REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA UNEFA PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN Trabajo Especial de Grado presentado como requisito para optar al título de Ingeniero Aeronáutico Autor: Br. López Rivas Donald Ramón. Tutor: Ing. Nelson José Díaz Gautier. Maracay, abril de 2009.
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Lineamientos Para Realizar Informes Tecnicos SAE Aerodesign
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REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO
LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN
Trabajo Especial de Grado presentado como requisito para optar al título de
Ingeniero Aeronáutico
Autor:
Br. López Rivas Donald Ramón.
Tutor:
Ing. Nelson José Díaz Gautier.
Maracay, abril de 2009.
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REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITECNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
En mi carácter de tutor del Trabajo Especial de Grado, titulado “propuesta para la elaboración de los lineamientos a seguir para la realización de los informes técnicos bajo las normativas de las competencias SAE Aerodesign”, presentado por el ciudadano Donald Ramón López Rivas C.I. 12625701, para optar al título de Ingeniero Aeronáutico, considero que dicho trabajo tiene los meritos suficientes para ser sometido a la presentación pública y evaluación por parte del jurado examinador que se designe.
En la ciudad de Maracay a los 28 días del mes de Abril de 2009.
Ing. Nelson Díaz.
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REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
“PROPUESTA PARA LA ELABORACIÓN DE LOS LINEAMIENTOS A SEGUIR PARA LA REALIZACIÓN DE LOS INFORMES TÉCNICOS BAJO
LAS NORMATIVAS DE LAS COMPETENCIAS SAE AERODESIGN”
Trabajo Especial de Grado aprobado, en nombre de la Universidad Nacional Experimental de la Fuerza Armada Bolivariana, por el siguiente jurado, en la ciudad
de Maracay a los _____ días del mes de _____________ de 2009.
Firma del profesor Firma del profesor Firma del profesor
________________________
Coordinador de Ingeniería Aeronáutica.
iv
DEDICATORIA
A Dios ante todo.
A mis padres.
A mis hermanos.
A mis amigos.
A mis compañeros.
Al desarrollo e investigación en materia Aeronáutica en Venezuela.
v
AGRADECIMIENTOS
Agradezco a Dios por brindarme la oportunidad de vivir para realizar este
trabajo, a mis padres Alburí Rivas y Ramón López por su apoyo y formación, a mis
hermanos Sergio, Arquímedes, Adolfo y hermanas Albury y Triana por su apoyo,
estimulo y preocupación. Existen muchas personas más a quienes les atribuyo mis
éxitos por su estimulo, confianza, criticas, comentarios, esfuerzos, compañía, entre
otras, a quienes les agradezco en el alma por estar en el camino y ayudarme a
caminar. Lamentablemente por espacio y circunstancias no los puedo nombrar a
todos en este momento. En especial quiero agradecer a la Familia Orozco, en
particular al Sr. René, Sra. Rosa, Laura e indudablemente Verónica, así mismo a mis
amigos en Toy-Motriz Pedro Uyoa, Enrique, Adonis, Antonio, Luciana y José Luis,
entre otros. En la universidad al Sr. Luis, Dilena así como al personal del
departamento, a mis amigos y profesores entre ellos Nelson Díaz, Ángel Malaguera,
Asdrúbal Belisario, y mis compañeros de estudio que hoy formamos una familia.
También a Andrés Parra y Rafael Martínez “Chamolon”, estos últimos que me
brindaron un gran aporte en conocimiento para la culminación de este trabajo.
El éxito no se describe en las cosas que se ganan sino en el esfuerzo que
se hace para ganarlas.
vi
REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA BOLIVARIANA
UNEFA
Autor: Br. López Rivas Donald Ramón.
Tutor: Ing. Nelson José Díaz Gautier.
RESUMEN
Esta investigación tiene como finalidad establecer los lineamientos a seguir para elaborar los informes técnicos para las competencias SAE Aerodesign con la visión de proporcionar una herramienta base a los futuros equipos que participen en la misma. El estudio fue desarrollado como una investigación de campo, bajo la modalidad de proyecto factible con una breve revisión documental. El mismo consta de cinco (5) capítulos de los cuales dos (2) son técnicos: El capítulo IV que contempla la recopilación, comparación y análisis de la información sobre informes técnicos anteriores. El capitulo V presenta la estructura detallada propuesta para realizar un informe técnico eficiente para SAE Aerodesign, así como una herramienta para la estimación de la fracción de carga de pago de aeronaves con el esquema de la competencia, el procedimiento para la determinación del centro de gravedad, y propuesta sobre el uso de teorías y herramientas computacionales que aplican para el diseño de las mismas. Los resultados obtenidos en esta investigación concluyen en una herramienta ideal para abordar la elaboración de los informes técnicos para las competencias SAE Aerodesign en su clase regular.
