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DISEÑO DE 2 AERONAVES DE AVIACIÓN GENERAL PARA ENTRENAMIENTO DE PILOTOS

Y USO PRIVADO

Ayyad, Abed abed.ayad@utp.ac.pa 4-774-1874 Calles, Luis luis.calles@utp.ac.pa 9-746-1948 Cortés, Luis luis.cortes@utp.ac.pa 4-788-1594 Mendoza, Angélica angelica.mendoza@utp.ac.pa 8-887-1687 Mo, Luis luis.mo@utp.ac.pa 3-731-328 Reis, Augusto augustofrazaoreis@gmail.com 20-59-4970 Zhang, Alexa alexa.zhang.lo@gmail.com 8-915-551

Universidad Tecnológica de Panamá, Panamá

A continuación, se presenta el diseño del avión monomotor RKF Panther SI y el bimotor RKF Panther MI; dos aeronaves de aviación general dirigidas principalmente al entrenamiento de pilotos.

El monomotor de 2610.3 libras para categoría utilidad, posee 4 asientos y capacidad para instrucción dual; autonomía de 4 horas 45 minutos, ferry range de 925 millas náuticas, techo de servicio de 14500 pies, distancia de despegue de 1350 pies, distancia de aterrizaje de 1400 pies, y una velocidad de crucero de 125 kt a 10000 pies sobre el nivel del mar; el costo operacional aproximado es de $172 por hora.

El multimotor de 4109.2 libras para categoría normal, posee 5 asientos y capacidad para instrucción dual; autonomía de 5 horas 45 minutos, ferry range de 1430 millas náuticas, techo de servicio de 22000 pies, distancia de despegue de 2000 pies, distancia de aterrizaje de 1800 pies, y una velocidad de crucero de 160 kt a 10000 pies sobre el nivel del mar; el costo operacional aproximado es de $261 por hora.

Para el diseño y análisis se utilizaron programas computacionales como Xflr5, Matlab y AutoCad como herramientas de diseño.

I. Nomenclatura AR = relación de aspecto b = envergadura c = cuerda CD = coeficiente de arrastre CL = coeficiente de sustentación Cr = cuerda de la raíz del ala Ct = cuerda de la punta del ala e = eficiencia de Oswald it = ángulo de torcedura (twist) iw = ángulo de incidencia MAC = cuerda aerodinámica media S = área alar (área de referencia) V = velocidad W = peso λ = razón de cuerda de la punta entre cuerda de raíz del ala Λ = ángulo de barrido

II. Introducción Durante este proyecto se diseñará 1 avión monomotor y 1 bimotor de aviación general con el propósito de aportar nuevos diseños de utilidad para los nuevos pilotos, que resulta en una posible solución al continuo incremento de la demanda de pilotos civiles en aerolíneas regionales. El objetivo principal es diseñar una familia de “trainers” de pilotos privados/comerciales, de bajo costo operacional, versátil y simple de fabricar. Los requerimientos generales incluyen: capacidad de efectuar VFR e IFR, tren de aterrizaje para pistas preparadas, semiautónomo, viabilidad para el 2025, capacidad de vuelo en condiciones de hielo conocidas y total cumplimiento con las reglas de certificación aplicables en FAA 14 CFR Parte 23. Con el fin de facilitar la organización y distribuir las labores, el proyecto se divide en 5 departamentos: Aerodinámica, Dinámica y Control, Estructuras, Propulsión y Sistemas a bordo.

III. Resultados El perfil de la misión que se desea cumplir se presenta en la “Figura 1”:

Figura 1. Perfil de la misión para el monomotor y bimotor.

El diseño conceptual para el monomotor y el bimotor se presentan en la “Figura 2 y 3”, respectivamente. Las aeronaves son estéticamente similares, ya que pertenecen a una familia de aeronaves llamada RKF Panther, de manera que se busca facilitar la manufactura y disminuir los costos de fabricación.

Figura 2. Diseño Conceptual para el monomotor, denominado RKF Panther SI. Anexo A1 para ver

las vistas.

Figura 3. Diseño Conceptual para el bimotor, denominado RKF Panther MI. Anexo A1 para ver las

vistas.

El dimensionamiento inicial realizado a ambas aeronaves, nos proporciona un “Gross Weight” (W0) inicial como se muestra en la “tabla 1”:

Tabla 1. Pesos brutos iniciales. Estos pesos pueden variar dependiendo del método utilizado. Será

criterio del diseñador elegir el resultado que crea conveniente.

Monomotor Multimotor

“Gross Weight” (W0) 2500 lbf 4100 lbf

El análisis de restricciones evalúa los requerimientos de potencia en las fases de vuelo del perfil de la misión. Las ecuaciones surgen tras analizar el diagrama de cuerpo libre para cada fase, empleando como base la segunda ley de Newton. Se grafica P/W -vs- W/S para cada aeronave y se obtiene la “Figura 4 y 5”:

Figura 4. Análisis de restricciones para el monomotor. La potencia requerida para W/S = 16 lbf/ft2 con

un peso de 2500 lbf es de 254 bhp.

Figura 5. Análisis de restricciones para el multimotor. La potencia requerida para W/S = 23 lbf/ft2 con

un peso de 4100 lbf es de 246 bhp para cada motor. Con el fin de facilitar la organización y distribuir las labores, el proyecto se divide en 5 departamentos: Aerodinámica, Dinámica y Control, Estructuras, Propulsión y Sistemas a bordo.

1. Aerodinámica

Del análisis de restricciones se obtiene información importante como la carga alar y la potencia específica necesarios para ambas aeronaves. (Figura 4 y Figura 5).

Tabla 1.1. Valores obtenidos mediante el análisis de restricciones de poder específico y carga alar.

Otro valor importante que se obtuvo del análisis de restricciones fue el valor de los coeficientes de sustentación máximo que corresponde a la velocidad de stall.

Mediante la carga alar (Tabla 1.1) y el peso bruto máximo de despegue (MTOW) encontrado por medio de tendencia histórica, se encuentra el valor del área alar (S), y con un valor de relación de aspecto inicial obtenido por medio de tendencias históricas, se consiguen los valores de la cuerda (Ecuación 1) y la envergadura (Ecuación 2). Una vez la geometría del ala está definida (Tabla 1.2 y Tabla 1.3), el punto de partida es determinar el coeficiente de sustentación de diseño, que es el de crucero, ya que la mayor es el segmento de la misión que en que más tiempo se pasa. Para determinarlo se utiliza el peso promedio entre el peso de inicio de crucero y final del crucero como se describe en la ecuación 3.

