso realizado.

Nota: Los cálculos pertinentes para la primera estimación de pesos de la aeronave se encuentran en el capítulo 4 sección 4.a de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


14

Diagrama de restricciones.

El diagrama de restricciones muestra gráficamente la relación de la carga alar y la relación empuje peso (factores claves que describen las características de operación de la aeronave), con el fin de mostrar en qué punto del diagrama (punto de diseño) la aeronave cumple con todas sus parámetros de desempeño.

El diagrama se grafica teniendo en cuenta cada una de las restricciones analizadas en cada maniobra, de acuerdo a estas maniobras se puede determinar la zona de diseño en el cual se selecciona el punto más optimo.

En el anexo numero 5 se muestra un ejemplo de cómo se representa el diagrama de restricción y la selección del área de diseño.

El valor correspondiente a la relación empuje peso escogido tiene que ser apropiado con el fin de reducir y facilitar la selección de un motor que sea capaz de entregar el empuje requerido, por tal razón si selecciona un valor muy elevado, requerirá un motor más potente, que a su vez puede traer como consecuencias directas un consumo de combustible alto, un aumentó en el costo de la planta motriz y un aumento considerable del peso de la aeronave.

Conociendo estas consideraciones, los valores seleccionados se rezaltan de la siguiente manera y se tomaran como datos necesarios para cálculos posteriores:

Punto de diseño Carga alar (W/S) lb/ft2

Relación empuje peso (T/W)

De acuerdo a estos valores y conociendo el peso de la aeronave (estimación de peso) se puede determinar la superficie alar y el empuje requerido para la aeronave.

Parámetros obtenidos para el diseño Superficie alar (S) ft2 ( m2) Empuje requerido Lb


15

5. CONFIGURACION DE LA AERONAVE.

Configuración del ala: El punto de partida para realizar la configuración del ala es tener claro el dato de la superficie alar obtenido mediante el diagrama de restricciones.

La selección de la relación de aspecto tiene que hacerse en función del coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque de la aeronave.

La envergadura del ala se calcula en base a la relación de aspecto y la superficie alar, datos ya obtenidos anteriormente. La cuerda del ala es calculada teniendo en cuenta los datos de la superficie y la envergadura datos ya obtenidos anteriormente. La selección del perfil aerodinámico se desarrolla teniendo en cuenta los siguientes datos: La relación del coeficiente de arrastre con respecto al espesor del perfil (t/c)

Nota: El procedimiento pertinentes para selección de la relación de aspecto se encuentran en el capítulo 4 sección 4.6 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


16

La sustentación máxima del perfil Las características de pérdida del perfil La forma del perfil (Estructural) El numero Reynolds mas critico de la aeronave En el anexo numero 6 se encuentra el cuadro de registro para plasmar los datos técnicos del ala

Es recomendable realizar una validación del ala completa en un software de dinámica computacional (Fluent), para comparar datos aerodinámicos del perfil, necesarios para la estabilidad estática.

Selección planta motriz:

Selección del motor

En esta parte del diseño de la aeronave, nos encontramos con un punto que resulta de vital importancia para el correcto desempeño de la misma; esto es la selección de la planta motriz. El primer punto que se tendrá en cuenta para la selección de la planta motriz, son las restricciones que se muestran en la norma ASTM F2245-10 y las mencionadas en los procesos de certificación exigidos por la FAA para aeronaves categoría LSA.

Se procede a retornar a la estadística realizada para aeronaves categoría LSA existentes en el mercado y así analizar los diferentes motores con los cuales cuentan dichas aeronaves.

Nota: Los cálculos pertinentes para la selección del perfil se encuentran en el capítulo 4 sección 4.6 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA


17

Los parámetros los cuales serán el centro del estudio están referenciados en la siguiente figura, en los cuales se evalúa las ventajas y desventajas de cada motor.

Selección de la hélice: Para el proceso de selección de la hélice la cual conformara el sistema moto-propulsor de la aeronave, es indispensable definir los siguientes factores -Numero de palas -Diámetro del spinner -Eficiencia de la hélice -RPM’s de la hélice

Nota: Los cálculos pertinentes para la selección del conjunto moto propulsor de la aeronave se encuentran en el capítulo 4 sección 4.7 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


18

En el anexo numero 6 se encuentra el cuadro de registro para plasmar los datos técnicos del conjunto moto propulsor seleccionado.