vii
ÍNDICE
DEDICATORIA .......................................................................................................... iv
AGRADECIMIENTOS ................................................................................................ v
RESUMEN ................................................................................................................... vi
ÍNDICE DE TABLAS ............................................................................................... xiii
ÍNDICE DE FIGURAS .............................................................................................. xiv
ÍNDICE DE GRÁFICOS ........................................................................................... xvi
INTRODUCCIÓN ………………………………………………………………..1
CAPÍTULO I
1.1 Planteamiento del problema ………………………………………2
1.2 Objetivos de la investigación. …………………………………4
1.2.1 Objetivo General …………………………………………4
1.2.2 Objetivos específicos ……………………………………….4
1.3 Justificación …………………………………………………………5
1.4 Limitaciones …………………………………………………………6
1.5 Alcance …………………………………………………………7
viii
CAPÍTULO II
MARCO REFERENCIAL
2.1 Antecedentes …………………………………………………….8
2.1.1 Reseña histórica …………………………………….8
2.1.2 Antecedentes de la investigación …………………….12
2.2 Bases teóricas ……………………………………………………14
2.2.1 Introducción a un proyecto aeronáutico….....……………14
2.2.2 Definición de Aerodinámica ……………….……………15
2.2.3 Fuerzas Aerodinámicas ……………….……………17
2.2.4 Variación en la presión ……………….……………18
2.2.5 Definición de la Sustentación y de la Resistencia …….19
2.2.6 Distribución de la Velocidad …………….……………20
2.2.7 Cómo se genera la sustentación …………………….21
2.2.8 Resistencia Aerodinámica. …………………………….22
2.2.9 Proceso del diseño de aeronaves. …………………….26
2.2.10 Fases del diseño de aeronaves …………………….27
2.2.11 Proceso del diseño conceptual …………………….30
2.2.12 Estimación inicial del peso de despegue (Wo) ……..31
2.2.13 Relación empuje-peso …………………………….34
2.2.14 Carga alar …………………………………………….36
2.2.15 Selección de perfiles …………………………………..38
2.2.16 Geometría del ala …………………………………….42
ix
2.2.17 Geometría del empenaje …………………………….48
2.2.18 Tren de aterrizaje …………………………………….51
2.2.19 Teoría de Prandtl. ……………………………………..57
2.2.20 Estabilidad y control ……………………………..59
CAPÍTULO III
MARCO METODOLÓGICO
3.1 Tipo de Estudio ……………………………………………63
3.2 Método de Investigación ……………………………………65
3.3 Técnicas e instrumentos de recolección de datos ……………66
3.4 Fases de la Investigación …………………………………...66
CAPÍTULO IV
ANÁLISIS DE LOS RESULTADOS
4.1 Recolección e interpretación de datos ……………………68
4.1.1 Sistema evaluativo ……………………………………68
4.1.1.1 Presentación del informe técnico ……………68
4.1.1.2 Presentación Oral ……………………………69
4.1.1.3 Competencia de vuelos ……………………69
4.1.2 Parámetros de evaluación del informe técnico ……70
4.1.3 Tabla de resultados ……………………………………71
4.2 Gráficos de puntuaciones ……………………………………73
4.3 Análisis de los informes técnicos ……………………………78
x
4.3.1 Análisis Aerodinámico ……………………………78
4.3.2 Desempeño ………………………………….…………79
4.3.3 Estabilidad y control …………………………………….80
4.3.4 Estructuras …………………………………………….81
4.3.5 Proyecto ………………………………...…………..82
CAPÍTULO V
LA PROPUESTA
5.1 Estructura general de un proyecto SAE Aerodesign ………………84
5.2 Organización del equipo ………………………………………86
5.3 Diseño conceptual ………………………………………………88
5.3.1 Especificación de la misión del proyecto ……………….89
5.3.2 Boceto General ………………………...…………….90
5.3.3 Estimación de peso en vacio y carga de pago ……….91
5.3.4 Estimación de la masa estructural de la aeronave (West) .92
5.3.5 Especificaciones ………………………………………94
5.4 Diseño preliminar ………………………………………………95
5.4.1 Selección del perfil: ………………………………………96
5.4.2 Diseño Preliminar del Ala ……………..………………..97
5.4.3 Definición preliminar del fuselaje ……….……………..101
5.4.3.1 Posición del motor ……………………………..102
5.4.4 Ubicación del centro de gravedad ……………………...104
5.4.4.1 Ubicación de la carga ……………………...105
xi
5.4.4.2 Ubicación del o las alas: ……………………...106
5.4.5 Diseño preliminar del empenaje ……………………...109
5.4.6 Análisis Aerodinámico ……………………………...110
5.4.6.1 Análisis teórico ………………………………111
5.4.6.2 Análisis computacional ………………………111
5.4.6.3 Análisis experimental ………………………112
5.4.7 Estudio aerodinámico del empenaje ………………………113
Tabla V-2. Caracteristicas del ala. Fuente: El Autor.
Grafico V-2. Forma en planta. Fuente: El Autor.
-0,4
-0,2
0
0,2
-1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 1,5
101
5.4.3 Definición preliminar del fuselaje
El fuselaje es el elemento del avión encargado de llevar en su interior la bahía
de carga la cual como se establece en el reglamento de la competencia tiene unas
dimensiones especificas, el mismo debe ser capaz de soportar las cargas producidas
por el peso de la bahía de carga, así como, las fuerzas producidas el motor, el ala
durante el vuelo y el empenaje, así como también los impactos contra el suelo al
momento del aterrizaje.
El fuselaje debe albergar en su interior un volumen mínimo correspondiente a
un paralelepípedo imaginario cuyas dimensiones establece cada competencia según
sea el caso, el mismo debe estar cerrado completamente y para el caso particular de la
competencia de Brasil su fácil extracción genera una puntuación adicional.
El diseño de este sistema también debe garantizar la seguridad de la bahía de
carga durante el vuelo, el diseño debe evitar que la misma se salga en cualquier
maniobra que realice la aeronave.
Es parte del ingenio y la creatividad de los miembros del equipo el diseño del
sistema para ello se plantea que en una reunión se discuta la situación entre todos los
miembros de tal manera que puedan unirse las ideas individuales hasta alcanzar una
idea global que pueda llevar a una solución eficiente.
102
5.4.3.1 Posición del motor
En el marco de lo que se llama diseño preliminar del fuselaje se encuentra un
punto de gran relevancia tal como lo es la ubicación del motor, el motor es
prácticamente el objeto más pesado del avión, claro, sin contar la bahía de carga, su
peso es de alrededor de 750 gr si se usa un motor OS .61 fx y aproximadamente unos
80 gr menos si se usa el otro motor permitido K&B .61 RC/ABC, si tomamos en cuenta
que el peso en vacio de un avión para esta competencia está en el orden de los 3 kg el motor
representa aproximadamente un 25 % de dicho peso, su posición es fundamental para
definir claramente la ubicación del centro de gravedad del avión, el cual por
conveniencia debe estar exactamente en el centro de gravedad de la bahía de carga
puesto que la misma en el caso del peso máximo de despegue que de acuerdo a un
promedio de los primeros 10 lugares de las competencias de los últimos 3 años está
en el orden de los 15 kg y con un peso en vacio de aproximadamente 3 kg nos lleva a
un valor de carga útil de 12 kg cuatro veces su peso en vacio, por tal situación el
centro de gravedad del avión y de la bahía de carga deben coincidir en todo momento.