Para poder cumplir con el coeficiente de sustentación se escogió el perfil aerodinámico NLF 0414F (Imagen 1.1), ya que el perfil reúne requisitos importantes como son un coeficiente de sustentación alto, una pérdida de sustentación” amigable” (no es abrupta) y que presenta un “bucket” o canasta de arrastre en el que se encuentra el coeficiente de sustentación de diseño. Como el segmento de crucero es en el que más tiempo el avión va a estar volando, tener el coeficiente de sustentación de crucero dentro de esta canasta asegura que en esta fase del vuelo el arrastre sea el mínimo.

Figura 1.1 Perfil NLF 0414F para el ala del monomotor y multimotor.

Para la cola, tanto vertical como horizontal se escogió un perfil NACA 0009 (Imagen 1.2) debido a que, para las prestaciones de las aeronaves diseñadas, los perfiles simétricos y delgado son muy utilizados debido a su funcionalidad (al ser delgados el arrastre que generan es menor).

Figura 1.2. Perfil NACA 0009 para las colas horizontal y vertical de ambos aviones.

Una vez escogidos el perfil del ala, se comprueba que el ala es capaz de producir la sustentación necesaria para cumplir tanto con el coeficiente de sustentación de crucero como con el coeficiente de sustentación máximo debido a “stall”. Mediante el programa Xflr5 se hicieron permutaciones de ángulos de incidencia y torcedura tanto para el ala como las colas horizontal y vertical, obteniendo los datos de la Tabla 1.2 y la Tabla 1.3, que producen las mejores características de sustentación que cumplen con los requerimientos.

Tabla 1.2 Dimensiones de las superficies del avión monomotor

Tabla 1.3 Dimensiones de las superficies del avión multimotor

Tabla 1.4. Características geométricas del ala, cola horizontal y cola vertical.

Además de las consideraciones geométricas de la Tabla 1.4, es necesario el implemento de superficies hipersustentadoras (flaps) para poder llegar a los valores más altos de sustentación. Estas superficies tendrán tres posiciones (10°, 20° y 25°) para poder cumplir con los requisitos y que la transición no sea abrupta. La Tabla 1.5 muestra las características de los flaps.

Tabla 1.5. Dimensiones de los flaps

Los coeficientes de sustentación máximos son los correspondientes a la velocidad de pérdida (stall) de las aeronaves. La máxima deflexión de flaps es de 25°, lo que produce los coeficientes de sustentación presentados en la Tabla 1.6.

Tabla 1.6. Coeficientes de sustentación a deflexión de 25° de flaps.

El arrastre de nuestras aeronaves se modela mediante el modelo cuadrático de arrastre presentado en la ecuación 4, en donde el CD mínimo representa la suma de los valores de arrastre por presión, por fricción y misceláneos (ecuación 5), el CL de drag mínimo representa al coeficiente de sustentación correspondiente

al mínimo arrastre del perfil aerodinámico, la última incógnita es la k que es la relación dada en la ecuación 6, en donde AR es la relación de aspecto y e es la eficiencia de Oswald dada en la ecuación 7.

Con estos datos se generan las curvas polares de arrastre para cada aeronave, mostradas en la imagen 1.3 para el monomotor y en la imagen 1.4 para el multimotor. De estas gráficas se observan datos importantes como los presentados en la tabla 1.7.

Tabla 1.7. Valores extraídos de las curvas polares de arrastre del monomotor y multimotor.

Figura 1.3. Curva de coeficiente de arrastre vs coeficiente de sustentación para el monomotor.

Figura 1.4. Curva de coeficiente de arrastre vs coeficiente de sustentación para el multimotor.

Estas curvas toman en cuenta el arrastre debido a la fricción, quiere decir el área mojada de las aeronaves (ala, fuselaje, estabilizadores, tren de aterrizaje y motores). Parte de las limitaciones del modelo cuadrático es que no puede predecir la separación de capa límite sobre el avión, por lo que no puede predecir bien los valores de arrastre a altos coeficientes de sustentación, por tanto, se procedió a simular el ala y la cola en el

programa Xflr5 utilizando el método de VLM (Vortex lattice method) que puede predecir efectos viscosos y la separación de capa límite.

Figura 1.5. Gráfica coeficiente de sustentación del ala-cola vs el ángulo de ataque en Xflr5 para

monomotor.

Figura 1.6. Curva de coeficiente de arrastre vs coeficiente de sustentación del ala-cola en Xflr5 para

monomotor.

La imagen 1.5 muestra valores de coeficiente de sustentación con respecto al ángulo de ataque, este arroja un valor máximo de sustentación de 1.51, y un ángulo de sustentación cero a -3.5°. con respecto a la imagen 1.6 (CD min= 0.009), si se compara con la imagen 1.3 (CD min= 0.040) se aprecia que el arrastre mínimo es menor, esto se debe en gran medida a que la simulación en el programa no incluye fuselaje por limitaciones inherentes, por lo que no puede contabilizar el aporte del mismo al arrastre, aunque brinda una idea del comportamiento del arrastre.

Figura 1.7. Gráfica coeficiente de sustentación del ala-cola vs el ángulo de ataque en Xflr5 para monomotor.

Figura 1.8. Curva de coeficiente de arrastre vs coeficiente de sustentación del ala-cola en Xflr5 para

monomotor.

Análogamente se realizó lo mismo para el multimotor, dando como resultado un coeficiente de sustentación máximo de 1.64 (Imagen 1.7) y un arrastre mínimo de 0.012 (Imagen 1.8). comparado con la imagen 1.4, se aprecia nuevamente que el arrastre es menor, esto se explicó anteriormente, y es debido a la falta de fuselaje en la simulación.

2. Dinámica y Control

A continuación se presentan las variaciones del coeficiente de momento con respecto al ángulo de ataque y del coeficiente de Sustentación del avión Monomotor Panther S1 y para el avión multimotor Panther M1, para el rango de los centros de Gravedad maximos y minimos de la aeronave:

Figura 2.1. a)Curva Coeficiente de Momento (CM) vs Ángulo de Ataque (Alpha) para Monomotor

Panther S1 para maximo y minimo Centro de gravedad. Gráficas generadas a través de XFLR5, version 6.46.

b)Curva Coeficiente de Momento (CM) vs Coeficiente de Sustentación (CL) para Monomotor Panther S1 para maximo y minimo Centro de gravedad. Gráficas generadas a través de XFLR5,

version 6.46.