Dimensionamiento del fuselaje:

Para determinar la longitud, ancho y alto del fuselaje hay que tener en cuenta ciertos parámetros reales tales como:

o Tamaño del motor. o Altura de los pasajeros (para LSA piloto y un pasajero). o Tipo de cabina para ubicación de los pasajeros. o Tamaño de las sillas. o Distribución de la carga paga.

Con estos parámetros es posible calcular el largo del fuselaje y el ancho del mismo.

Nota: Los cálculos y consideraciones pertinentes para el dimensionamiento del fuselaje se encuentran en capítulo 4 sección 4.7 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


19

Estabilidad estática longitudinal. Dimensionamiento Estabilizador Horizontal.

El dimensionamiento del estabilizador horizontal se estimara por un método analítico de estabilidad estática a lo largo del eje longitudinal de la aeronave. Para este caso se necesita separar la estabilidad del avión en cada uno de los componentes que generar una contribución a la estabilidad de la aeronave.

(Dimensionamiento estabilizador horizontal)

En el anexo numero 7 se encuentra el cuadro de registro para plasmar las dimensiones de fuselaje e estabilizador horizontal y a su vez datos de estabilidad longitudinal

Nota: Los cálculos y consideraciones para determinar la estabilidad estática longitudinal se encuentran en el capítulo 4 sección 4.7 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


20

Dimencionamiento trenes de aterrizaje. Teniendo en cuenta que el tren de aterrizaje es al conjunto estructural encargado de soportar y trasmitir las cargas en tierra de la aeronave hacia superficie, el cual está conformado por ruedas, soportes, amortiguadores y otros equipos; garantizando que la aeronave sean maniobrable sobre una superficie.

En el diseño del Tren de Aterrizaje se evalúan ciertos requerimientos funcionales nombrados a continuación:

Durante las fases de despegue, rotación, aterrizaje y carreteo solo las llantas contactarán el piso.

Debe existir un espacio adecuado entre la pista y todas las partes componentes del avión (empenaje, punta de ala, punta de hélice, antenas, etc.).

La presión de inflado de los neumáticos debe seleccionarse al igual que la configuración del tren de aterrizaje, de acuerdo a la capacidad de absorción de carga del tipo de pista desde donde operará el avión.

El tren de aterrizaje deberá absorber las cargas de impacto normal en el aterrizaje y poseer buenas características de amortiguamiento.

Cuando el carreteo se efectúe sobre terreno irregular no deben trasmitirse golpes excesivos por parte del tren de aterrizaje.

El frenado debe ser eficiente siendo la condición límite la máxima fuerza de frenado permitida por las condiciones de la pista.

Durante el aterrizaje o carreteo a alta velocidad y con viento cruzado se debe asegurarse que no hay tendencias a inestabilidades laterales o longitudinales.

Debe preverse elementos estructurales adecuados en el avión para servir como puntos de fijación del tren.


21

El resultado del dimensionamiento del tren de aterrizaje, tiene que estar visualizado en la siguiente tabla y figura la cual representa cada una de las dimensiones necesarias para dicho conjunto estructural.

DIMENSIÓN T (Trocha) m Ft B (Base) m Ft F (mitad de la trocha) m Ft D (distancia del tren de nariz al C.G AFT) m Ft H in Ft Angulo de turn-over Rad Grados

En el anexo numero 8 se encuentra el cuadro de registro para plasmar las dimensiones del tren de aterrizaje y los diagramas pertinentes.

Nota: Los cálculos y consideraciones para determinar las dimensiones del tren de aterrizaje, encuentran en el capítulo 4 sección 4.7 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.

Con las dimensiones obtenidas se procede a calcular las cargas estáticas en cada tren de aterrizaje y con ellas se desarrolla la selección de la llanta


22

Dimensionamiento superficies de control y híper sustentadora. Para un dimensionamiento inicial de las superficies, se parte de datos estadísticos aportados por la bibliografía consultada, para el desarrollo detallado de estas superficies de control es necesario realizar un análisis de estabilidad y control más profundo que puede ser realizado en diseño detallado de la aeronave, sin embargo como lo mencionamos anteriormente se procede a realizar el siguiente calculo para estimar el dimensionamiento inicial de las superficies.