Otro factor importante que involucra la posición del motor es que se tienen
que considerar las fuerzas que genera, creando así un momento sobre el centro de
gravedad que bien puede o no contribuir con la estabilidad del avión, si el motor está
por encima del centro de gravedad genera un momento que tiende a bajar la nariz del
103
avión en el caso contrario tiende a subirla, para explicar más claramente esta
situación se muestran los siguientes ejemplos:
Figura V-3. Efectos del empuje sobre la estabilidad longitudinal. Fuente: FAA Aeronautical Knowledge (2003).
El efecto de las fuerzas del motor también generan momentos sobre la
estructura que lo sostiene, al seleccionar la posición del motor se debe tener en
consideración tal efecto, debido a esto aparece un momento torsor que es contrario al
sentido de giro de la hélice que busca de hacer girar el avión, un momento generado
Debajo del CG
En línea con el CG
Sobre el CG
104
por la hélice que busca hacer que el avión tienda a irse hacia un lado según sea el
sentido de rotación de la hélice.
Todos los efectos antes mencionados se deben considerar al momento de
decidir la posición del motor y una vez establecida la posición se debe explicar
claramente en el informe porque se llego a tal decisión.
Otro factor que entra en lo que comprende el diseño preliminar del fuselaje
es la selección del tren de aterrizaje, este parte del proceso es definir qué tipo de tren
utilizara el avión el cual en la mayoría de los casos es del tipo triciclo, o, aunque no
tan utilizado pero no menos importante el convencional, para la selección del tren se
presenta en el capítulo II una referencia. (Véase 2.2.18).
De la misma manera al realizar el proceso del diseño preliminar del fuselaje
se debe tener en cuenta la ubicación de los sistemas necesarios para la operación del
avión tal como lo son: Receptor, Batería (s), Servos, Tanque de combustible, y otros
sistemas que puedan surgir a criterio del equipo que esté realizando el diseño de la
aeronave.
5.4.4 Ubicación del centro de gravedad
Para determinar la ubicación exacta del centro de gravedad de la aeronave se
debe tener en cuenta de forma primordial la ubicación de la carga y la posición del
centro aerodinámico.
105
5.4.4.1 Ubicación de la carga
Si bien es sabido la competencia en su esencia se basa en diseñar una
aeronave capaz de transportar la mayor cantidad de peso posible dentro de un
volumen estipulado en el reglamento con dimensiones mínimas claramente definidas
en el reglamento también se estipula que la carga debe conservar simetría con
respecto a la posición de su propio centro de gravedad como se muestra en la figura:
Distribución de la carga permitida:
Distribución de carga no permitida:
Figura V-4. Distribución de la carga.
Fuente: El autor.
106
Tomando en consideración estas normas el punto de partida para la
ubicación del centro de gravedad de la aeronave debe ser el de la bahía de carga de la
misma manera que el centro aerodinámico del o las alas.
5.4.4.2 Ubicación del o las alas:
Tras realizar el diseño preliminar ya se debe tener definido las características
geométricas del o las alas por lo tanto se debe conocer la ubicación de la línea de
centro aerodinámico dicha línea debe coincidir con el centro de gravedad de la carga
y por lo antes mencionado con el centro de gravedad del avión para ello se muestra el
siguiente ejemplo:
Ala recta rectangular:
Vista superior:
Línea de C.A.
Vista lateral:
b a
a: línea de centro aerodinámico al 33 % de la cuerda media aerodinámica.
b: línea de centro aerodinámico al 25 % de la cuerda media aerodinámica
Figura V-5. Línea de centro aerodinámico. Fuente: El autor.
107
En la vista lateral se muestra la línea de centro aerodinámico al 25% y al
33% de la cuerda media aerodinámica, al definir la ubicación del ala se debe
considerar que el centro de gravedad de la aeronave y de la carga debe estar ubicado
entre esas líneas ya que eso mantendrá a la aeronave estable durante el vuelo. Si se
ubicara mas antes del 25 % la aeronave sería muy estable y los controles deberían
forzarse demasiado para que pueda maniobrar el avión y si se ubica después del 33 %
sería demasiado inestable y ambas condiciones no son deseables ni seguras.
Ejemplo de la ubicación apropiada del ala, bahía de carga y avión en función
de sus centros de gravedad y aerodinámico:
25% 33%
Figura V-6. Alineación del centro de gravedad. Fuente: El autor.
Centro de gravedad del avión
Centro de gravedad de la carga
108
Ya ubicada el o las alas con respecto a la ubicación de la bahía de carga se
recomienda el uso de la ecuación de momento para ubicar los demás componentes
esenciales del avión como lo son el motor, servos, tanque, tren de nariz, empenaje,
botalón de cola, con la finalidad de definir su posición esencial para estudios
posteriores.
Según la ecuación de momento se dice que el sistema está en equilibrio si:
∑ �( ) = 0 (5.5)
M=F.d (5.6)
Donde:
F= fuerza que en este caso sería el peso de cada componente.
d= distancia a la que se encuentra el componente del punto de equilibrio.
Utilizando la ecuación (5.5) y haciendo momento en el punto de ubicación
de la carga se puede determinar la posición más conveniente de cada componente
utilizando un método de tanteo e inclusive se puede estudiar la variación de acuerdo a
la cantidad de combustible con el fin de determinar si el centro de gravedad se sale
del margen por tal efecto.