En la “Figura 2.1” la curva a la izquierda (curva en color chocolate oscuro) para ambas gráficas se genera a través del centro de gravedad más delantero de la aeronave monomotor de 6.77 ft medido desde la punta de la nariz de la aeronave, mientras que la curva a la derecha (curva en color azul) para ambas gráficas se genera a través del centro de gravedad ubicado en la posición más trasera del avión de 7.82 ft.

A través de las gráficas presentadas en la “Figura 2.1” se puede observar que la aeronave monomotor Panther S1 presenta un comportamiento de estabilidad estática positiva longitudinalmente, ya que la pendiente de las curvas es negativa, las curvas pasan por el eje del ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación respectivamente, lo que significa que ambas podrán alcanzar un estado de equilibrio (“trim”).

Figura 2.2. a)Curva Coeficiente de Momento (CM) vs Ángulo de Ataque (Alpha) para Multimotor

Panther M1 para maximo y minimo Centro de gravedad. Gráficas generadas a través de XFLR5, version 6.46.

b)Curva Coeficiente de Momento (CM) vs Coeficiente de Sustentación (CL) para Multimotor Panther M1 para maximo y minimo Centro de gravedad. Gráficas generadas a través de XFLR5, version 6.46.

En la “Figura 2.2” la curva a la izquierda (curva en color azul) para ambas gráficas se genera a través del centro de gravedad más delantero de la aeronave multimotor de 10.02 ft medido desde la punta de la nariz de la aeronave, mientras que la curva a la derecha (curva en color verde) para ambas gráficas se genera a través del centro de gravedad ubicado en la posición más trasera del avión de 10.75 ft.

Al igual que en la aeronave monomotor, se puede observar en la “Figura 2.2” que la aeronave multimotor Panther M1 presenta un comportamiento de estabilidad estática positiva longitudinalmente, ya que la pendiente de las curvas es negativa, las curvas pasan por el eje del ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación respectivamente, lo que significa que ambas podrán alcanzar un estado de equilibrio (“trim”).

A continuación, se calcula la variación del margen estático para ambas aeronaves para los rangos de centro de gravedad, utilizando el punto neutro de cada aeronaves, el cual se obtiene a través del uso del software de trabajo XFLR5, version 6.46, para un análisis generado bajo el método de VLM2 (Vortex Lattice Method) que nos ofrece el programa. Finalmente los datos y cálculos obtenidos para la aeronave Monomotor Panther S1 se resumen en la Tabla 2.1 y la Tabla 2.2 para la aeronave multimotor Panther M1.

Tabla 2.1. Valor del rango del Margen Estático y Punto neutro para la Aeronave Monomotor

Panther S1.

De acuerdo a valores de data histórica e información proporcionada por Francis J. Hall en su trabajo de 1985 (ref. [3]) sabemos que un valor promedio para una aeronave de entrenamiento ronda un valor de -0.17 y que estos valores no deben sobrepasar un valor de margen estático de aproximadamente -0.20, de otra manera el avión podría ser demasiado estable y muy poco maniobrable (avión sedado), además se puede observar que para el centro de gravedad más atrasado el ángulo de ataque al que el avión estará en equilibrio (condición de “trim”) será 7.6°, este valor representa un ángulo muy elevado, ya que bajo una condición de

alto peso y un centro de gravedad atrasado, el piloto tendría que volar de manera continua a un ángulo de ataque de 7.6° para mantener la aeronave estable, lo que no es una condición cómoda, por lo que sería deseable que este ángulo de ataque sea menor, esto se logra mediante la implementación de Trimtab en el elevador de la aeronave, para lo cual se genera una nueva gráfica y se puede observar en la “figura 2.3”.

Tabla 2.2. Valor del rango del Margen Estático y Punto neutro para la Aeronave Multimotor

Panther M1.

Para el caso del multimotor, en la tabla 2.1 se pueden apreciar la ubicación de los centros de gravedad en su posición más adelantada y atrasada, medido con respecto a la nariz del avión. el margen estático para el centro de gravedad más atrasado está dentro de los límites aceptables discutidos anteriormente, pero al moverse hacia el frente el centro de gravedad se vuelve cada vez menos maniobrable y más estable como lo indica el aumento en el valor del margen estáticos. Entonces para el caso del centro de gravedad adelantado o frontal se observa que el ángulo de en el que la aeronave es estable es para un ángulo de ataque del avión de 0°, lo que nos mantiene cerca del límite mínimo de los parámetros de las curvas de estabilidad, por lo que sería deseable, al igual que con el monomotor, que este ángulo de ataque sea mayor, esto se logra mediante la implementación de Trimtab en el elevador de la aeronave, como se observa en la “Figura 2.4”

Figura 2.3. Diagrama de Trim, Coeficiente de Momento (CM) vs Ángulo de Ataque (Alpha) para Aeronave de monomotor dentro del rango máximo y mínimo de centros de gravedad. Gráficas

generadas a través de XFLR5, version 6.46.

A través del programa de XFLR5 se generan distintas deflexiones para el elevador de la cola Horizontal tanto para la aeronave Monomotor como para la multimotor, de manera tal que se establece un ángulo de deflexión del elevador de la cola horizontal a través del cual es posible llevar al avión a un estado de estabilidad para valores de ángulo de ataque más razonable, como el mostrada en la “figura 2.3”, en donde la nueva curva de “trim” es la que se encuentra en el medio (curva de color verde) entre las otras dos curvas antes explicadas. Esta curva central de “trim” se genera para un ángulo de “trim” de +2°.

Figura 2.4. Diagrama de Trim, Coeficiente de Momento (CM) vs Ángulo de Ataque (Alpha) para

Aeronave de multimotor dentro del rango máximo y mínimo de centros de gravedad. Gráficas generadas a través de XFLR5, version 6.46.

En la “Figura 2.4” se establece un ángulo de deflexión del elevador de la cola horizontal a través del cual es posible llevar al avión a un estado de estabilidad para valores de ángulo de ataque más razonable, pero esta vez para la aeronave multimotor. En donde la nueva curva de “trim” es la que se encuentra en el medio (curva de color celeste oscuro) entre las otras dos curvas antes explicadas. Esta curva central de “trim” se genera para un ángulo de “trim” de - 2°.