Superficie Envergadura Cuerda. Alerón 50 – 90 % de la envergadura del ala 15 – 25 % de la cuerda del ala Elevador 90 – 100% de la envergadura del horizontal 25 – 50 % de la cuerda del horizontal Rudder 90 – 100% de la envergadura del vertical 25 – 50 % de la cuerda del vertical Flap ----------------- 15 – 25 % de la cuerda del ala

En el anexo numero 9 se encuentra el cuadro de registro para plasmar las dimensiones de las superficies de control.

6. SEGUNDO CÁLCULO DE PESOS.

El primer paso para realizar el estudio de peso y balance para determinar los centros de gravedad, es determinar el peso aproximado de cada uno de los componentes de los grupos principales de la aeronave.

Planos de sustentación Estabilizador horizontal Estabilizador vertical Fuselaje Tren de aterrizaje Grupo motor Sistema de combustible. Controles de vuelo. Electrónica Aviónica. Mobiliario de la aeronave (asientos, tapizado, etc.)

La estimación de estos pesos debe ser tan aproximada a la realidad como sea posible, ya que solo en la construcción se puede conocer el peso exacto de cada componente, el cálculo solo permite hacer una suposición de estos valores que en la práctica pueden ser mayores o menores.


23

Para efectos de cálculo se procede a realizar una distribución de pesos por grupo como se muestra en el siguiente cuadro, con el fin de tener los datos claros y así llegar al peso total de despegue de la aeronave:

Grupo pesos Grupo

Ala Estabilizador horizontal Estabilizador vertical Fuselaje Tren principal tren de nariz Estructura Motor instalado Hélice Sistema de combustible Grupo motor Controles de vuelo aviónica Mobiliario Sistema eléctrico Equipo fijo W Vacío W Combustible W Tripulación W Carga paga Wto

En el anexo numero 10 se encuentra el cuadro de registro para plasmar los datos de la segunda estimación de pesos y posición de los centros de gravedad.

Nota: Los cálculos pertinentes para la segunda estimación de pesos, se encuentran en el capítulo 4 sección 4.8 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.


24

PUNTO DE DECISIÓN # 2`

7. SEGUNDO ANÁLISIS DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE.

Conociendo los datos ya establecidos durante el diseño es posible recalcular el rendimiento de la aeronave acercándose más a la realidad.

Se procede a realizar nuevamente el cálculo de cada maniobra crítica para la aeronave




Nota: Los cálculos pertinentes para el segundo análisis de rendimiento de la aeronave, se encuentran en el capítulo 4 sección 4.9 de la tesis Diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA.

En este segundo punto de decisión se evalúa si la segunda estimación de pesos cumplen con los requerimientos planteados inicialmente, si cumplen se puede continuar con la siguiente fase del diseño, si por el contrario no cumplen es necesario revisar el proceso realizado.


25

8. PRESENTACIÓN DE LA FICHA TÉCNICA DE LA AERONAVE Y DIMENSIONES FINALES.

Este es el paso final del diseño realizado ya que se pretende mostrar la ficha técnica de la aeronave diseñada, en donde se presentaran las características de operación de la misma.

Esta parte se divide en dos, una de ellas es la parte de datos donde se presentan todos nuestros datos finales y la otra es la parte grafica donde se presentan las vistas de la aeronave y sus dimensiones.

En el anexo numero 11 se encuentra el cuadro de registro para la ficha técnica de la aeronave y las 3 vistas para las dimensiones de la misma

PUNTO DE DECISIÓN # 3

En tercer y último punto de decisión se evalúa finalmente si la ficha técnica de la aeronave cumplen con los estándares de la FAA, si cumplen se concluye con un diseño exitoso


AERONAVE FABRICANTE Empty weight

(Lbs) Gross weight (Lbs)

Wing span (ft)

Length (ft)

Wing area (ft^2)

Aspect ratio

W/S (Lbs/ft^2)

Peso/potencia (Lbs/Hp)

Fuel Capacity (gal)

Stall speed (Kts)

Cruise speed (Kts)

Range (N.M)

Engine Autonomia (Hr)

Material

ANEXO 1. RECOLECION DE DATOS PARA LA LINEA BASE


27

Requerimientos para el diseño Rango NM Distancia de despegue ft o m Velocidad de perdida Knots Rata de acenso ft/min Radio de giro* Estimado Factor de carga 4 (ASTM F2245) Techo de servicio ft Costo Autonomía Horas