Para realizar este estudio es conveniente que el equipo realice una tabla con
los pesos de cada elemento que desee colocar en el avión, así como los materiales a
utilizar y se tome en consideración el proceso de construcción por lo cual debe estar
bien establecido el diseño conceptual de la aeronave.
109
5.4.5 Diseño preliminar del empenaje
Este punto es bastante diverso dado que existen una gran cantidad de
configuraciones para el empenaje, pero lo importante es no olvidar su función.
El empenaje es el conjunto encargado de albergar dos de las tres superficies
de control principales del avión así como de los estabilizadores horizontal y vertical,
indistintamente de la configuración que se diseñe obligatoriamente se necesitan al
menos las superficies estabilizadoras ya que las mismas se encargaran de permitir que
la aeronave se conserve en un margen estable tanto longitudinal como
direccionalmente en el diseño preliminar se debe establecer la configuración que el
equipo considere apropiada y que cumpla con su función de forma más efectiva.
Para el cálculo general de las superficies del estabilizador horizontal (�"#)
así como del vertical (�$#) se pueden utilizar las siguientes ecuaciones, que
involucran la distancia longitudinal que hay entre el centro de presión del ala y el
centro de presión de los estabilizadores vertical (�$#) y horizontal (�"#), basándose
en los coeficientes de volumen respectivamente (�$#) y (�"#), asi como la cuerda
media aerodinámica del ala (%&) y la superficie alar (Sw) y que permite obtener una
estimación del área necesaria para los estabilizadores que más adelante se estudiaran
a profundidad en el estudio de estabilidad y control:
110
�"# = �'(.)'(*&.)+ (5.7)
�$# = �,(.),(*&.)+ (5.8)
Tras haber culminado con el proceso del diseño conceptual de la aeronave
así como en todos los demás procesos, se debe realizar un resumen que explique con
claridad las decisiones adoptadas por el equipo, así como el proceso en cómo se
tomaron esas decisiones, los métodos utilizados y los resultados obtenidos y ese
resumen que puede ser considerado un análisis de resultados es lo que será colocado
en el informe para la competencia el diseño preliminar no debe abarcar más de 10 por
ciento en el total del informe.
5.4.6 Análisis Aerodinámico
El análisis aerodinámico es el proceso esencial del diseño de la aeronave ya
que de él depende en gran medida la determinación de las características esenciales
del avión, como lo son el coeficiente de sustentación del ala, coeficiente de arrastre,
curvas polares, efecto del fuselaje, y básicamente es la etapa donde se determinara si
la configuración adoptada para el avión es la apropiada de acuerdo al peso total que
se estima levantar.
111
Al realizar este proceso se recomienda la aplicación de métodos, teórico,
computacional y experimental, con el fin de llegar al punto donde convergen los
resultados y tener una apreciación más precisa de los mismos reduciendo en gran
medida los errores producidos por cada método.
5.4.6.1 Análisis teórico
El método que se considera más adecuado es el de la línea sustentadora de
Prandtl, ya que este es eficiente para el cálculo de alas rectas con alargamiento mayor
que seis condiciones necesarias para alas de gran sustentación. El autor desarrollo una
herramienta computacional para el cálculo aerodinámico del ala llamado Prandtl.xls.
Que permite hacer un análisis confiable, en menor tiempo.
5.4.6.2 Análisis computacional
Este proceso indica el uso de un software comercial para tal proceso, están
en el mercado dos software libres que se pueden utilizar y que arrojan resultados muy
aceptables que permiten poder hacer un buen análisis de ellos, el primero es el
software PROFILI el cual posee una gran librería de perfiles con todas sus
propiedades tanto geométricas como aerodinámicas, el otro software disponible es el
XFOIL, permite analizar tanto perfiles como alas así como los estabilizadores en una
gran medida de configuraciones pudiendo establecer gran cantidad de
configuraciones que permiten al usuario hacer comparaciones a la vez de que da una
112
imagen visual y simula el efecto downwash así como muestra los vórtices,
distribución de sustentación y resistencia, posición del centro aerodinámico,
coeficiente de momento para distintos ángulos de ataque, además permite establecer
el peso de la aeronave y velocidad como dato de entrada y realiza el análisis bajo ese
parámetro, este software utiliza el método de vortex lattice y línea sustentadora de
Prandtl, es criterio del usuario hacer el análisis considerando ciertas condiciones
como el efecto suelo, otras herramientas computacionales que se pueden utilizar son
el “TORNADO”, “AVL ATHENAS”, que además poseen la capacidad de realizar el
cálculo de estabilidad.
5.4.6.3 Análisis experimental
Un estudio experimental es un proceso donde se determinaran los valores
característicos del ala como sustentación, resistencia, curva de Cl, curvas CL/Cd con
el fin de corroborar los resultados teóricos ya que en la teoría siempre existe un
margen de error dado que es difícil simular condiciones reales como variaciones de la
densidad, velocidad del aire, perturbaciones. El estudio experimental se puede
realizar en un túnel de viento construyendo un modelo a escala según sea el caso del
túnel a usar es difícil describir un procedimiento en este trabajo dado que el mismo
varía según el túnel de viento que se utilice.
113
5.4.7 Estudio aerodinámico del empenaje
De forma similar que en el caso del ala se realiza el estudio aerodinámico de
los estabilizadores, es conveniente realizar los tres estudios teórico, experimental y
computacional.
Estabilizador horizontal
El estabilizador horizontal es la superficie encargada de contrarrestar el
momento producido por el ala, el estudio de esta superficie se puede realizar de la
misma manera que se realiza el del ala y usando las mismas teorías y software, es en
el caso de un estudio experimental que varia el procedimiento ya que se necesitaría
crear un modelo a escala tanto del estabilizador como del ala para estudiar su
comportamiento real. Pero existe otro factor que se debe analizar en el estudio:
Calculo de la estela del ala (downwash, Upwash)
El ala o las alas al atravesar la corriente de aire genera turbulencias que
pueden afectar la eficiencia del estabilizador horizontal por tal motivo se debe
considerar su efecto sobre el mismo tal como se muestra en el capítulo IV el equipo
Car-Kara New realizo un estudio que el autor propone como viable para el análisis
donde se calcula la estela del ala según la ecuación:
114
- = �,/0
��12 (5.9)
Donde:
-: Estela del ala en grados.