Dimensiones de Superficies de Control de las Aeronaves.

A continuación, se muestra un resumen de las dimensiones determinadas para la aeronave de monomotor y multimotor, respectivamente en las “Tabla 2.3 y 2.4”) .

Tabla 2.3 Dimensiones de las superficies de control para la aeronave monomotor Panther SI

Tabla 2.4. Dimensiones de las superficies de control para la aeronave multimotor Panther MI

Se genera un análisis de estabilidad para el modo 1 del programa XFLR5, versión 6.46, para

estabilidad, para lo cual obtenemos las siguientes tanto para el monomotor como para el multimotor:

Figura 2.5. a) velocidad en el eje longitudinal con respecto al tiempo, para aeronave monomotor.. b) velocidad en el eje vertical con respecto al tiempo para aeronave monomotor.

A través de la “Figura 2.5” para ambas curvas (la izq. y la derecha ) se muestra la velocidad de

reacción que demora el avión en volver a un estado de equilibrio con respecto al tiempo, en donde como se mencionó, en la gráfica de la izquierda se presenta para el eje longitudinal, mientras que para la gráfica de la derecha se presenta para presenta para el eje vertical. Se observa que el tiempo de reacción es un poco elevado para las velocidades que presentan este tipo de aeronaves.

Figura 2.6. a) velocidad en el eje longitudinal con respecto al tiempo, para aeronave multimotor. b)

velocidad en el eje vertical con respecto al tiempo para aeronave multimotor.

A través de la “Figura 2.6” para ambas curvas (la izq y la derecha) se muestra la velocidad de reacción que demora el avión en volver a un estado de equilibrio con respecto al tiempo, en donde como se mencionó, en la gráfica de la izquierda se presenta para el eje longitudinal, mientras que para la gráfica de la derecha se presenta para presenta para el eje vertical, pero esta vez para la aeronave multimotor.

Se observa que el tiempo de reacción es un poco elevado para las velocidades que presentan este tipo de aeronaves, sin embargo, es más suave con respecto a las reacciones mostradas por la aeronave monomotor.

3. Estructuras

El capítulo de estructuras abarca desde la escogencia del material o los materiales, hasta los estudios de esfuerzos máximos que se dan en los miembros estructurales de las aeronaves durante su respectiva misión, buscando demostrar que nuestras aeronaves resisten lo requerido en las distintas etapas de vuelo.

Para una mayor comprensión del lector, RUKOF ha subdividido este capítulo en secciones que se consideran importantes por esta empresa.

3.1 Escogencia del material.

El material escogido es el Aluminio 2024, en la tabla 3.1 se mencionan las principales propiedades de este, que nos ayudarán más adelante en los estudios subsecuentes.

El aluminio fue escogido debido a ventajas como: - Tiene una excelente relación de resistencia / peso. - Posee un costo moderado - Es resistente a la corrosión química. - Se considera un metal relativamente blando. - Es el metal más abundante en la corteza terrestre.

Tabla 3.1 Propiedades del Aluminio 2024 Propiedades del material

Aluminio 2024

68000 Esfuerzo último en tensión (psi)

41000 Esfuerzo último en cortante (psi)

47000 Esfuerzo cedencia tensión (psi)

1.06E+07 Módulo de elasticidad (psi)

0.101 densidad del material (lb/pulg^3)

Aluminio 7075

8.30E+04 Esfuerzo último en tensión (psi)

4.80E+04 Esfuerzo último en cortante (psi)

7.30E+04 Esfuerzo cedencia tensión (psi)

1.04E+07 Módulo de elasticidad (psi)

4.00E+06 Módulo de rigidez (psi)

1.01E-01 Densidad del material (lb/pulg^3)

3.2 Dimensionamiento del tren de aterrizaje y llantas.

El dimensionamiento del tren de aterrizaje y sus llantas juegan un punto importante dentro del diseño de una aeronave, empezando por las llantas y lo capaces que serán de resistir, es decir, la carga que llevarán y el “rolling radius” que es una característica para tomar en cuenta cuando se hace carreteo. En la tabla 3.2 se muestra el tipo de llanta seleccionada, su diámetro y su “rolling radius”. Cabe destacar que la tabla 3.2 dimensiona el tren de aterrizaje principal y que el criterio para el tren de aterrizaje de nariz es que el diámetro de la llanta de nariz debe ser 0.9 veces el de las llantas del tren de aterrizaje principal.

Tabla 3.2a Características de la llanta del tren de aterrizaje principal del RUKOF PANTHER SI Tipo III = 8.5-10 (MONO)

Rolling Radius

Presión int (psi)

Rueda Velocidad (mph)

Ancho (pulg)

Diámetro (pulg)

10.4 41 9.05 10 120

Tabla 3.2b Características de la llanta del tren de aterrizaje principal del RUKOF PANTHER MI

Tipo III = 8.5-10 (MULTI)

Rolling Radius

Presión int (psi)

Rueda Velocidad (mph)

Ancho (pulg)

Diámetro (pulg)

10.2 55 8.7 10 120

El tren de aterrizaje principal debe ser capaz de resistir la totalidad del peso de la aeronave cuando está estática, es por esto por lo que, como parámetro de diseño, el centro de gravedad debe estar a 15% del “Wheel base” medido desde el tren de aterrizaje principal.

- “Wheel Base RUKOF PANTHER SI”: 10.92 ft - “Wheel Base RUKOF PANTHER MI”: 9.92 ft

3.1 Estimación inicial de Pesos. Para la estimación inicial de pesos, se utilizaron las ecuaciones del Dr. Daniel Raymer en su libro

“Aircraft Design: A Conceptual Approach”. Pesos tomados en cuenta:

· Ala · Fuselaje · Cola Horizontal · Cola Vertical · Tren de Aterrizaje de Nariz · Tren de Aterrizaje Principal · Instalación del Motor · Fuel and Fuel system · Sistemas de Control de Vuelo · Sistemas Aviónica · Sistema Eléctrico · Sistema de Deshielo · Mobiliaria · Tripulación de Vuelo “Crew” · Pasajeros · Carga · Propela

Los resultados de dicha estimación inicial se presentan en la tabla 3.3 a continuación:

Tabla 3.3 Pesos Totales Finales

RUKOFF PANTHER SI RUKOFF PANTHER MI

Peso Total 2672 lbs 4202 lbs

3.1 Diagramas V-n Los diagramas de Velocidad y factor de carga, también llamados Envolvente de Vuelo “Flight Envelope”,

revelan mucha información importante sobre el desempeño de nuestras aeronaves y sobre los límites de velocidades de operación, a continuación, se presentan los resultados obtenidos en las gráficas 3.1 y 3.2 y una tabla con información de datos (tabla 3.4). El diagrama V-n, en gran parte fué realizado tomando como guía la sección 6.4 del Snorri [1].