28


0 – 1 Despegue 1 – 2 Ascenso 2 – 3 Crucero 3 – 4 Descenso – loiter 4 – 5 Loiter – Aproximación 5 – 6 Aterrizaje


ANEXO 3. PERFIL DE MISION


29

ATERRIZAJE

DESPEGUE

TASA DE ASCENSO

Dato aterrizaje va asdfgg hjj h

Altura de obstáculo (hob)

Segmento de aproximación (Sa)

Segmento de flare (Sf)

Segmento en tierra (Sg)

Radio de la trayectoria (R)

Angulo de aproximación (Ɵ)

Altura de flare ( hf)

Segmento total de aterrizaje (St)

Dato despegue va asdfgg hjj h

Altura de obstáculo (hob)

Segmento en el aire (Sa)

Segmento en tierra (Sg)

Radio de la trayectoria (R)

Angulo para sobrepasar el ob(Ɵob)

Altura de flare ( hf)

Segmento total de despegue (St)

Carga alar(W/S)


Potencia requerida (Pr)

Dato tasa de ascenso va asdfgg hjj h

Numero de Reynolds (Re)

Coeficiente de fricción (Cfe)

Coeficiente de drag parasito (Cdo)

Drag due to lift factor (K)



ANEXO 4. PARAMETROS CRITICOS DE RENDIMIENTO

ANEXO 4. PARAMETROS CRITICOS DE RENDIMIENTO


30

VELOCIDAD MAXIMA

GIRO SOSTENIDO VELOCIDAD DE PERDIDA

Dato velocidad máxima va asdfgg hjj h

Numero de Reynolds (Re)




Dato giro sostenido va asdfgg hjj h

Angulo máximo de banqueo ( )

Máximo factor de carga ( ƞmax) Radio mínimo de giro (R) Numero de Reynolds (Re)




Dato velocidad de perdida va asdfgg hjj h

Carga alar(W/S)


. PARAMETROS CRITICOS DE RENDIMIENTO


31

ANEXO 5. EJEMPLO DIAGRAMA DE RESTRICCIONES

Area de diseño


32

Datos perfil aerodinámico Superficie alar Ft2

Relación de aspecto (AR) Envergadura Ft

Cuerda Ft Perfil (es) aerodinámico (s)

Clmax CDmax Cmmax

Posición del ala

Datos técnicos planta motriz Motor

Peso del motor Kg Potencia máxima del motor Hp

Hélice Numero de palas

Diámetro máximo in Eficiencia de la hélice

Diámetro in RPM’s de la hélice

ANEXO 6. DATOS DEL LA SELECCION DEL PERFIL


33

Datos

Fuselaje Diámetro máximo Fuselaje Ft

Largo del Fuselaje Ft Estabilizador horizontal

Cuerda Ft Envergadura Ft

Área Ft2

Relación de aspecto AR Coeficiente de volumen Posición neutral point


ANEXO 7. DATOS Y DIMENSIONES DEL FUSELAJE Y ESTABILIZADOR HORIZINTAL


34

DIMENSIÓN

T (Trocha) m Ft

B (Base) m Ft

F (mitad de la trocha) m Ft

D (distancia del tren de nariz al C.G AFT) m Ft

H in Ft

Angulo de turn-over Rad Grados

Carga estática máxima tren principal (una rueda), lb LB

Carga estática máxima tren nariz, lb LB

Tipo de llanta tren principal

Tipo de llanta tren de nariz

ANEXO 8. DIMENSIONES Y GRAFICOS DEL TREN DE ATERRIZAJE


35

Superficie Envergadura Cuerda. Alerón mm (por cada ala) mm Elevador mm mm Rudder mm mm Flap mm (por cada ala) mm

ANEXO 9. DIMENSIONES DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL


36

Grupo pesos Grupo pesos

Ala Estabilizador horizontal Estabilizador vertical Fuselaje Tren principal tren de nariz Estructura Motor instalado Hélice Sistema de combustible Grupo motor Controles de vuelo aviónica Mobiliario Sistema eléctrico Equipo fijo W Vacío W Combustible W Tripulación W Carga paga Wto

Componente Peso (lbs) Distancia (in) Palanca Ala



Fuselaje

Tren principal

tren de nariz

Grupo motor

Equipo fijo

ANEXO 10. SEGUNDA ESTIMACION DE PESOS Y CENTRO DE GRAVEDAD


37

Rendimiento de la aeronave Techo máximo de operación m ( ft)