��: Coeficiente de sustentación.
34: Alargamiento.
Conociendo el ángulo de la estela del ala se puede determinar su efecto sobre
el estabilizador.
Estabilizador vertical
Para el estudio aerodinámico de este elemento del avión se debe comenzar
con la selección del perfil que generalmente es un perfil simétrico, por ejemplo:
NACA 0006, para el diseño de este elemento el factor más relevante a considerar es
el efecto sobre su eficiencia a causa de las perturbaciones generadas por el
estabilizador horizontal.
Se debe calcular los coeficientes de resistencia para que más adelante en la
conclusión del estudio aerodinámico se presente la resistencia total del avión.
115
5.4.8 Estudio aerodinámico del fuselaje
El fuselaje suele ser el elemento que genera la mayor resistencia en la
aeronave dado su tamaño, debido a que en su interior debe llevar la bahía de carga así
como los equipos necesarios para la operación de la aeronave como lo son: Los
servos, baterías y receptor, entre otros.
En este estudio se debe determinar el incremento sobre la resistencia total
del avión, así como sus coeficientes, calcular el efecto del tren de aterrizaje sobre la
resistencia y presentar las consideraciones aerodinámicas que se tomaron para la
definición del fuselaje.
5.4.9 Selección de la hélice
La hélice es el elemento encargado de generar el empuje del avión lo cual le
brinda un carácter de importancia en el diseño y más aun si se toma en consideración
que existe la limitante del uso de un único motor a seleccionar entre el OS 61 Fx,
fabricado por OS engines y el K&B .61 fabricado por K&B engines, el motor
seleccionado no se puede alterar de ninguna manera dejando así que la variable a
trabajar en materia del empuje sea la hélice. Para la selección de la hélice se debe
considerar la relación existente entre el paso y el diámetro, la potencia y el torque,
todo en función de las RPM del motor, la selección de la hélice se puede realizar a
través del software PROPELLER SELECTOR y JAVA PROP, se puede hacer un
116
estudio computacional, también es conveniente realizar un estudio experimental
haciendo pruebas a el motor con distintas hélices y el apoyo de un túnel de viento.
5.4.10 Conclusiones estudio aerodinámico
Tras finalizar el estudio aerodinámico en el informe técnico se debe plantear
de forma clara y resumida lo siguiente:
Teorías y criterios utilizados para el estudio aerodinámico.
Análisis de los resultados obtenidos en el estudio.
Comparaciones entre los resultados teóricos y experimentales si los hay.
Tablas con los coeficientes característicos del avión y de sus elementos.
Curvas polares del avión.
5.5 Estabilidad y control
Este estudio se realiza con la finalidad de determinar el comportamiento del
avión ante una perturbación de cualquier índole así como de establecer su capacidad
de volver al punto en el que se encontraba antes de la perturbación, primero se estudia
la estabilidad considerando que sus superficies de control estén fijas (mando fijo),
luego se realiza el estudio considerando que las superficies estén libres (mando libre),
de una forma resumida el análisis de equilibrio busca establecer la configuración de
las superficies de sustentación y de control para vuelo horizontal usando las
ecuaciones de equilibrio de fuerzas y momentos. Se busca definir para una velocidad
117
dada, con momento resultante cero en torno al centro de gravedad del avión a través
de este análisis se determina las cargas que el estabilizador horizontal debe
desarrollar en diferentes condiciones de vuelo.
5.5.1 Estabilidad longitudinal estática
Es donde la variación del momento con respecto al ángulo de ataque es
menor a cero, se utiliza herramienta computacional diseñada por el autor
(longest.xls)
5.5.2 Estabilidad latero-direccional
En la estabilidad direccional se mide el comportamiento de la aeronave
durante el movimiento de la misma alrededor del eje vertical. Se calcula el
coeficiente de momento de guiñada con respecto al ángulo de perturbación de la
corriente de aire, si este es mayor que cero la aeronave es estable.
En la estabilidad Lateral se mide el comportamiento de la aeronave durante
el movimiento de la misma alrededor del eje lateral. Se calcula el coeficiente de
momento de alabeo (Efecto Diedro) con respecto al ángulo de perturbación de la
corriente de aire, si este es menor que cero la aeronave es estable.
5.5.3 Control
Lateral: Esta sección consiste en el dimensionamiento de los
alerones a partir de la variación del coeficiente de estabilidad estática lateral
118
Longitudinal: Esta sección consiste en el dimensionamiento
del elevador a partir del análisis de la variación del coeficiente de momento
longitudinal.
Direccional: Esta sección consiste en el dimensionamiento de
la superficie de control “rudder” a partir del estudio de la variación del
coeficiente de momento de guiñada.
5.5.4 Estabilidad dinámica
Un estudio de la respuesta dinámica del avión los momentos de inercia son
esenciales, un problema frecuente es que en las etapas del diseño conceptual del
diseño no se tienen la suficiente información para el cálculo de la inercia Ix, Iy, e Iz,
de tal forma que una manera de estimar estos valores es muy útil, en resumen de los
datos presentados en la referencia se muestran en la siguiente tabla, las dimensiones
del avión son su envergadura “b”, largo total “l” y altura “h”desde el suelo hasta el
punto más alto, el cálculo de los momentos de inercia usa las dos dimensiones que
están en el plano normal al eje considerado, como referencia según lo propone Mc.
KINNEY M. O. Jr (1946). NACA Technical Notes 1094, es que para el avión
presentar buenas características de vuelo los radios de giro sobre X y Z deben ser
menores al 20 % y el 30 % de la envergadura. Esto debe ser complementado con las
características aerodinámicas de estabilidad, �56 y ��6, el cálculo de los momentos
de inercia del avión se pueden realizar a través siguiente tabla:
119
Tabla V-4. Calculo de los momentos de Inercia.