Tabla 3.4 Datos importantes para diagramas V-n

Datos Monomotor Multimotor

Velocidad de Crucero 110.84 KEAS 141.82 KEAS

Velocidad de declive “Dive Speed” 138.55 KEAS 197.83 KEAS

Velocidad de stall positiva 48.77 KEAS 49.85 KEAS

Velocidad de Stall negativa 78.84 KEAS 80.23 KEAS

Figura 3.1 Diagrama V-n Monomotor.

Figura 3.2 Diagrama V-n Multimotor

3.5 Dimensionamiento del Ala. Para el dimensionamiento del ala se usan los valores proporcionados por aerodinámica como límites para el diseño del ala y la cola horizontal, se utilizan largueros, costillas y larguerillos como soportes de las cargas exteriores que puede sufrir la aeronave. Se utiliza el método de momento flector de una viga (Ref A3.6) para la simulación de esfuerzos sobre un ala. Se utilizan los datos de momento de inercia (Ref A.3.2) para poder encontrar valores aceptables para el dimensionamiento del ala por medio de un factor de seguridad:

Tabla 3.5 Factor de Seguridad del Ala y cola para la familia de aeronaves

Tipo Factor de seguridad

Monomotor Ala 2.625

Cola 2.550

Multimotor Ala 1.529

Cola 2.314

Este factor de seguridad obtenido (Ref A3.3) nos determina el dimensionamiento de los componentes que componen dicha ala. Con esto se puede determinar diferentes análisis estructurales (Ref A3.4 y A3.5). 4. Propulsión

La planta de propulsión consiste un sistema de Pistón-propela. Para la selección del motor se realizó una matriz de decisión del tipo de combustible a utilizar, como se muestra en la “tabla 4.1”. Se compararon las características de diferentes motores potenciales en la “tabla 4.2”, y se seleccionó un solo tipo que pudiera ser aplicado a ambas aeronaves para simplificar su implementación y reducir costos. Tabla 4.1 Matriz de decisión para tipo de combustible. Se escogió el AVGAS como referencia por ser

el de uso más común. Los puntajes muestran como ganador al motor tipo Diesel. Ponderación Parámetro Motor Diesel Motor Avgas

10 Bajo consumo de combustible 1 10 0 0

10 Menor toxicidad de emisiones 1 10 0 0

10 Menor cantidad de emisiones 1 10 0 0

8 Alta eficiencia del ciclo 1 8 0 0

7 Bajo costo de operación 1 7 0 0

7 Menor costo de mantenimiento 0 0 0 0

6 Bajo costo inicial -1 -6 0 0

5 Menor costo de reparación -1 -5 0 0

5 Disponibilidad futura del combustible (2025) 1 5 0 0 4 Mayor Resistencia (altas presiones, desgaste, vida útil) 1 4 0 0 4 Menor riesgo autoignición (Inflamabilidad del combustible) 1 4 0 0 4 Menor peso (motor, tanques de combustible) 0 0 0 0

2 Rendimiento a grandes altitudes -1 -2 0 0

1 Capacidad de usar otro combustible 1 1 0 0

1 Altas velocidades -1 -1 0 0

5 45 0 0

Tabla 4.2 Comparación de motores. Se seleccionó el Continental CD-265 para ambas aeronaves.

Combustible Jet-A, Jet-A1

TS-1 No 3 Jet Fuel

AVGAS 100/100LL

Fabricante Continental Continental Lycoming Modelo CD-265 IO-470-U IO-540-C4D5 Potencia nominal (BHP) 265 260 250 RPM nominal 2500 2625 2575 Cruise Fuel Consumption (gal/h) 75% nominal 11.7 14.65 16.5

Peso Seco 438.3 lbs 447.9 lbs 402.0 lbs TBO 2400 h 1900 h 2000 h # Cilindros 4 6 6 Desplazamiento 304 in3 471 in3 541.5 in3

Compression ratio 15:1 8.6:1 8.5:1 Alto x Ancho x Largo (in) 26.63 x 36.47 x 33.89 28.42 x 33.58 x 47.16 -

Para la selección de la propela se evalúan sus características geométricas y aerodinámicas. Calculamos el diámetro de la propela como se muestra en la “Tabla 4.3”, sin embargo, también es importante considerar otras características funcionales como la capacidad de operación bajo condiciones de hielo conocidas y un ángulo de “feathering” grande. Al requerir lo anteriormente mencionado, se descartan las propelas McCauley de 2 palas, y para minimizar costos optamos por las propelas de aluminio de 3 palas. Una preselección se presenta en la “tabla 4.4”

Tabla 4.3 Diámetros calculados según el número de palas.

Tabla 4.4 Preselección de los modelos de propelas

Prop/Blade Model

Dmín (in)

Dmáx (in)

Low or Flight Idle Angle

High or Feather Angle

Hub Centerline (in)

Oil Filled

Weight (lbs)

Price $

D3A34C443 /78CYA- 76 78 11,8 31,5 6.563 Yes 67.9 14 200

3AF32C504 /82NEA- 74 78 13 82,6 3.688 No 70.0 18 700

3AF32C528 /82NEA- 74 78 13 82,6 3.688 Yes 73.0 19 900

La velocidad producida en los “tips” de las palas es importante que no sobrepase Mach = 0.8, de modo que estamos condicionados a seleccionar un diámetro lo más pequeño posible. Calculamos el número de Mach en los “tips” de las palas con las siguientes ecuaciones:

Tabla 4.5 Requerimientos de las aeronaves.

2500 RPM Mono Multi

Fase H [ft] V0 [kt] V0 [kt]

Loiter 10k

98 122

Ascenso 0 80 90

Crucero 10k 125 160

Tabla 4.6 Números de Mach en “tip” de las propelas preseleccionadas. El diámetro seleccionado es de 74 in.

