Facultad de Ingeniería Trabajo de Investigación “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio - avanzado” Autores: Napanga López, Sergio Stiwart – 1410089 Rodríguez Gallardo, Josué Saúl – 1421191 Para obtener el Grado de Bachiller en: Ingeniería Aeronáutica Lima, diciembre de 2018
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Facultad de Ingeniería
Trabajo de Investigación
“Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio -
avanzado”
Autores: Napanga López, Sergio Stiwart – 1410089
Rodríguez Gallardo, Josué Saúl – 1421191
Para obtener el Grado de Bachiller en:
Ingeniería Aeronáutica
Lima, diciembre de 2018
Declaración de Autenticidad y No Plagio
(Grado Académico de Bachiller)
Por el presente documento, yo Napanga López, Sergio Stiwart, identificado con DNI
N°72381667, egresado de la carrera de Ingeniería Aeronáutica, informo que he elaborado el
Trabajo de Investigación denominado “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar
intermedio – avanzado”, para optar por el Grado Académico de Bachiller en la carrera de
Ingeniería Aeronáutica, declaro que este trabajo ha sido desarrollado íntegramente por los
autores que lo suscriben y afirmo que no existe plagio de ninguna naturaleza. Así mismo, dejo
constancia de que las citas de otros autores han sido debidamente identificadas en el trabajo,
por lo que no se ha asumido como propias las ideas vertidas por terceros, ya sea de fuentes
encontradas en medios escritos como en Internet.
Así mismo, afirmo que soy responsable y solidario de todo su contenido y asumo, como autor,
las consecuencias ante cualquier falta, error u omisión de referencias en el documento. Sé que
este compromiso de autenticidad y no plagio puede tener connotaciones éticas y legales. Por
ello, en caso de incumplimiento de esta declaración, me someto a lo dispuesto en las normas
académicas que dictamine la Universidad Tecnológica del Perú y a lo estipulado en el
Reglamento de SUNEDU.
Lima, 5 de diciembre de 2018.
…………………………………………………………
(Napanga López, Sergio Stiwart, DNI N° 72381667)
ii
Declaración de Autenticidad y No Plagio
(Grado Académico de Bachiller)
Por el presente documento, yo, Rodriguez Gallardo, Josué Saúl, identificado con DNI
N°74089617, egresado de la carrera de Ingeniería Aeronáutica, informo que he elaborado el
Trabajo de Investigación denominado “Diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar
intermedio – avanzado”, para optar por el Grado Académico de Bachiller en la carrera de
Ingeniería Aeronáutica, declaro que este trabajo ha sido desarrollado íntegramente por los
autores que lo suscriben y afirmo que no existe plagio de ninguna naturaleza. Así mismo, dejo
constancia de que las citas de otros autores han sido debidamente identificadas en el trabajo,
por lo que no se ha asumido como propias las ideas vertidas por terceros, ya sea de fuentes
encontradas en medios escritos como en Internet.
Así mismo, afirmo que soy responsable y solidario de todo su contenido y asumo, como autor,
las consecuencias ante cualquier falta, error u omisión de referencias en el documento. Sé que
este compromiso de autenticidad y no plagio puede tener connotaciones éticas y legales. Por
ello, en caso de incumplimiento de esta declaración, me someto a lo dispuesto en las normas
académicas que dictamine la Universidad Tecnológica del Perú y a lo estipulado en el
Reglamento de SUNEDU.
Lima, 5 de diciembre de 2018.
…………………………………………………………
(Rodriguez Gallardo, Josué Saúl, DNI N° 74089617)
iii
RESUMEN
En la presente investigación se presenta y lleva a cabo una metodología para el diseño de un
avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado, específicamente la primera fase; el
diseño conceptual. El objetivo de la investigación es presentar los cálculos de los principales
parámetros geométricos y aerodinámicos correspondientes a la fase mencionada. Esto abarca
desarrollar ciertos procedimientos como la selección de los componentes principales (motor,
empenaje, tren de aterrizaje y perfil alar) y una parte del análisis de la performance de la
aeronave. El método de investigación aplicado sugiere extraer información técnica de aviones
similares, lo cual servirá como punto de partida en el proceso de cálculo. Para realizar este
procedimiento es necesario el uso de fórmulas preestablecidas en las diferentes fuentes
bibliográficas, como lo son tesis y textos vinculados al diseño de aviones, tales fórmulas se
presentarán y desarrollarán de manera secuencial. Cabe mencionar que este método de
investigación requiere de análisis experimentales para ciertos parámetros, por lo que por
razones de continuidad es necesario asumir valores empíricos ya establecidos. Los
parámetros geométricos resultantes no varían significativamente respecto a los valores
estadísticos, por lo que a criterio, son aptos para continuar con la siguiente fase del diseño.
Sin embargo, en cuanto a resultados de performance, la eficiencia aerodinámica resultó 12.2%
menor en comparación con la eficiencia aerodinámica de los aviones de referencia. Es por ello
iv
que los resultados tuvieron que ser analizados minuciosamente, conluyendo que es factible
continuar la etapa siguiente, pero ha de requerir un proceso iterativo. Es decir, regresar a la
etapa inicial y hacer variaciones en algunos parámetros que lo requieran,como la eficiencia
aerodinámica, lo cual permitirá optimizar el diseño.
v
DEDICATORIA
A nuestros familiares, por el constante apoyo
incondicional, y consejos brindados.
A nuestros compañeros, por estos años
compartiendo aulas, experiencias y amistad.