Fuente: Edison, De la Rosa (2006).
Una herramienta para el cálculo de la estabilidad longitudinal, tanto estática
como dinámica es el software “PITCH STABILITY ESTIMATOR” permite el
cálculo de las condiciones de equilibrio, la posición del punto neutro, margen de
estabilidad, las frecuencias de amortiguación para los distintos modos de oscilación
(Oscilación de largo ó corto periodo).
5.6 Desempeño
5.6.1 Curvas de potencia
El punto de partida para el análisis son las curvas de potencia considerando
el avión en vuelo horizontal, a velocidad constante.
-potencia disponible para vuelo, se genera a partir de las curvas del motor y
de las curvas de la hélice.
-potencia necesaria en vuelo, se genera a partir de las características de
resistencia aerodinámica del avión y de las curvas polares.
Ambas dependientes de la altitud de vuelo de la aeronave como lo sugiere el
equipo Car-Kara New
Calculo de los momentos de inercia
Ecuaciones para el cálculo de
los momentos de inercia Mínimo Medio Máximo Ix Cx.m.(h + b) 0,0131 0,0193 0,0283 Iy Cy.m.(h + l) 0,0325 0,0362 0,0394 Iz Cz.m.(l + b) 0,018 0,0219 0,0264
120
Ejemplo del grafico potencia disponible Vs potencia necesaria:
Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria. Fuente: El autor.
5.6.2 Carrera de despegue y aterrizaje
Para el cálculo de la carrera de despegue es importante considerar que el
despegue está limitado a 61 m disponible para tal fin y que el hacerlo antes de los
31,5 m implica una bonificación en la puntuación. Para el cálculo de la carrera de
despegue se presenta la siguiente tabla:
121
Tiempo
(s)
Velocidad
(m/s)
Sustentación
(N)
Resistencia
(N)
L-W
(N)
Recorrido en
tierra (m)
1 1,55 1,72743053 0,08829188 -116,483069 0,775
2 3,1 6,90972214 0,3531675 -111,300778 3,1
3 4,65 15,5468748 0,79462688 -102,663625 6,975
4 6,2 27,6388886 1,41267 -90,5716115 12,4
5 7,75 43,1857634 2,20729688 -75,0247366 19,375
6 9,3 62,1874992 3,1785075 -56,0230008 27,9
7 10,85 84,6440962 4,32630188 -33,5664038 37,975
8 12,4 110,555554 5,65068 -7,6549458 49,6
9 13,95 139,921873 7,15164188 21,7113733 62,775
Tabla V-5. Carrera de despegue. Fuente: El Autor.
Que es generada a partir hoja de cálculo (carrera-des.xls) diseñada por el
autor en donde se varia el tiempo para obtener la velocidad, sustentación y resistencia
estos últimos son función de los coeficientes aerodinámicos determinados en el
proyecto. En el momento en que la relación L-W sea igual a cero, se determina el
recorrido en tierra a partir de las siguientes ecuaciones tomadas de la FAR-PART 25:
89 = : ��;<=)+�>?@A
(5.10)
B = C D E�;< − F
�;< − G H1 − ��;<IJ (5.11)
Donde:
Wto: Peso máximo de despegue.
K: Densidad del aire.
�L: Superficie Alar.
��MNO: Coeficiente de sustentación máximo del ala.
89: Velocidad de entrada perdida.
T: Tracción.
D: Resistencia.
G: Coeficiente de fricción del suelo.
L: Sustentación.
122
5.7 Análisis estructural
En el estudio estructural se debe considerar todas las decisiones adoptadas
por el equipo en lo referente al proyecto, tal como lo son:
Selección de materiales.
Geometría de la estructura.
Factibilidad de construcción.
Resistencia.
Peso.
Estos son los parámetros claves en la realización del proyecto estructural.
5.7.1 Factores de carga limites
Se debe realizar el cálculo de las distintas velocidades de maniobra para ello
se recomienda el uso de las normas CS-VLA (Very Light Aeroplens).
Tras determinar las distintas velocidades de maniobra del avión se debe
generar el diagrama de ráfaga y maniobra o Diagrama V-n. Un ejemplo de un
diagrama V-n de una aeronave con las características de las que participan en SAE
Aerodesign se muestra a continuación:
123
Grafico V-3. Potencia disponible y potencia necesaria. Fuente: El Autor.
Para el estudio estructural se recomienda el uso de un factor de carga de 2.5
tal como lo establece la FAR-PART 25.337 con el fin de no sobrediseñar la
estructura.
5.7.2 Diagramas de esfuerzo cortante, momento flector y torsor
A partir del software X-FOIL se puede obtener la distribución de carga
aerodinámica tanto de resistencia como de sustentación así como para el ala y el
empenaje, con los cuales se generan los diagramas de esfuerzo cortante, momento
flector y torsor los cuales se generan a partir de la velocidad de nunca exceder y con
el peso máximo de despegue.
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
0 20 40 60 80
n (
Fac
tor
de
Car
ga)
V (ft/s)
124
5.7.3 Aspectos del diseño estructural
En el diseño estructural deben presentar conceptos, las decisiones, se debe
representar las consideraciones de la misión del avión así como de las necesidades y
los criterios de seguridad evitando exagerar lo cual contribuiría a un peso en vacio
más alto de lo necesario.
5.7.3.1 Ala
Presentar un resumen detallado del diseño del ala, los materiales usados, la
estructura, consideraciones sobre los puntos críticos, criterios establecidos en el
diseño.
5.7.3.2 Empenaje
Presentar un resumen detallado del diseño del empenaje los criterios usados,
estudio de las zonas criticas, ensayos prácticos.