Diámetro Monomotor Multimotor

D [in] D [ft] Loiter Ascenso Crucero Loiter Ascenso Crucero

74 6.167 0.7652 0.7334 0.7748 0.7736 0.736 0.7904

75 6.25 0.7751 0.743 0.7846 0.7834 0.7456 0.8

76 6.334 0.785 0.7527 0.7944 0.7932 0.7552 0.8096

77 6.417 0.7949 0.7623 0.8042 0.803 0.7649 0.8193

78 6.5 0.8048 0.772 0.814 0.8129 0.7745 0.8289

Por último, se verifica que la propela seleccionada cumpla con los requerimientos de eficiencias. Con las “Figuras 4.1 y 4.2” se obtiene la eficiencia requerida de la propela para las fases de “loiter”, ascenso y crucero; y, con la Teoría de Momentum Rankine-froude (Ver anexo 4) se calcula la eficiencia que proporciona la propela seleccionada para las mismas condiciones. Se compara la eficiencia disponible con la requerida en la “tabla 4.7”.

Figura 4.1 Eficiencias de la propela requeridas para el monomotor.

Figura 4.2 Eficiencias de la propela requeridas para el multimotor.

Tabla 4.7 Comparación de la eficiencia requerida y la disponible.

TEORÍA DE MOMENTUM RANKINE-FROUDE

MONOMOTOR

V (kt) P (bhp) H (ft) D (ft) Np disponible Np requerida

1 Loiter 98 203 0 6,17 0,772 0,77

2 Ascenso 80 125 0 6,17 0,7468 0,475

3 Crucero 125 129.4 0 6,17 0,7996 0,4875

MULTIMOTOR

V (kt) P (bhp) H (ft) D (ft) Np disponible Np requerida

1 Loiter 122 185.6 0 6,17 0,7961 0,7

2 Ascenso 90 136.7 0 6,17 0,7632 0,51565

3 Crucero 160 145 0 6,17 0,8171 0,55

Para el modelo de propela seleccionado la eficiencia disponible siempre es mayor a la requerida, por ende la propela funciona para ambos aviones. Las altitudes son al nivel del mar, ya que los requerimientos están normalizados a esa altitud.

Entrada de Aire

Para el cálculo de entrada de aire se usó el método de Transferencia de calor dependiente de entrada-salida que asume un área de entrada y salida de aire iguales, Ref. [1]. Aplicando ese método a cada fase de vuelo y agrupando los valores en tres clases significa que los “cowl-flaps” van a tener tres posiciones, diferentes para el monomotor y multimotor (ver “tabla 4.8”). Para calcular la variación de temperatura de aire que pasa por el radiador o por las aletas de los cilindros, se usarán varias gráficas de varios motores de aviación general, ya que las gráficas del CD-265 Continental no se encuentran disponibles. Los valores resultantes de este método fueron usados para fijar el área de salida del motor; el área de entrada es 30% menor que el área de salida, Ref. [2].

Tabla 4.8 Áreas de entrada y salida de aire

Área de Aire (ft^2)

Monomotor Multimotor

Entrada 0,21 0,41

Salida (Cowl-Flap)

Despegue 0,270 0,530 Ascenso

Ascenso / Loiter 0,200 0,230 Despegue / Crucero / Descenso

Descenso / Crucero 0,100 0,350 Loiter

Con esos valores se dibujaron las entradas de aire buscando algo que fuera distinto de los demás aviones pero que cumpla con sus funciones. Las entradas de aire deben ocupar entre 30% a 50% del área frontal del motor, Ref. [2]. La “figura 4.3” representa la forma distinta de la entrada de aire usando “bafles” para crear un “downdraft” que salga por el “cowl-flap” por debajo del fuselaje, para monomotor, y detrás del motor para multimotor (esta salida no está visible en el dibujo presentado). La forma redondeada de las entradas de aire hace con que hayan tres zonas largas de elevada presión y mientras más presión de entrada mejor será el enfriamiento.

Figura 4.3 Forma de las entradas de aire.

Consumo de Combustible

La compañía Continental indica que para el motor CD-265 el consumo de combustible es de 11.7 gal/hora para crucero (el consumo de combustible para el motor a 75% de su potencia máxima). Para el cálculo de consumo de combustible se arregló un perfil de misión de 180 minutos y distribuyendo ese tiempo por varias fases de vuelo, se calculó el porcentaje de tiempo de vuelo para cada fase de vuelo. Así, para calcular el combustible para misiones de 3h o 5h el avión pasa el misma porcentaje de vuelo en la misma fase de vuelo (Ver anexo 4, “tabla 4.9”). Sabiendo que el motor CD-265 puede usar JET A, de densidad 1.567 slug/ft^3, el tiempo que la aeronave está en cada fase de vuelo, y asumiendo que para despegue y “loiter” la aeronave necesita de 100% de empuje, ascenso 85%, crucero 75%, aterrizaje 30% y taxi 7%, Ref [1]; entonces, se puede calcular cuánto combustible va a consumir la misión y dimensionar el tanque de combustible y su sistema de suministro.

Figura 4.4 Consumo de combustible para una misión de 3 horas. La curva superior corresponde al

multimotor y la curva inferior corresponde al monomotor. Formulando cinco hipótesis de consumo para monomotor: 3h, 4h y 5h de misión, y 4h y 5h de crucero, se escogió el mayor para tener el volumen del tanque (a todas se agregó 45 min de combustible a velocidad crucero según las recomendaciones del FAR). Se hizo lo mismo para multimotor: 3h y 5h de misión y 5h de crucero, agregando 45 min de combustible a velocidad crucero según las recomendaciones del FAR. Con el valor más alto de masa de combustible se convirtió en volumen usando la densidad de combustible JET A, ya referida. A este volumen se le aplicó un factor de seguridad de 15%, para contabilizar el espesor del tanque, variaciones de densidad debido a la variación de temperaturas, el espesor del material aislante del motor y también debido al facto que se consideró el tanque como si fuera una caja de dimensiones axbxc, pero en realidad el alto del tanque de combustible (del monomotor y multimotor) no tiene la medida de alto constante una vez que está ubicado en el ala. Los tanques de combustible de ambos aviones son integrales. Al final, los tanques de combustibles miden 58.7 galones para monomotor y 64.4 galones para multimotor; el multimotor tendrá dos de estos tanques de combustible.

5. Sistemas a Bordo

Sistema eléctrico El sistema eléctrico de la aeronave es diseñado primeramente tomando las decisiones de escoger equipos

modernos y equipos necesarios para que las aeronaves puedan volar por reglamento de vuelo visual y por reglamento de vuelo por instrumentos, para poder conocer las cargas necesarias para tomar energía eléctrica de una batería o una fuente alternador, hacia los equipos que requieren de energía eléctrica para poder operar la aeronave los dos diseños tienen una configuración de respaldo en tal caso el o los alternadores lleguen a sufrir algún fallo.