A nuestros docentes, por su continua entrega
y deseos de enseñanza para con nosotros.
vi
AGRADECIMIENTO
Nos agradecemos mutuamente por este
tiempo compartido, especialmente los últimos
meses realizando este trabajo. Agradecemos
a nuestra alma mater “Universidad
Tecnológica del Perú”, por acogernos en
nuestros años de formación universitaria, a
nuestros profesores por su dedicación y
motivación, especialmente a quienes nos
inculcaron el valor de la ingeniería
aeronáutica. Finalmente a nuestros padres
quienes nos apoyaron a pesar de las
dificultades hasta el día de hoy.
vii
ÍNDICE
INTRODUCCIÓN .................................................................................................................. xii
CAPÍTULO 1: ANTECEDENTES DE LA INVESTIGACIÓN ................................................... 1
CAPÍTULO 2: MARCO TEÓRICO .......................................................................................... 6
2.1. Conceptos de diseño .................................................................................................... 6
2.1.1. Diseño de aeronaves ............................................................................................. 6
Max power loading 4.5 kg/kw 3.6 kg/kw 3.3 kg/kw 3.6 kg/kw 3.7 kg/kw
PERFORMANCE
Service ceiling 11,580.00 m 11,582.00 m 10,670.00 m 11,277.33
m
Altitud de crucero 3,000.00 m
T-O run 250.00 m 350.00 m 437.00 m 345.67 m
T-O run to 15 m (50 ft) 494.00 m 725.00 m 550.00 m 654.00 m 605.75 m
Landing run 397.00 m 550.00 m 739.00 m 562.00 m
Landing from 15 m (50 ft) 727.00 m 900.00 m 860.00 m 1,030.00 m 879.25 m
Range 1,333 km 1,333 km 1,568 km 1,574 km 1,452 km
Velocidad de crucero 518 km/h 598 km/h 519 km/h 585 km/h 555 km/h
49
3.2. Estimación del peso de despegue (𝑾𝟎)
En esta fase se analiza y relaciona conceptos como, alcance, peso, consumo específico de
combustible, aerodinámica, entre otros. Es en esta etapa donde se empieza a sentar las bases
para el nuevo avión que se diseñará, ya que el resultado obtenido será el primero en
introducirse como un nuevo valor.
Este procedimiento que se desarrollará a continuación se puede apreciar también en el anexo
3B.
3.2.1. Selección de parámetros iniciales
Se necesita de los siguientes parámetros para poder iniciar el cálculo.
Velocidad de vuelo crucero (𝑉𝑐𝑟)
Altura de vuelo crucero (𝐻𝑐𝑟)
La velocidad crucero es igual a 154.17𝑚
𝑠 y la altura crucero es igual 3000 𝑚.
3.2.2. Selección del perfil de vuelo
Se procede a seleccionar el perfil de vuelo que tendrá la aeronave. Cada aeronave tiene
requerimientos dependiendo de su misión, y debe llevar a cabo ciertas fases de vuelo. Para
el caso de esta investigación seleccionaremos un perfil de entrenamiento.
Figura 17. Perfl de vuelo para un avión de entrenamiento. [1]
50
En este tipo de perfil, la aeronave deberá llevar a cabo las siguientes fases de vuelo: de 0-1
(despegue del avión), 1-2 (ascenso del avión), 2-3 (crucero de ida), 3-4 (entrenamiento), 4-5
(crucero de vuelta), 5-6 (espera), 6-7 (descenso) y 7-8 (aterrizaje del avión).
3.2.3. Peso de la tripulación
En el caso de esta investigación, se considera tripulación a los dos pilotos, ya que la aeronave
a diseñar es de tipo biplaza.
De la tabla 1, se selecciona el coeficiente de peso de la tripulación ( 𝐾𝑐𝑟𝑒𝑤), y este es igual a
1.15 para el caso de un avión de entrenamiento. Posteriormente se hace uso de la fórmula 50
para hallar la masa de la tripulación, y este resulta igual a 195.5 𝑘𝑔. Y esu peso 1917.86 𝑁
3.2.4. Peso de la carga útil
Para esta investigación, al ser un avión de entrenamiento militar intermedio, el peso de la carga
útil está dada por la cantidad de armamento y/o tanques de combustible externo. Se
considerará un peso de 12213.45 𝑁, el cual será hallado más adelante en este procedimiento.
3.2.5. Estimación de la fracción de combustible
A continuación, se hará el cálculo respectivo para cada fase de vuelo.
Calentamiento y despegue
Se hace uso de la ecuación 51 cuyo valor final es el de 0.97
Ascenso
Se hace uso de la ecuación 52 cuyo valor final es el de 0.985
Crucero de ida
Se calcula la relación usando la fórmula 53
51
o Estimación de (𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
Para el cálculo de este parámetro es necesario realizar un análisis aerodinámico detallado. El
propósito de esta investigación es de diseñar una aeronave, mas no de realizar un trabajo
aerodinámico, por lo que para facilidades de cálculo y continuidad se usará el método
propuesto en esta metodología.
Se definirá el alargamiento mojado (𝐴𝑤𝑒𝑡) de la aeronave usando la fórmula 54, para lo cual
se requerirá la relación 𝑆𝑤𝑒𝑡
𝑺 , que se puede definir gráficamente en la figura 14 y cuyo valor es
el de 3.8, considerando que el avión seleccionado en dicha gráfica, es de la misma familia del
avión que se está desarrollando.
Una vez obtenido el 𝐴𝑤𝑒𝑡 que es igual a 1.62, lo ubicamos en eje horizontal de la figura 15 y
luego se intersecta con la curva del tipo de avión respectivo, que para este caso es un avión
a hélice con tren retráctil, luego se procede a intersectar con eje vertical, obteniendo el valor
de 14.1 para (𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
o Estimación del (𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
:
Para el caso de esta investigación, la aeronave es propulsada a hélice, por lo tanto, se
determina con la igualdad propuesta por la formula 55, es decir que el (𝐿
𝐷)𝑐𝑟𝑢𝑖𝑠𝑒
es igual al
(𝐿
𝐷)𝑚𝑎𝑥
por lo tanto su valor es de 14.1
o La estimación del consumo de combustible en crucero (𝐶) está dada por la fórmula 56
Se considerará:
𝑛𝑝 = 0.8 (108)
𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟 = 85 ∗ 10−9 𝐾𝑔/𝑊𝑠 (107)
52
o Finalmente reemplazando todos los datos obtenidos, el resultado de la fórmula 53 es 0.993
Entrenamiento
La fracción de peso para la fase de entrenamiento se calcula basándonos en la fórmula 57
o La estimación del (𝐿
𝐷)𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟
se aprecia en la fórmula 58 con un valor de 12.1
o La estimación del consumo de combustible en entrenamiento viene dada en la fórmula 59
Se considerará:
𝑉𝑙𝑜𝑖𝑡𝑒𝑟 = 0.6 𝑉𝑐𝑟 (108)
𝑛𝑝 = 0.7 (109)
𝐶𝑝𝑜𝑤𝑒𝑟 = 10.1 ∗ 10−9 𝐾𝑔/𝑊𝑠 (110)
o Finalmente el valor de la fórmula 57 al ser reemplazado por todas las variables será de
0.992
Crucero de vuelta
Se repite el cálculo efectuado para crucero de ida, ya que las condiciones son las mismas (se
usa la fórmula 53). Resultando 0.993
Espera
Se repite el cálculo efectuado para la fase de entrenamiento (fórmula 57), con la diferencia de
que la autonomía viene dada en la tabla 2. Con un valor de 10 minutos o 600 segundos. El
resultado es de 0.999
Descenso
La fracción de peso para la fase de descenso está establecida por la relación 60 cuyo resultado
es 1
Aterrizaje
53
La fracción de peso para la fase de aterrizaje está establecida en la relación 61 cuyo resultado
es 0.995
Conglomerado de la fracción de peso del combustible
El conglomerado de la fracción de peso del combustible está determinado por la ecuación 62
y resulta 0.929
Se considera una reserva de combustible del 6%
El peso del combustible dado por la fórmula 63, cuyo valor es de 0.075
3.2.6. Fracción de peso vacío
Se calcula según la fórmula 64
o 𝐾 es un valor empírico que equivale a 0.95 y se determina en la tabla 3.