5.7.3.3 Fuselaje
Presentar un resumen detallado del diseño del fuselaje, los criterios
establecidos para su diseño, estudio de las zonas criticas, estudio sobre las zonas de
soporte del ala, soporte del tren de aterrizaje, soporte del motor, soporte del
empenaje.
125
5.7.3.4 Tren de aterrizaje
Presentar un resumen del estudio sobre las cargas del tren en caso de un
aterrizaje en una sola rueda, diseño de la rueda, diseño del tren de nariz, diseño del
tren principal, criterios usados, decisiones adoptadas.
5.7.4 Instalación del motor
Presentar un resumen que explique claramente y de forma técnica cuales
fueron los criterios para la instalación del motor así como para la selección de la
bancada, tornillos de sujeción, corrección de los efectos del torque del motor.
5.8 Diseño detallado
En este punto se debe presentar los estudios experimentales realizados por el
equipo de haberlos hecho, detalles estructurales más importantes, ensayos prácticos
realizados sobre el modelo de prueba del avión (en caso de existir un modelo de
prueba), estudio detallado sobre criterios innovadores que el equipo haya adoptado en
la realización del proyecto como pueden ser desarrollo de nuevos materiales, diseño
de una nueva hélice, diseño del tren de nariz, optimización del ala, entre otros.
126
5.9 Proyecto
Los informes técnicos para SAE Aerodesign deben estar presentados con
claridad y coherencia tal como se presenta un proyecto de ingeniería de cualquier
índole debe existir correspondencia con lo que se escribe, también es importante la
presentación, el formato que debe cumplir con los parámetros establecidos en el
reglamento.
La presentación del informe técnico también debe manejar un equilibrio
entre la información técnica presentada y la redacción de tal manera que el lector sin
ser una persona experta en la materia sea capaz de interpretar lo expuesto en el
informe.
5.9.1 Resultados
Los resultados presentados en el informe se deben exponer en tablas
especificando a que corresponden, se debe evitar la extensa presentación de formulas
y cálculos, se debe presentar es un resumen explicando las teorías utilizadas, las
decisiones tomadas y el análisis de los resultados.
5.9.2 Factor humano
Se debe presentar un estudio del recurso humano necesario para la
realización del proyecto y todos los factores relacionados, donde se indique el perfil
de cada integrante que cubra con una necesidad del equipo con la intención de formar
127
un equipo multidisciplinario que se desenvuelva de manera eficiente en las tres áreas
importantes del proyecto que son: logística, construcción y diseño.
5.9.3 Cronograma de actividades.
Presentar el cronograma de actividades desarrollado por el equipo contribuye
con la puntuación del informe dado que demuestra que el equipo posee una
organización respecto al tiempo disponible y al tiempo necesario para la culminación
del proyecto así como cada etapa del mismo. Un ejemplo del cronograma de
actividades se puede encontrar en el anexo…… en el mismo se puede observar que se
debe planificar el trabajo considerando todas los eventos que involucran el proceso y
se debe desarrollar un plan con el fin de que en caso de no cumplir un paso en el
tiempo establecido el suceso no afecte el desarrollo de las actividades que le siguen.
5.9.4 Aplicaciones.
Se debe presentar un análisis de las posibles aplicaciones del proyecto así
como de la factibilidad de su comercialización.
5.9.5 Análisis de riesgos
Un estudio de los riesgos del proyecto demuestra la preocupación del equipo
por la seguridad el considerar los riesgos es considerar cuales son las medidas
128
preventivas que se deben adoptar para evitar que un evento inesperado pueda afectar
el resultado del proyecto.
5.10 Anexos
En este punto se debe presentar el grafico de predicción de carga útil el cual
se debe hacer de acuerdo a un formato establecido en el reglamento de la
competencia, también se deben colocar los planos del avión según el formato que
establece el reglamento.
Es conveniente colocar plano(s) en detalle del avión donde se muestren la
sujeción del ala, el soporte del tren, soporte del motor así como el mecanismo de
extracción de la bahía de carga.
129
CONCLUSIONES
El presente trabajo constituye un aporte a los estudiantes del departamento
de Ingeniería Aeronáutica de la Universidad Nacional Experimental de la Fuerza
Armada, en el marco de su desarrollo dentro de la ciencia y tecnología en materia de
ingeniería aeronáutica en Venezuela.
Con respecto a la metodología empleada en esta investigación se concluye lo
siguiente:
• Los lineamientos que se proponen en este trabajo son el producto de
un análisis comparativo entre los informes técnicos estudiados y su
puntuación obtenida, así como también de un análisis de la
bibliografía disponible en lo referente al proceso de ejecución de un
proyecto aeronáutico desde su fase inicial hasta la etapa final la cual
la constituye la entrega del producto.
• Los lineamientos se establecieron bajo el criterio de que los mismos
sean una herramienta básica para que futuros equipos se sirvan de
esta propuesta durante la elaboración de sus informes evitando en
todo momento la creación de un paradigma respecto a una forma de
llevar el proceso del diseño de una aeronave y dejando espacio para
la creatividad, el ingenio y la inventiva que puedan desarrollar los
130
equipos en un futuro ya que la propuesta se planteo de forma tal que
el lector pueda determinar cuáles son las respuestas que debe dar en
su diseño y en forma general donde puede encontrar las respuestas a
las incógnitas que se le presente durante el desarrollo del proyecto
esto con el fin de incentivar la investigación teórica y experimental
en el área.