La batería y el alternador serán dimensionados para poder soportar cargas extras con futuras expansiones. resumiendo se toma en cuenta los siguientes pasos:[4]

a. Cuadro de decisión para diseño de sistema eléctrico b. Decidir qué equipos se requieren c. Conseguir las cargas requeridas para operar, con extra capacidad d. Revisar el alternador si suple la capacidad e. Diseñar los esquemáticos y detalles. f. Revisar que el sistema cumple los requerimientos. g. Cumplir con redundancia

En la decisión de equipos requeridos, serán necesarios instrumentos para cumplir VFR e IFR en la

decisión de equipos de reservas. incluir los instrumentos de reservas en tal caso de que exista una falla de manufactura o por el mal mantenimiento de los instrumentos.

Se decidió un equipo de aviónica completo de cabina de vuelo Garmin G1000 ya que estaba en el mercado desde el 2004 y reduce considerablemente el peso en instrumentos, con módulos que son compatibles con el GDU1044, GDU1045, GIA63W, GDC74A, GEA71, GMU44, GMA 1347, GTX 33, GDL69A, GWX68, GTP59, GSA81, GSM85, GTS820, GA58.[5][6][7]. Pitot heating, Wingtips lights, compass light, landing gear indicator, flaps indicator starter, flaps motor. [8]

Luego de encontrar las corrientes máxima de cada aparato electrónico se ordenan y se adicionan sus valores para encontrar la carga total y seleccionar el alternador.

Ver Anexo 5.1 para los cálculos de amperaje total, dando un amperaje de 30.88 Amp en consumo de promedio, y consumo de 57.1 Amp en el caso más crítico de que se utilicen todos los elementos que requieran cargas para el Panther SI, para dando un suministro máximo de alternador de 70 amp.

Y para el Panther MI dando un amperaje de 33.28 Amp en consumo promedio, y consumo de 60.80 Amp en el caso más crítico.

Se tomó la decisión de escoger cual sería la mejor opcion de bateria para nuestra aeronave de propela de pistón de los dos tipos de baterías más comunes en esta industria. Ver Anexo 5.3 para la tabla de ventajas y desventajas de baterias de Acido de Plomo y Níquel de Cadmio. [9]

Luego se tomó la decisión de qué tipo de batería era la que mejor encajaba con los parámetros de casa de calidad. Ver Anexo 5.4.

Ver Anexo 5.2 para el cálculo de las cargas esenciales de las dos aeronaves. dando un amperaje total en el Panther SI para cargas esenciales de 14.89 Amp y un amperaje total en el Panther MI para cargas esenciales de 17.14 Amp. Dejando solo optar por opciones de baterías de 24V con una carga de vida de 16Amp/h para el Panther SI y dos baterías de 24V con una carga de vida de 11 Amp/h cada una para el Panther MI.

Ver Anexo 5.5 y Anexo 5.6 para ver los detalles y esquemáticos de la Aeronave Panther SI y Panther MI donde se puede apreciar una configuración sencilla para el Panther SI, y una configuración de arreglo para que el piloto no tenga la necesidad de utilizar switch para cerrar las conecciones no esenciales en caso de fallo de los alternadores.

Ver Anexo 5.7 y Anexo 5.8 para ver los detalles de los busbar.

Sistema de Deshielo El sistema de deshielo de la aeronave se escoge al compararse las ventajas y desventajas de los diferentes

sistemas de deshielo que existen para una aeronave [10]. Ver anexo 5.9 para ver la tabla de ventajas y desventajas. Ver anexo 5.10 para ver la tabla de ponderación de los parámetros para la decisión de un sistema de deshielo en una aeronave ligera, donde se toma la decisión de botas neumáticas.

Las botas impiden la acumulación progresiva de hielo, rompiendo la superficie congelada alrededor de la bota neumatica. El sistema típico utiliza la presión del aire que se genera a partir ya sea una bomba de aire accionada por el motor, o por el aire de purga del motor. A partir de ahí, pasa a través de un regulador de

presión y a continuación a una válvula de control de flujo, que se secuencia con un temporizador. El temporizador o bien puede ser operado manualmente por el piloto o en ciclo automático donde estará accionado entre uno a tres minutos. Se revisa los parámetros de equipos del fabricante.[11] Ver anexo 5.11

Sistema de Oxígeno suplementario El FAA requiere el uso de un tanque de oxígeno suplementario para el piloto cuando se vuela sobre

12,500 ft a 14,000 ft por más de 30 minutos, a más de 14,000 ft siempre deben usar el tanque de oxigeno. FAR 23.2320 junto al FAR 25.1443.

Las componentes básicos de este sistema son las siguientes: Contenedor (almacenado en 1800-2200 psi); Conexión; Máscara o cánula nasal.

El consumo recomendado de oxígeno por cánula después de los 10,000 ft es de 0.5 L/min y se aumenta 0.1 por cada 2,000 ft mas de altura, con límite de 18,000 ft. [12]

Sistema de superficies de control

Sistema de control primario[13] Sistema de control usa una combinación de barras, cables y manivelas para las superficies de control

donde hay Sistema de elevador. Esta superficie de control proporciona control de cabeceo. El elevador será de diseño convencional de aluminio.

Sistema de alerones. Los alerones proporcionan control de balanceo del avión. Los alerones son de diseño convencional con piel, larguero y nervios fabricados en aluminio.

sistema de timón. El timón proporciona control direccional de guiñada del avión. El timón es de diseño convencional con piel, larguero y nervios fabricados en aluminio.

Al conocer el sistema de control primario reversible, se tomó la decisión de utilizar este sistema de control de superficie se tiene que determinar la relación de de control de fuerzas del control de la cabina y el momento de bisagra aerodinámica. Ver anexo 5.12 para las ecuaciones y anexo 5.13 para los resultados de las fuerzas y el dimensionamiento del diámetro de las cuerdas más críticas de la superficie de sustentación. y ver anexo 5.14 para la tabla de fuerzas permitidas en el control de la cabina.