o Los valores de 𝐴 y 𝐶𝑘 son empíricos, equivalen a 2.05 𝑦 − 0.18 respectivamente, y se
toman de la tabla 4.
o El valor del peso vacío es 0.46
3.2.7. Peso de despegue
Se determina con la fórmula 65
Al ser una ecuación de doble variable, se ejecutará un proceso iterativo. Esto consiste en dar
un valor inicial para el peso de despegue (este puede ser tomado del avión de referencia), que
al reemplazar en la fórmula 64 nos dará un valor diferente. Este nuevo valor será introducido
nuevamente en la ecuación, para arrojar otro valor. Este proceso se repite hasta que el valor
introducido sea igual al valor obtenido. Al obtener tal valor, podemos decir que ese es el peso
de despegue de nuestra aeronave. Finalmente el peso es de 30311.18 𝑁
54
Una vez calculado el 𝑊0, se procede a calcular los pesos restantes del avión 𝑊𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑦 𝑊𝑒𝑚𝑝𝑡𝑦
cuyos valores son de 2283.82 𝑁 y 13896.06 𝑁. Todo el procedimiento se puede apreciar en el
anexo B.
3.3. Carga alar
Se procederá a calcular la carga alar, tal como se muestra en la fórmula 8.
El peso de despegue y la superficie alar son parámetros obtenidos del análisis estadístico. El
resultado es de 1822.2 𝑁/𝑚^2
3.3.1. Selección de la carga alar de diseño
Dentro de esta metodología existen dos métodos para hallar la carga alar de diseño. Para el
caso de esta investigación se considerará el método del análisis estadístico en el que se usará
la fórmula 66 cuyo resultado es 1837.55 𝑁/𝑚^2
3.4. Carga de potencia
Se procederá a calcular la carga de potencia, tal como se muestra en la fórmula 67. El
resultados es 27.17 𝑊/𝑁
3.4.1. Selección de la carga de potencia de diseño
Dentro de esta metodología existen dos métodos para hallar la carga de potencia de diseño.
Para el caso de esta investigación se considerará el método del análisis estadístico en el que
se usará la fórmula 68 cuyo resultado será 27.2 𝑊/𝑁
3.5. Diseño del ala
Es esta parte de la investigación procederemos a calcular los parámetros geométricos del ala
de nuestra aeronave. Los valores hallados, serán los valores oficiales de la aeronave en
diseño. Los datos que a continuación se mostrarán son apreciados en el anexo 3 tabla C – 1
55
3.5.1. Superficie del ala de diseño
Para calcular la superficie del ala es necesario usar los parámetros de carga alar de diseño y
el peso de despegue, en la fórmula 4. Estos dos parámetros relacionados fueron calculados
en las fórmulas 65 y 66. El resultado es 16.5 𝑚^2
3.5.2. Selección del perfil
Un parámetro importante para la selección del perfil alar es el espesor relativo del perfil (𝑡 𝑐⁄ ),
que para un avión de entrenamiento será de 0.13 y se toma del siguiente rango de valores.
𝑐̅ = {0.13,… , 0.15} (111)
3.5.3. Ángulo flecha del ala
Para definir el ángulo flecha del ala (𝛬), se toma las características de maniobrabilidad. El
ángulo flecha puede tomarse del análisis estadístico cuyo valor es 5.75°
3.5.4. Alargamiento del ala
El alargamiento del ala (𝐴), se calculó anteriormente. Se usa el mismo valor para esta fase de
la investigación y su valor es 6.17
3.5.5. Estrechamiento del ala
El estrechamiento del ala (𝜆), se calculó anteriormente. Se usa el mismo valor para esta fase
de la investigación y su valor es 0.47
3.5.6. Envergadura de diseño
La envergadura se calcula en la fórmula 5. Usando la nueva superficie alar hallada por la
fórmula 4. Su valor es de 10.09 𝑚
3.5.7. Cuerda aerodinámica media de diseño
o La cuerda raíz se calcula en la fórmula 6 con valor final de 2.23
56
o La cuerda de punta está dada por fórmula 7 con un valor final 1.04
o La cuerda aerodinámica 𝐶𝐶𝐴𝑀 (fórmula 1) tiene un valor de 1.7
o La posición "𝑋" y "𝑌" de 𝐶𝐶𝐴𝑀 (fórmula 2 y 3) son 2.22 y 0.1 respectivamente.
3.5.8. Ángulo diedro del ala
La selección del ángulo diedro está relacionado con los requerimientos de estabilidad de la
aeronave, y puede ser positivo o negativo, los valores comunes se encuentran entre:
𝛤 = −10 ∶ + 10 (112)
Para este caso será tomado del análisis estadístico cuyo valor es 7.5°
3.5.9. Posición del ala
La localización vertical del ala respecto del fuselaje depende del tipo de avión, de la misión y
los requerimientos técnicos operacionales. Es importante analizar las configuraciones
definidas anteriormente (ala baja, ala media y ala alta) y definir cuál se ajusta más a los
requerimientos de la aeronave en diseño. En este trabajo se apostará por un ala de posición
baja.