• Tras el análisis exhaustivo de las fallas en los informes técnicos
presentados por equipos venezolanos en las competencias SAE
Aerodesign desde el 2005 hasta la fecha, así como el análisis de
informes técnicos de equipos extranjeros y haber investigado sobre
las bibliografías disponibles se presento un informe técnico en la
competencia SAE Aerodesign West 2009 siguiendo los lineamientos
expresados en este trabajo, concluyéndose lo siguiente:
• La elaboración de una base de datos para graficar la relación de carga
de pago y peso total de aeronaves semejantes a las desarrolladas en
esta competencia constituye uno de los aportes más importantes ya
que durante la investigación se observo que ninguno de los equipos
analizados ha presentado un estudio similar
131
RECOMENDACIONES
Las futuras competencias SAE Aerodesign con seguridad estarán cambiando
continuamente con el fin de crear nuevos retos para los participantes e incentivar el
desarrollo y la optimización de los procesos, entonces se recomienda que los equipos
se nutran bibliográficamente de nuevos métodos de cálculo, nuevas filosofías en el
desarrollo y gerencia de proyectos de aeronaves, para así adaptar estos lineamientos
a los futuros cambios y permitir su durabilidad en el tiempo.
132
REFERENCIAS BIBLIOGRAFICAS
1. DA ROSA, E (2006), Introducao ao projecto aeronáutico. Brasil; Editorial Tribo da llha.
2. Universidad Nacional Experimental de la Fuerza Armada (2000). Manual de
Normas y Procedimientos para la Realización del Trabajo Especial de Grado.
Caracas: Autor
3. Universidad Pedagógica Experimental Libertador UPEL (2006). Manual de
Trabajos de Grado, de Especialización y Maestría y Tesis Doctorales.
Caracas: Autor
4. Raymer, D. (1981). Aircraft design: A conceptual approach. Ohio: AIAA
Education Series.
5. Zeidal, F. (1995). Aerodinámica Practica Avanzada. Mérida: Universidad de
Los Andes, Consejo de Publicaciones CDCHT.
6. Roskam, J. (1997). Airplane Aerodynamics & Performance. Kansas:
DARcorporacion.
7. Mc cormick, B (1979). Aeronautics and Flight mechanics. Pennsylvania,
Wiley and Sons Incorporations.
133
8. BALESTRINI M. (2002). Cómo se elabora un Proyecto de Investigación.
México: Trillas
9. RAMÍREZ T. (1999). Cómo hacer un Proyecto de Investigación. Caracas:
UCV
10. Escuela Aeronáutica (2003), tecnología, perfiles aerodinámicos, tren de
aterrizaje [Documento en línea]. Disponible: www.oni.escuelas.edu.ar
[consulta:2007, febrero 20]
11. Reglamento IX competición SAE Aerodesign Brasil, Enero 15, 2007
12. Reglamento X competición SAE Aerodesign Brasil, Enero 14, 2008
13. Reglamento IX competición SAE Aerodesign Brasil, Enero 12, 2009
14. 2009 SAE Aerodesign rules, Marzo 18, 2008
15. 2008 SAE Aerodesign rules, Marzo 14, 2007
134
16. Mc KINNEY M. O. Jr (1946). NACA Technical notes 1094. Experimental
Determination of the Effects of Dihedral Vertical Tail Area, Lift Coefficient
on Lateral Stability and Control Characteristics. Langley memorial
Aeronautical laboratory, Langley Field.
17. MILLER M.P.; SOULÉ H.A. (1931). NACA Technical Notes 0375-
Moments of Inertia of Several Airplanes. Langley Memorial Aeronautical
Laboratory, Langley Field.
18. JENKINSON R.LL..; MARCHMAN III F. J. (2003). Aircraft Design Projects
for engineering students. Oxford. Butterworth-Heinemann.
19. FAA Pilot´s Handbook of Aeronautical Knowledge,(2003). FAH-8083-25, U.S. DEPARTMENT OF TRANSPORTATION FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION Flight Standards Service.
135
GLOSARIO
Alargamiento (aspect ratio): A.- Es la relación entre la envergadura y la cuerda
media. A = b / c o lo que es igual A = b2 / S.
Centro de presión: Punto de la cuerda donde actúa la fuerza aerodinámica.
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 el encastre hasta las puntas. Se define cuerda media, como
aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar: c. b = S.
Cuerda media aerodinámica (mean aerodinamic chord) - MAC .- Es la que
tendría un ala rectangular (estrechamiento uno) y sin flecha que produjera el mismo
momento y sustentación.
Coeficiente de sustentación: Puede definirse como la relación entre la presión de
sustentación y la presión dinámica, es una medida de la efectividad del perfil para
producir sustentación
Diedro: Es el ángulo formado por la intersección de dos planos (planos del ala) y
tiene influencia en la estabilidad lateral del avión.
Envergadura: Es la distancia de punta a punta del ala.
Estrechamiento (taper ratio):λ.- Se define por el cociente: Ctip / Croot en donde
Croot es la cuerda del perfil en el encastre y Ctip es la cuerda del perfil en la punta.
136
Flujo laminar: Corriente o flujo uniforme de aire con muy poca transferencia de
momento entre las capas paralelas.
Flecha (sweep) φ.- Es el ángulo que forma la línea del 25% y una perpendicular al
eje longitudinal del avión.
Línea del 25% de la cuerda.- Es aquella que se obtendría si uniéramos todos los
puntos a lo largo de la envergadura que están situados a unos 25 % de su cuerda
contados a partir del borde de ataque.
La torsión geométrica: Consiste en que los ángulos de ataque de cada uno de los
perfiles que componen el ala sean diferentes, dando a la sección de punta un ángulo
de ataque menor que en el encastre. Esta torsión, giro relativo de las cuerdas, se suele
hacer gradualmente desde el encastre a la punta del ala.
La torsión aerodinámica: Se logra con perfiles diferentes a lo largo del ala, de
forma que el ángulo de sustentación nula varíe para los diferentes perfiles que
componen el ala. En definitiva, el efecto es el mismo que se consigue con la torsión
geométrica. Una forma de lograr la torsión aerodinámica es aumentando las
curvaturas de los perfiles, progresivamente desde el encastre a la punta, de forma que
aumente el valor del Cl máx (coeficiente de sustentación) en las puntas.
Superficie alar: Es la superficie de las alas, incluyendo la parte del ala que pueda
estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no existieran estos