Rango de operación NM Velocidad máxima Knots

Velocidad de perdida Knots Motor

Perfil alar

Rata de ascenso A nivel del mar = m/min ( ft/min)

2600 m (9000 ft) = m/min ( ft/min) 3657.6 m (12000 ft) = m/min ( ft/min)

Distancia de despegue a nivel del mar

Con 20 grados de flap m ft)

Distancia de aterrizaje a nivel del mar

Con 45 grados de flap m ( ft)

Máximo ángulo de banqueo grados Radio de giro m ( ft)

Dimensiones Envergadura m (ft)

Largo* m (ft) Alto m (ft)

Cuerda m (ft) Número de pasajeros 2

ANEXO 11. FICHA DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE


38

ANEXO 11. FICHA DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE

Escala

Cantidad Unidades

Fecha

Plano Nº Doc. Ref.

Subconjunto: Grupo:

COMPONENTE:

Hoja

Usado en

Sección

Proyecto

Dibujante 1

Universidad de SanBuenaventura, Bogota

A

B

C

D

E

F

G

H

A

B

C

D

E

F

G

H

123456789

123456789

RevisionesRev Descripción Fecha

1 07/06/2011

1 DE 5

Diseño conceptual de una aeronave plano bajo LSA

1

Anexo DWilman L Cañas Mesa

Tres vistas de la aeronave

001

9,4 m (30.96 ft)

2 m (6.56 ft)

1 m (3.28 ft)

2,7 m (9 ft)

7.6 m (2.5 ft)

1.1 m (3.6 ft)

5,56 m (18.25 ft)

1,5 m (4.9 ft)

1.1 m (3.6 ft)

2.5 m (8.2 ft)

1 : 20

m - (ft)

Escala

Cantidad Unidades

Fecha

Plano Nº Doc. Ref.

Subconjunto: Grupo:

COMPONENTE:

Hoja

Usado en

Sección

Proyecto

Dibujante 1


A

B

C

D

E

F

G

H

A

B

C

D

E

F

G

H

123456789

123456789


1 07/06/2011

2 DE 5


1


Ala derecha

002 1 : 6.67

m - (ft)

AlaNumero Componente

123

AlaAleronFlap

1

3

2Escala 1: 5

4,7 m (15.48 ft)

2,35 m (7.7 ft)

2,35 m (7.7 ft)

0.33 m (1 ft)

0.22 m (0.7 ft)

1.1 m (3.6 ft)

Escala

Cantidad Unidades

Fecha

Plano Nº Doc. Ref.

Subconjunto: Grupo:

COMPONENTE:

Hoja

Usado en

Sección

Proyecto

Dibujante 1


A

B

C

D

E

F

G

H

A

B

C

D

E

F

G

H

123456789

123456789


1 07/06/2011

3 DE 5


1



003 1 : 5

m - (ft)

1

2

Estabilizador horizontalNumero Componente

12

Estabilizador horizontalAlevador

2,74 m (9 ft)

2,74 m (9 ft)

0.76 m (2.5 ft)

0.27 m (0.87 ft)

Escala

Cantidad Unidades

Fecha

Plano Nº Doc. Ref.

Subconjunto: Grupo:

COMPONENTE:

Hoja

Usado en

Sección

Proyecto

Dibujante 1


A

B

C

D

E

F

G

H

A

B

C

D

E

F

G

H

123456789

123456789


1 07/06/2011

4 DE 5


1


Fuselaje

004 1 : 6.67

m - (ft)

1.14 m (3.7 ft)

1,24 m (4 ft)

4,74 m (15.5 ft)

Escala

Cantidad Unidades

Fecha

Plano Nº Doc. Ref.

Subconjunto: Grupo:

COMPONENTE:

Hoja

Usado en

Sección

Proyecto

Dibujante 1


A

B

C

D

E

F

G

H

A

B

C

D

E

F

G

H

123456789

123456789


1 07/06/2011

5 DE 5


1



005 1 : 20

m - (ft)

Estabilizador verticalNumero Componente

12

Estabilizador verticalAlevador

1

2

1,11 m (3.74 ft)

0,56 m (1.87 ft)

0,29 m (0.95 ft)

1.37 m

Biblioteca Digital USB - Universidad de San Buenaventura

Documents

Transcript of Biblioteca Digital USB - Universidad de San Buenaventura