3.5.10. Superficie de los flaps y alerones de diseño
Las superficies de los flaps y alerones se seleccionan en función de los requerimientos del
avión y se calculan conociendo los valores relativos de cada uno de ellos. Se usarán los
valores relativos que fueron dados por relaciones 12 y 16.
Donde "𝑆" es la superficie alar de la aeronave de diseño (No es tomada del análisis estadístico
de los aviones de referencia)
o Superficie de los flaps:
𝑆𝑓𝑙𝑎𝑝 = (𝑆𝑓𝑙𝑎𝑝
𝑆) 𝑆 (113)
57
El valor final será de 2.1 𝑚^2
o Superficie de los alerones:
𝑆𝑎𝑖𝑙 = (𝑆𝑎𝑖𝑙𝑆) 𝑆 (114)
El valor final será de 1. .32 𝑚^2
3.6. Diseño del fuselaje
El fuselaje del avión es uno de los elementos más importantes en el proceso de diseño, debido
a que la configuración general, y principalmente la longitud del avión va a depender del
fuselaje. Estos datos que se presentarán son vistos en el anexo 3 tabla C – 5.
3.6.1. Longitud del fuselaje de diseño
La estimación inicial de la longitud del fuselaje se puede obtener mediante la ecuación 17
La longitud del fuselaje 𝑙𝑓𝑢𝑠 se calcula de la siguiente manera:
𝑙𝑓𝑢𝑠 = (𝑙𝑓𝑢𝑠
𝑏) 𝑏 (115)
El valor final de la longitud es 10.78 𝑚
Además, cabe mencionar que existe una relación empírica propuesta en la metodología, que
permite relacionar el peso de despegue del avión con la longitud del fuselaje. Se define de la
siguiente manera:
𝑙𝑓𝑢𝑠 = 𝑎 𝑊𝑜𝐶 (116)
Los valores de 𝑎 y 𝐶 se toman de la figura 20, dependiendo el tipo de aeronave. Para este
caso seleccionaremos los parámetros correspondientes al de “aviación general - monomotor”
58
Figura 18. Valores relativos 𝑎 y 𝐶 para el cálculo de 𝑙𝑓𝑢𝑠. [1]
3.6.2. Longitud de la nariz del fuselaje diseño
La longitud de la nariz del fuselaje se puede determinar haciendo uso de la relación 19.
La longitud de la nariz del fuselaje 𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒 se calcula de la siguiente manera:
𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒 = (𝑙𝑛𝑜𝑠𝑒𝑙𝑓𝑢𝑠
) 𝑙𝑓𝑢𝑠 (117)
El valor calculado será de 2.15 𝑚
3.6.3. Diámetro del fuselaje
Para el cálculo de este parámetro 𝑑𝑓𝑢𝑠, se hará uso del software de diseño AutoCAD. En otras
palabras el diámetro del fuselaje (𝑑𝑓𝑢𝑠) se tomará de los planos de los aviones de referencia
cuyo valor hallado es de 1 𝑚
3.6.4. Longitud de la cola del fuselaje de diseño
La longitud de la cola del fuselaje se puede determinar haciendo uso del software AutoCAD.
Para luego dividirlo por la longitud del fuselaje de referencia. Tal como se muestra en la
siguiente relación.
(𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎𝑙𝑓𝑢𝑠
) (118)
59
La longitud de la cola del fuselaje 𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎 de diseño se calcula de la siguiente manera:
𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎 = (𝑙𝑐𝑜𝑙𝑎𝑙𝑓𝑢𝑠
) 𝑙𝑓𝑢𝑠 (119)
El valor es de 5.03 𝑚
3.7. Dimensionamiento de los estabilizadores de diseño
Para empezar con el dimensionamiento de los estabilizadores, es necesario contar con los
parámetros siguientes: (𝑆ℎ
𝑆⁄ ), (𝑆𝑣
𝑆⁄ ), 𝐴ℎ, 𝐴𝑣, 𝜆ℎ, 𝜆𝑣, 𝛬ℎ y 𝛬𝑣. Estos parámetros son tomados
de los valores de referencia y se pueden observar en el anexo 3 tabla C – 2 y C – 3.
3.7.1. Estabilizador horizontal de diseño
o La superficie del estabilizador horizontal (𝑆ℎ) se calcula mediante la fórmula 21. Y su
resultado es 3.48 𝑚^2
o La envergadura del estabilizador horizontal (𝑏ℎ) se calcula usando la fórmula 23. Y su
resultado es 4.07 𝑚
o La cuerda raíz del estabilizador horizontal (𝐶𝑟ℎ) se calcula con la fórmula 25. Y vale 1.09 𝑚
o La cuerda de punta del estabilizador horizontal (𝐶𝑡ℎ) se calcula con la fórmula 26. Y vale
0.62 𝑚
o La cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀ℎ) del estabilizador horizontal se encuentra con la
fórmula 27. Y equivale a 0.88 𝑚
o La posición de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀ℎ) del estabilizador horizontal en los
ejes "Z" 𝑦 "𝑋" se calcula con las fórmulas 28 y 29 respectivamente. Y sus valores son 0.92 𝑚
y 0.09 𝑚 de igual manera.
60
3.7.2. Estabilizador vertical de diseño
o La superficie del estabilizador vertical (𝑆𝑣) se calcula mediante la fórmula 32 y equivale a
2.97 𝑚^2
o La envergadura del estabilizador vertical (𝑏𝑣) se calcula usando la fórmula 34 y equivale a
2.57 𝑚
o La cuerda raíz del estabilizador vertical (𝐶𝑟𝑣) se calcula con la fórmula 36 y resulta 1.72 𝑚
o La cuerda de punta del estabilizador vertical (𝐶𝑡𝑣) se calcula con la fórmula 37 y resulta
0.58 𝑚
o La cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀𝑣)del estabilizador vertical se encuentra con la fórmula
38 y vale 1.24 𝑚
o La posición de la cuerda aerodinámica media (𝐶𝐶𝐴𝑀𝑣) del estabilizador vertical en los ejes
"Z" 𝑦 "𝑋" se calcula con las fórmulas 39 y 40 respectivamente y equivalen a 0.54 𝑚 y 0.53 𝑚
de igual manera.
