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:
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Firma del presidente del jurado
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Firma del jurado
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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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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 ∗
푲ퟑ ∗ 푪푫푶
∗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 ∗
푲ퟑ ∗ 푪푫푶
∗푾푺
ퟏퟐ
∗ퟏ.ퟏퟓퟓ푳푫 풎풂풙
푷풓 =
⎣⎢⎢⎡ 푹푪 풎풂풙
+ퟐ흆 ∗
푲ퟑ ∗ 푪푫푶
∗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.
CDO = Arrastre parásito.
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.
푪푫푶 = 푪풇풆 ∗푺풘풆풕푺풓풆풇
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
ퟐ∗ ퟒ ∗ 푪푫푶
푲 = ퟎ.ퟎퟖퟖ
Con estas variables determinadas es posible calcular T/W en función de diferentes
cargas alares.
푻푾 =
흆 푽 ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾
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).
CDO = Arrastre parásito.
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.
푪푫푶 = 푪풇풆 ∗푺풘풆풕푺풓풆풇
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
ퟐ∗ ퟒ ∗ 푪푫푶
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 =
(휼풎풂풙)ퟐ.푲. 푾푺
.ퟐ
흆푪푽푨ퟐ+흆푪푽푨ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾
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
흆푪푽푨ퟐ+흆푪푽푨ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾
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
푷푹 =푻푹푽휼풑.ퟓퟓퟎ
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
Ángulo de ataque (grados)
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
Ángulo de ataque (grados)
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
Ángulo de ataque (grados)
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
Ángulo de ataque (grados)
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
Ángulo de ataque (grados)
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
Ángulo de ataque (grados)
Cl VS α
Ala sin flap
Ala con flap 20 grados
Ala con flap 45 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
Ángulo de ataque (grados)
Cd VS α
Ala sin flap
Ala con flap 20 grados
Ala con flap 45 grados
-0,25
-0,2
-0,15
-0,1
-0,05
0-10 -5 0 5 10 15 20 25 30
Cm
Ángulo de ataque (grados)
Cm VS α
Ala sin flap
Ala con flap 20 grados
Ala con flap 45 grados
-5
0
5
10
15
-10 -5 0 5 10 15 20 25 30
Cl/C
d
Ángulo de ataque (grados)
Cl/Cd VS α
Ala sin flap
Ala con flap 20 grados
Ala con flap 45 grados
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 de perdida
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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.
푪풎ퟎ풇 =푲ퟐ − 푲ퟏ
ퟑퟔ.ퟓ푺푪푾풇
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
ퟑퟔ.ퟓ푺푪푾풇
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.
푪풎ퟎ풇 =푲ퟐ − 푲ퟏ
ퟑퟔ.ퟓ푺푪푾풇
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
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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
3 = Varillas de empuje
4 = Ángulo de la palanca
5 = Palancas de control
6 = Varillas de empuje
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)
WTO = Peso máximo al despegue, (lb)
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)
WTO = Peso máximo al despegue, (lb)
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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 ∗
푲ퟑ ∗ 푪푫푶
∗푾푺
ퟏퟐ
∗ퟏ.ퟏퟓퟓ푳푫 풎풂풙
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 =
흆 푽 ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾
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 =푻푹푽휼풑.ퟓퟓퟎ
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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 =
(휼풎풂풙)ퟐ.푲. 푾푺
.ퟐ
흆푪푽푨ퟐ+흆푪푽푨ퟐ푪푫푶ퟐ. 푾
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 =푻푹푽휼풑.ퟓퟓퟎ
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
El análisis se realizó de la siguiente manera:
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
El análisis se realizó de la siguiente manera:
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 10.22%, es
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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
El análisis se realizó de la siguiente manera:
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 -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
El análisis se realizó de la siguiente manera:
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 -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.
o Al igual que en las maniobras anteriores el aumentar la altura a la cual se
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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
El análisis se realizó de la siguiente manera:
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 8.6%, 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.
o Al igual que en las maniobras anteriores el aumentar la altura a la cual se
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.
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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)
ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO
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,
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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
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Terceraedición. Editorial McGraw Hill. 1999.
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Sport Airplane.
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November 2002, Chris Heintz.
W.S. Evans. Evans Lightplane Designer`s Handbook. Second Edition 1988.