3.7.3. Posición de los estabilizadores
La posición de los estabilizadores respecto del punto localizado a 25 % de la cuerda
aerodinámica media CAM se localiza conociendo el brazo de los estabilizadores.
Para calcular el brazo de los estabilizadores, primero es necesario calcular los coeficientes
de volumen de ambos estabilizadores.
o El coeficiente de volumen del estabilizador horizontal (𝑉𝐻) se calcula por la fórmula 30.
o El coeficiente de volumen del estabilizador vertical (𝑉𝑉) se calcula por la fórmula 41.
Sin embargo existen valores preestablecidos que pueden ser seleccionados de la siguiente
figura.
61
Figura 19. Coeficientes de volumen para estabilizadores. [1]
o Tomando como referencia el tipo de aeronave “aviación general – monomotor” se hallan
𝑉𝐻 y 𝑉𝑉 cuyos valores son 0.7 y 0.04 respectivamente.
o Para hallar el brazo del estabilizador horizontal (𝑙ℎ) se despeja la fórmula 30 y se obtiene
el valor de 5.69 𝑚
𝑙ℎ =𝑉𝐻𝑆ℎ
𝑆 𝐶𝐶𝐴𝑀 (120)
o Para hallar el brazo del estabilizador vertical (𝑙𝑣) se despeja la fórmula 41 y se obtiene el
valor de 2.25 𝑚
𝑙𝑣 =𝑉𝑉𝑆𝑣
𝑆 𝑏 (121)
En la figura 20 se aprecian la posición de los estabilizadores.
3.7.4. Altura relativa de los estabilizadores
La altura del estabilizador horizontal respecto del ala se determina en función de las
características de interferencia y efectividad de los estabilizadores. Este punto requiere de un
62
análisis aerodinámico que no es parte de la metodología presentada. Sin embargo se requerirá
del criterio del diseñador para definir la altura más adecuada.
Figura 20. Brazo del estabilizador vertical y horizontal. [1]
3.8. Dimensionamiento del tren de aterrizaje
El tren de aterrizaje se selecciona después de tener las dimensiones del fuselaje y
consideraciones de operación. El desarrollo de un tren de aterrizaje amerita un estudio
particular, siendo ajeno al procedimiento de cálculo del trabajo presentado. Lo que se mostrará
a continuación serán únicamente las medidas tomadas de los promedios de los aviones de
referencia. Es importante mencionar que el tipo de tren seleccionado para este avión será de
tipo triciclo por su maniobrabilidad y visibilidad en tierra, además de su alta seguridad en caso
de fallas en el aterrizaje.
Base del tren (𝐵) = 2.81 𝑚
Track del tren (𝑇) = 3.35 𝑚
Altura del tren (ℎ) = 1.00 𝑚
Estas medidas se observan en el anexo 3 tabla C – 6.
3.9. Estimación de la performance
Después de dimensionar el avión se procede a realizar el cálculo de su performance, esto con
la finalidad de evaluar sus principales parámetros y compararlos con los requerimientos de
diseño del avión.
63
3.9.1. Estimación de la polar
La polar se calcula por la fórmula 43.
3.9.2. Estimación del coeficiente de resistencia parásita del ala-fuselaje (𝑪𝑫𝒐(𝑾𝑩))
Se hará uso de la fórmula 70
o Cálculo del coeficiente de resistencia parásita del ala (𝑪𝑫𝒐(𝑾))
▪ Se halla 𝐶𝑟𝑒 y se necesitan los valores de 𝐶𝑟 = 2.22, 𝐶𝑡 = 1.04, 𝑏 = 10.09 y 𝑑𝑓𝑢𝑠 = 1, y se
usará la fórmula 71 cuyo valor final será 2.1𝑚
▪ Luego se procederá a usar la fórmula 72, hallando el valor de 0.49
▪ Con la fórmula 73 se hallará el valor de 𝐶�̅� el cual es de 1.63 𝑚
▪ Se procede a hallar la velocidad mach con la fórmula 46. Donde “a” es la velocidad del
sonido a una altura determinada, que para este trabajo es 328.5 𝑚/𝑠 a 3000 𝑚
▪ Mach equivale a 0.47
▪ Se halla el número de Reynolds con la fórmula 45, considerando una viscosidad cinemática
(𝜇) de 1.295 ∗ 10−5 . Reynolds finalmente tendrá un valor de 1.94 ∗ 107
▪ Usando la fórmula 74 se hallará el 𝐶𝑓𝑤 el cual equivaldrá a 0.00266
▪ Luego usando las fórmulas 75, 76 y 77 se llega al resultado de 𝑆𝑤𝑒𝑡𝑤 el cual es 35.99 𝑚^2,
considerando el valor de 𝐿 como 2 para aviones de entrenamiento.
▪ Finalmente todo estos datos se reemplazan en la fórmula 78 para hallar el valor de 𝐶𝐷𝑂(𝑊)
el cual será de 0.00731
▪ El resultado se puede observar en el anexo 3 tabla D – 1.
o Cálculo de coeficiente de resistencia parásita del fuselaje (𝑪𝑫𝒐(𝑩))
▪ Este coeficiente es la suma de 𝐶𝐷𝑓(𝐵)𝑦 𝐶𝐷𝑝(𝐵)
64
▪ Para hallar 𝐶𝐷𝑓(𝐵) se usa la fórmula 80 y se considera un Reynolds con la fórmula 𝑅𝑒 =
𝑉∗𝑙𝑓𝑢𝑠
𝜇 equivalente a 128.2 ∗ 106
▪ Usando la fórmula 74 se halla el valor de 𝐶𝑓𝐵 el cual es de 0.00202
▪ Además se procede a hallar los siguientes parámetros relacionados descritos en las
fórmulas 81 y 82
▪ Finalmente 𝐶𝐷𝑓(𝐵) resulta igual a 0.0652
▪ Para hallar 𝐶𝐷𝑝(𝐵) se considera 𝐶𝑓𝑤 hallado anteriormente cuyo valor es 0.00266
▪ Se aplica la fórmula 83 cuyo resultado final es 0.0272
▪ Se procederá a reemplazar los valores calculados en la fórmula 79 y su valor será de 0.0924
Finalmente usando la fórmula 70 tendremos el valor de 𝐶𝐷𝑂(𝑊𝐵) el cual es 0.0117. Ambos
resultados se ven en el anexo 3 tabla D – 2.
3.9.3. Estimación del coeficiente de resistencia parásita de los estabilizadores (𝑪𝑫𝒐(𝒉𝒗))
o Este coeficiente se puede expresar de manera resumida mediante la fórmula 84
o Para la fórmula anterior se debe considerar un valor empírico de:
𝐶𝐷𝑓= 0.0025 (122)
o El resultado final de 𝐶𝐷𝑂(ℎ𝑣) es 0.000974 y se puede apreciar en el anexo 3 tabla D – 3.
3.9.4. Estimación del coeficiente de resistencia parásita del avión (𝑪𝑫𝒐)
o Este coeficiente se determina mediante la fórmula 85
o El valor de 𝐶𝐷𝑜 es de 0.0129. Se observa en el anexo 3 tabla D – 4.
3.9.5. Coeficiente de resistencia inducida del avión (𝑪𝑫𝒊)
o Se estima el factor de eficiencia de Oswald con la fórmula 86.
65
o En este caso el valor empírico de 𝑒𝑤𝑖𝑛𝑔(𝛬=0) se considerará igual a 0.85 y el ángulo de flecha
del ala igual a 5.75° (tomado del análisis estadístico), para la fórmula 87 (𝑒𝑤) cuyo resultado
es 0.846
o Luego se usará la ecuación 88, en donde se considerará un valor empírico para 𝜎𝑓𝑢𝑠 igual
a 0.8 y una superficie de fuselaje (𝑆𝑓𝑢𝑠) aproximada de 25.1 𝑚2, luego se resolverá la
ecuación, hallándose un resultado de 1.21
o Considerando un valor empírico de 0.05 para 𝑒𝑜𝑡ℎ𝑒𝑟 y reemplazando todos los valores en la
fórmula 86 se podrá obtener el valor de 𝑒 que será de 0.408
o Finalmente se halla el valor de 𝐾 usando la expresión 89. Su resultado es de 0.1264
o El valor de 𝐾 puede observarse en el anexo 3 tabla D – 5.
o La resistencia inducida del avión se calcula mediante la multiplicación del factor 𝐾 hallado
en el punto anterior, con el coeficiente de sustentación (𝐶𝐿) elevado al cuadrado. Sin
embargo existirá una variación en 𝐶𝐿 lo que modificará la resistencia en diferentes rangos
como muestra la tabla 8 y figura 23.
3.9.6. Curva polar del avión
o Se calcula usando la fórmula 90.
o Para el cálculo de la polar se asignan valores, que estén dentro del rango del coeficiente
de sustentación máximo que se aprecia en la figura 21. Estos estarán entre las curvas “no
flap” y “fowler flap”
o Se usará el software autocad para aproximar el ángulo flecha para el 25% de las cuerdas.
Este resultará en un valor de 2°
o Una vez obtenido el 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥, se hace un cuadro para dar valores al 𝐶𝐷 tomando como
referencia un rango de 𝐶𝐿
66
Figura 21. 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 para 25% del ángulo flecha. [1]
-
o De lo anterior, se procede a construir la curva 𝐶𝐷 = 𝑓(𝐶𝐿) , que muestre el comportamiento
de los dos coeficientes. Tal como se aprecia en la figura 22 y se ve en la tabla 7.
o Finalmente se hará uso de la fórmula 91 para conocer la eficiencia aerodinámica de nuestra
aeronave. Este valor resulta 12.36 y se comparará con la eficiencia aerodinámica hallada
anteriormente de los datos de referencia en la figura 15 el cual resultó 14.1 lo que nos deja
un 12.2% menos de eficiencia.
3.9.7. Velocidades de pérdida para diferentes configuraciones de flap
o Para un vuelo nivelado la velocidad de pérdida se calcula con la fórmula 92.
o El valor de 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 se determina con flaps plegados y desplegados como se muestra en la
figura 21.
o En las tablas 9 y 10 se muestra la variación de la velocidad de pérdida de acuerdo a la
altura de vuelo, y cuando el avión está con flaps plegados y desplegados, así como a sus
respectivas figuras número 24 y 25
67
3.9.8. Alcance
o El alcance final se dividirá en 3 fases que comprenderán desde el inicio hasta el final de la
fase de crucero.
o Se define que el peso al inicio de la fase es igual al peso de despegue es decir 30311.8 𝑁,
el peso al final de la fase es 30087.93 𝑁
o Se propone una eficiencia de la hélice en crucero de 0.8 la cual variará a 0.7 solo en la fase
de entrenamiento.
o El consumo específico del combustible ha sido mencionado anteriormente y se acomodará
a las unidades correspondientes, cuyo valor final es 0.31
o Conociendo todos los valores, y haciendo uso de la fórmula 93, 94 y 95, se encuentra un
resultado a la primera fase el cual es 271.704 𝑘𝑚
o El mismo procedimiento se realizará para las 3 fases correspondientes. Finalmente se
hallará la suma de los resultados, dando un valor de 791.7 𝑘𝑚
o El procedimiento de cada fase se puede apreciar en el anexo 3 tabla D – 6.
3.9.9. Distancia de despegue
o Para este parámetro se usará la fórmula 96.
o Se harán diversas consideraciones como: 𝜇 será 0.1, la 𝑉𝑆 es la mínima velocidad con el
máximo coeficiente de sustentación y esto se aprecia en la tabla 9, y se reemplaza en la
fórmula 97. 𝐶𝐿𝑇𝑂 y 𝐶𝐷𝑇𝑂 serán tomados de la tabla 7, y se consideran los máximos valores.
o Reemplazando estos valores y los ya conocidos (mencionados a lo largo de todo el trabajo
de investigación) se llegará al resultado final de 715.55 𝑚
o E proceso puede observarse en el anexo 3 tabla D – 7.
3.9.10. Distancia de aterrizaje
o Esta distancia se halla con la fórmula 98.