241
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http://www.aopa.org/sportpilot/
http://infoavion.com.ar
http://www.astm.org/Standards/F2245.htm
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.
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)
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3Copyright 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.
(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).
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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
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5Copyright 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.
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
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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.
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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
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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
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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
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10Copyright 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.
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
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11Copyright 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.
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
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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.
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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
A2.3.1 No additional requirements for night operations.
A2.4 Design and Construction
A2.4.1 No additional requirements for night operations.
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.
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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
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(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.
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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.
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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.
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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
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(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
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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
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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
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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
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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.
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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
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FIG. X5.1 Pictorial Definition of Angles, Dimensions, and Directions on a Seaplane
FIG. X5.2 Hull Station Weighing Factor
F 2245 – 07a
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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
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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
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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.
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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.
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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.
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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.
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)
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.
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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).
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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.
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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.
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)
En el anexo numero 3 se encuentra la grafica y el cuadro para platear el perfil de misión de la aeronave.
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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.
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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:
Maniobras críticas. Aterrizaje Despegue
Tasa de ascenso Velocidad máxima en crucero
Giro sostenido Velocidad de perdida
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.
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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
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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.
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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.
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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.
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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.
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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.
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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.
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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.
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
Maniobras críticas. Aterrizaje Despegue
Tasa de ascenso Velocidad máxima en crucero
Giro sostenido Velocidad de perdida
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.
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
ANEXO 2. RECOLECION DE DATOS PARA LA LINEA BASE
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
28
Descripción perfil de misión Segmento Descripción Altitud (ft)
0 – 1 Despegue 1 – 2 Ascenso 2 – 3 Crucero 3 – 4 Descenso – loiter 4 – 5 Loiter – Aproximación 5 – 6 Aterrizaje
Rango total: 390 NM (sin tener en cuenta aproximación fallida y ruta hacia alterno)
ANEXO 3. PERFIL DE MISION
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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)
Relación empuje peso (T/W)
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)
Relación empuje peso (T/W)
Potencia requerida (Pr)
ANEXO 4. PARAMETROS CRITICOS DE RENDIMIENTO
ANEXO 4. PARAMETROS CRITICOS DE RENDIMIENTO
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
30
VELOCIDAD MAXIMA
GIRO SOSTENIDO VELOCIDAD DE PERDIDA
Dato velocidad máxima va asdfgg hjj h
Numero de Reynolds (Re)
Coeficiente de fricción (Cfe)
Coeficiente de drag parasito (Cdo)
Potencia requerida (Pr)
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)
Coeficiente de fricción (Cfe)
Coeficiente de drag parasito (Cdo)
Potencia requerida (Pr)
Dato velocidad de perdida va asdfgg hjj h
Carga alar(W/S)
Velocidad de perdida
. PARAMETROS CRITICOS DE RENDIMIENTO
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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ANEXO 5. EJEMPLO DIAGRAMA DE RESTRICCIONES
Area de diseño
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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 1. RECOLECION DE DATOS PARA LA LINEA BASE
ANEXO 7. DATOS Y DIMENSIONES DEL FUSELAJE Y ESTABILIZADOR HORIZINTAL
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
Estabilizador horizontal
Estabilizador vertical
Fuselaje
Tren principal
tren de nariz
Grupo motor
Equipo fijo
ANEXO 10. SEGUNDA ESTIMACION DE PESOS Y CENTRO DE GRAVEDAD
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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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
METODOLOGÍA PARA EL DISEÑO CONCEPTUAL DE UNA AERONAVE PLANO BAJO CATEGORÍA LSA (LIGHT SPORT AIRCRAFT)
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
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
2 DE 5
Diseño conceptual de una aeronave plano bajo LSA
1
Anexo DWilman L Cañas Mesa
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
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
3 DE 5
Diseño conceptual de una aeronave plano bajo LSA
1
Anexo DWilman L Cañas Mesa
Estabilizador horizontal
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
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
4 DE 5
Diseño conceptual de una aeronave plano bajo LSA
1
Anexo DWilman L Cañas Mesa
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
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
5 DE 5
Diseño conceptual de una aeronave plano bajo LSA
1
Anexo DWilman L Cañas Mesa
Estabilizador vertical
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
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