68
o Primero se resuelve la fórmula 99 considerando un 𝜃𝑎𝑝𝑝 igual a 3° y una velocidad de
pérdida mínima para el máximo 𝐶𝐿 visto en la tabla 9. Su resultado es 9.5 𝑚
o Luego se calcula la fórmula 100 la distancia del free roll (𝑆𝐹𝑅), que es la distacia recorrida
por un segundo con la velocidad de touch – down (𝑉𝑇𝐷) vista con la fórmula 101. El
resultado es 38.11 𝑚
o Finalmente con la fórmula 102 se halla la distancia de frenado. Para ello se necesita los
valores propuestos por las fórmulas 103, 104 y 105.
o 𝐶𝐿𝐿𝐺 y 𝐶𝐷𝐿𝐺 son los máximos valores de la tabla 7
o Para el aterrizaje se considera solo un 40% de potencia máxima (𝑃)
o El coeficiente de fricción (𝜇) de la pista es igual al de la distancia de despegue, 0.1
o El valor hallado es 810.05 𝑚
o Finalmente se procede a sumar los valor hallados por las fórmulas 99, 100 y 102, resultando
en 857.65 𝑚
o Su proceso se aprecia en el anexo 3 tabla D – 8.
69
CAPÍTULO 4
RESULTADOS Y DISCUSIÓN
4.1. Resultados de la performance
4.1.1. Curva polar
Tabla 7. Relación 𝐶𝐷 y 𝐶𝐿
CD CL
0.01420406 0.1
0.0179955 0.2
0.02431456 0.3
0.03316125 0.4
0.04453556 0.5
0.05843749 0.6
0.07486705 0.7
0.09382424 0.8
0.11530905 0.9
0.13932149 1
0.16586155 1.1
0.19492923 1.2
0.22652454 1.3
0.26064748 1.4
0.29729804 1.5
0.33647622 1.6
0.37818203 1.7
0.42241546 1.8
0.46917652 1.9
0.5184652 2
0.57028151 2.1
0.62462545 2.2
0.681497 2.3
0.74089619 2.4
0.80282299 2.5
70
Figura 22. Curva Polar
En la tabla 7 podemos apreciar los valores de 𝐶𝐿 y 𝐶𝐷, en donde 𝐶𝐿 se muestra como parámetro
principal del cual dependerá el valor de 𝐶𝐷.
El valor máximo de 𝐶𝐿 viene dado en la metodología por el uso de la figura 21, el cual llega al
valor de 2.5
En la figura 22 se aprecia de manera gráfica la tabla anterior mencionada en donde se puede
concluir lo siguiente:
o Existe un crecimiento casi proporcional entre ambos parámetros, para los valores de 0.01
a 0.05 en 𝐶𝐷 y 0.1 a 0.5 en 𝐶𝐿
o Entre los valores de 0.05 a 0.8 para 𝐶𝐷 y 0.5 a 2.5 para 𝐶𝐿, se observa que el 𝐶𝐿 aumenta
en mayor proporción que el 𝐶𝐷
o Se puede afirmar entonces que en el segundo rango de valores la eficiencia del avión es
mayor que en el primer rango, ya que el avión tendrá mayor coeficiente de sustentación
(𝐶𝐿) y menor coeficiente de resistencia (𝐶𝐷).
71
4.1.2. Cambio en el coeficiente de resistencia inducida (𝑪𝑫𝒊) con el 𝑪𝑳
Tabla 8. Valores de 𝐶𝐷𝑖 con 𝐶𝐿
Cdi CL
0 0
0.00126381 0.1
0.00505525 0.2
0.01137431 0.3
0.020221 0.4
0.03159531 0.5
0.04549725 0.6
0.06192681 0.7
0.08088399 0.8
0.1023688 0.9
0.12638124 1
0.1529213 1.1
0.18198898 1.2
0.21358429 1.3
0.24770723 1.4
0.28435779 1.5
0.32353597 1.6
0.36524178 1.7
0.40947522 1.8
0.45623627 1.9
0.50552496 2
0.55734127 2.1
0.6116852 2.2
0.66855676 2.3
0.72795594 2.4
0.78988275 2.5
Figura 23. Aumento de 𝐶𝐷𝑖 con 𝐶𝐿
72
o Como se ve en la tabla 8 el 𝐶𝐿 aumento en conjunto con el 𝐶𝐷𝑖 y esto es debido
principalmente a que la resistencia inducida va a depender directamente del coeficiente de
sustentación así como de una constante llamada 𝐾 que se menciónó en capítulo anterior.
o Si se analiza de manera más detallada este comportamiento, se puede deducir que asi
como la resistencia inducida es proporcional al coeficiente de sustentación; también lo es a
la velocidad de vuelo, puesto que este parámetro es el que aumenta si se quiere obtener a
un mayor 𝐶𝐿 y por proporcionalidad, aumentaría la resistencia inducidad.
o La figura 22 y 23 se relacionan de tal manera que si el 𝐶𝐷𝑖 aumenta, también lo hará el 𝐶𝐷
por lo que la tendencia de la curva en cada gráfica será la misma. Esto debido a que ambos
parámetros están relacionados a su vez con el 𝐶𝐿
4.1.3. Velocidad mínima con 𝑪𝑳 = 𝟏.𝟔 (flaps retraídos)
Tabla 9. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 1.6
Densidad Vstall (1.6) H
1.225 43.3018593 0
1.1673 44.3591633 500
1.1116 45.4569529 1000
1.0581 46.591987 1500
1.0065 47.7713704 2000
0.9569 48.9938211 2500
0.9091 50.2653557 3000
0.8632 51.5844582 3500
0.8191 52.9548968 4000
0.7768 54.3775931 4500
0.7361 55.8606751 5000
0.6971 57.4020031 5500
0.6597 59.0067027 6000
0.6238 60.6808847 6500
0.5895 62.4212821 7000
0.5566 64.2396237 7500
0.5252 66.1320873 8000
0.4951 68.1127047 8500
0.4664 70.177084 9000
0.4389 72.3422144 9500
0.4127 74.6031825 10000
0.3877 76.970922 10500
73
Figura 24. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 1.6
En la tabla 9 se observa la velocidad de pérdida a una altura determinada, teniendo como
referencia un coeficiente de sustentación máximo constante igual a 1.6
El cambio de altura traerá con ella una variación en la densidad de aire, el cual es un parámetro
influyente en la sustentación.
En la figura 24 apreciamos gráficamente este cambio presentado en la tabla anterior. Podemos
observar lo siguiente:
o El aumento de altitud trae consigo un aumento en la velocidad de pérdida del avión.
o Se debe a como se aclaró anteriormente a una disminución de la densidad.
o Para mantener una mínima sustentación, la disminución de densidad debe ser compensada
con otro parámetro.
o Debido a que el coeficiente de sustentación para esta consideración debe ser constante
(𝐶𝐿 = 1.6), el área de sustentación debe ser constante por consecuencia.
o El único parámetro que puede variar para compensar la pérdida de sustentación es la
velocidad.
o Por estos motivos la velocidad aumentará como muestra la figura 24
74
4.1.4. Velocidad mínima con 𝑪𝑳 = 𝟐.𝟓 (flaps extendidos)
Tabla 10. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 2.5
Densidad Vstall (2.5) H
1.225 34.6414875 0
1.1673 35.4873307 500
1.1116 36.3655623 1000
1.0581 37.2735896 1500
1.0065 38.2170963 2000
0.9569 39.1950569 2500
0.9091 40.2122846 3000
0.8632 41.2675665 3500
0.8191 42.3639174 4000
0.7768 43.5020745 4500
0.7361 44.6885401 5000
0.6971 45.9216025 5500
0.6597 47.2053622 6000
0.6238 48.5447077 6500
0.5895 49.9370257 7000
0.5566 51.3916989 7500
0.5252 52.9056698 8000
0.4951 54.4901637 8500
0.4664 56.1416672 9000
0.4389 57.8737716 9500
0.4127 59.682546 10000
0.3877 61.5767376 10500
Figura 25. Velocidad de pérdida con 𝐶𝐿 = 2.5
75
En la tabla 10 se observa la velocidad de pérdida a una altura determinada, teniendo como
referencia un coeficiente de sustentación máximo constante igual a 2.5
El cambio de altura traerá con ella una variación en la densidad de aire, el cual es un parámetro
influyente en la sustentación.
En la figura 25 se aprecia gráficamente este cambio presentado en la tabla anterior. Se
observa lo siguiente:
o El aumento de altitud trae consigo un aumento en la velocidad de pérdida del avión.
o Se debe a como se aclaró anteriormente a una disminución de la densidad.
o Para mantener una mínima sustentación, la disminución de densidad debe ser compensada
con otro parámetro
o Debido a que el coeficiente de sustentación para esta consideración debe ser constante
(𝐶𝐿 = 2.5), el área de sustentación debe ser constante por consecuencia.
o El único parámetro que puede variar para compensar la pérdida de sustentación es la
velocidad.
o Por estos motivos la velocidad aumentará como muestra la figura 25.
o Para relacionar las figuras 24 y 25 se tomará las velocidades a una altitud de 3000 𝑚 (altitud
de entrenamiento y crucero). La velocidad de pérdida para un 𝐶𝐿 = 1.6 es de 50.27 𝑚/𝑠 ;
mientras que para un 𝐶𝐿 = 2.5 la velocidad de pérdida es de 40.21 𝑚/𝑠
o Esto se interpreta de como una indirecta proporcionalidad entre los parámetros de
coeficiente de sustectación (𝐶𝐿) y velocidad de pérdida (𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙).
76
CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES
Conclusiones
- Se realizó el diseño conceptual de un avión de entrenamiento militar intermedio – avanzado,
siguiendo la metodología de cálculo planteada en la presente investigación, obteniéndose
resultados aceptables para esta fase del diseño.
- Se calculó los principales parámetros del avión, obteniéndose una envergadura de 10.9 𝑚,
una longitud total de 10.77𝑚, una superficie alar de 16.50 𝑚2, una carga alar de 1837.55𝑁
𝑚2,
una carga de potencia de 27.20𝑊
𝑁 y un peso de despegue de 30311.18 𝑁.
- Se analizó la performance del avión en los siguientes puntos: la eficiencia aerodinámica
máxima es igual 12.364, el coeficiente de resistencia parásita es igual 0.0129 (dentro del
rango para un avión de entrenamiento), el alcance de la aeronave es de 791.697 𝑘𝑚 , la
distancia de despegue es igual 715.545 𝑚 y la distancia de aterrizaje es igual 857.65 𝑚.
Recomendaciones
- Se recomienda que para futuros trabajos orientados al diseño de aviones, se utilice la
metodología planteada en este proyecto, debido a su estructura de fácil entendimiento y
manejo de la información.
77
- Se recomienda usar la información obtenida en este trabajo para iniciar la segunda fase de
diseño.
- Se recomienda realizar un proceso iterativo, es decir, volver a la fase del diseño conceptual
para recalcular ciertos parámetros que no se adecuen al diseño preliminar, esto con la
finalidad de lograr una optimización en el diseño.
78
REFERENCIAS
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[2] S. Gudmundsson, General aviation aircraft design: Applied methods and procedures. New York, NY, USA: Embry-Riddle Aeronautical University, 2013.
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[4] J. Grass, S. Rincón y J. Robayo, “Diseño conceptual y preliminar de una aeronave de categoría de transporte regional”, tesis de grado, Fund. Univ. Los Libertadores, 2017.
[5] J. Riascos Viveros, “Diseño conceptual y preliminar de un avión tipo comercial”, tesis de grado, Fund. Univ. Los Libertadores, 2016.
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[7] J. Anderson, Fundamentals of aerodynamics. New York, USA: McGraw – Hill, 2011.
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[9] C. Forrest, C. Forrest, D. Wisser, “Landing Gear Structural Health Monitoring (SHM)” Procedia Structural Integrity, vol. 5, pp. 1153 – 1159, 2017.
[10] J. Roskam y C. Edward, Airplane aerodynamics and performance. Kansas, USA: Design, Analysis and Research Corporation, 1997.
[11] C. Riboldi, F. Gualdoni. L. Trainelli, “Preliminary weight sizing of light pure – electric and hybrid – electric aircraft” Transportation Research Procedia, vol. 29, pp. 376 – 389, 2018.
[12] G. Tay, P. Keller, M. Hornung, “Development of a software tool for comprehensive flight performance and mission analysis of hybrid – electric aircraft” Transportation Research Procedia, vol 29, pp. 401 – 409, 2018.
[13] “Embraer EMB 314 Super Tucano”, The Blueprints, 2018. [Online]. Available: https://www.the-