6. Estimación de Costos

a. Precio de Aeronave

Utilizando el método de desarrollo de costos para aviación general, el Modelo de Eastlake presentado en la sección 2.2 del Snorri [1], se agregó un margen de ganancia de 15% y un margen de seguridad de 5%, o sea un margen total de 20% de seguridad fuera del costo previsto por el método. La compañía Rukof programó la producción de 333 aeronaves de cada modelo. Aunque muchos de los costos presentados sean estimaciones y resulten de data histórica, el costo del motor CD-265 (36 957$) y de las propelas McCauley (19 900$ y 35 900$ para monomotor y multimotor respectivamente.) son reales una vez que fueran obtenidos hablando con las compañías. Siendo un proyecto ingenieros jóvenes, se consideró que cada individuo gana 6$/h. Al final el precio de la aeronave es de 1.26M$ y 2.88M$ para monomotor y multimotor, respectivamente.

b. Costo de operación

Considerando el método presentado en la sección 2.3.1 del Snorri [1] se hizo una estimación de costos de operación considerando que las aeronaves son inversiones a 4 años, para monomotor, y a 10 años, para multimotor. La tasa de interés anual nominal asociada a este proyecto es de 10% una vez que es un proyecto de riesgo considerable. Para ambas aeronaves se consideró que vuelan 10h de lunes a sábado, 8h el domingo, 49 semanas al año.

Para el cálculo de costo de A&P se calculó la tasa de mantenimiento hora/técnico basado en Snorri [1] y se obtuvo 0.18 y 0,23 para monomotor y multimotor respectivamente; para darle un costo a la certificación de A&P se consideró 53$/h y se estimó un costo de almacenamiento de 250$ por aeronave en el hangar (los dos últimos valores pueden variar de acuerdo con la ubicación de la aeronave). Al dia de los cálculos, 3 de diciembre de 2019, un galón de combustible costaba 5.58$ en EE.UU. Calculando el seguro de la aeronave se considera un costo fijo de 500$ añadido de 1.5% del precio de la aeronave. Para el costo de overhaul se

consideró que el TBO cuesta 10k$ por motor y que la TBO recomendada son 2400h o 12 años . La siguiente tabla resume el cálculo que se hizo y presenta lo valores finales de costo de operación para las dos aeronaves.

Monomotor ($) Multimotor ($)

1. Precio Aeronave 1 260 378,67 2 880 348,93

2. Costo de Airframe and Powerplant (A&P) 31 787 40 617

3. Costo de Almacenamiento 3 000 3 000

4. Costo de Combustible 186 498 464 528

5. Costo de Seguro 19 406 43 705

6. Costo de Overhaul 13 883 27 767

7. Costo de inspección 500 750

8. Costo Anual Investimento 317 762 Investimiento a 4 años

288 037 Investimiento a 10 años

COSTO TOTAL ANUAL 572 836 868 404

Horas de Vuelo/año (Q_FLGT) 3332

Costo de Operación ($/hora) $ 172 $ 261

IV. Conclusión

El diseño de las aeronaves monomotor Panther SI y multimotor Panther M1 responden a una necesidad de aeronaves de entrenamientos de pilotos. Se diseñó preliminarmente las características más importantes de ambas aeronaves como lo fueron la escogencia del perfil aerodinámico NLF 0414F, el material de construcción (Aluminio 2024-T3), la planta de propulsión Continental CD265 que utiliza Jet-A como combustible primario, entre otros aspectos. este diseño preliminar debe ser una base y una guía de la visión que se espera sobre las aeronaves en cuanto a competitividad y vanguardia en el mercado. Todavía hay áreas en donde se deben refinar y hacer más pruebas, pero ya existe un camino marcado del camino a seguir. Las aeronaves procuran ser seguras y a la vez ofrecer precios razonables de operación en un mercado cada vez más inflado.

Referencias [1] Gudmundsson, S., “General Aviation Aircraft Design: Applied Methods and Procedures”, ELSELVIER, 1st Edition

2014 [2] Żółtak, Jerzy & Stalewski, Wieńczysław. (2014). The Preliminary Design of the Air-Intake System and the Nacelle

in the Small Aircraft-Engine Integration Process. Aircraft Engineering and Aerospace Technology. 86. 250 - 258. 10.1108/AEAT-01-2013-0015.

[3] Francis J. Hale, “Introduction to aircraft perform, selection and Design”, 1985, cap. 11. [4] (2017). Retrieved 11 December 2019, from

http://www.lightaircraftassociation.co.uk/engineering/TechnicalLeaflets/Mods%20and%20Repairs/TL%203.26%20Electrical%20sytems.pdf

[5] (2010). Retrieved 11 December 2019, from http://static.garmin.com/pumac/G1000:Socata_LineMaintenanceManual.pdf

[6] (2010). Retrieved 12 December 2019, from http://static.garmin.com/pumac/190-00962-02_0B_Web.pdf [7] (2019). Retrieved 12 December 2019, from

https://support.cessna.com/docs/custsupt/GarminExpertSystem/525%20G1000/Software%20&%20Configuration/G1000%20(CJ)%20Abbreviations.pdf

[8] (2019). Retrieved 12 December 2019, from https://www.faa.gov/regulations_policies/handbooks_manuals/aviation/airplane_handbook/media/19_afh_ch17.pdf

[9] (2019). Retrieved 12 December 2019, from https://www.usa-svc.com/PDF/InfoSheets/13.pdf [10] (2019). Retrieved 12 December 2019, from

https://www.faa.gov/regulations_policies/handbooks_manuals/aviation/airplane_handbook/media/19_afh_ch17.pdf

[11] Instalación y Mantenimiento de Botas Deshieladoras. (12AD). Retrieved from https://www.josemiguelatehortua.com/practicas-estandar/instalación-y-mantenimiento-de-botas-deshieladoras/.

[12] (2019). Retrieved 12 December 2019, from https://www.faa.gov/pilots/safety/pilotsafetybrochures/media/oxygen_equipment.pdf

[13] Jan Roskam, Airplane Design Part IV: Layout Design of Landing gear and systems. University of Kansas, Lawrence, Kansas, 1986

ANEXO 1 Vistas de los Aviones dibujadas en Autocad

Vista frontal (monomotor arriba, multimotor abajo)

Vista Lateral (monomotor arriba, multimotor abajo)

Vista Superior (monomotor izquierdo, multimotor derecha)

ANEXO 3 Triciclo: Ventajas:

● Dinámicamente estable en el suelo (más fácil maniobrar) ● Buen control del suelo en vientos cruzados ● Buena visibilidad hacia delante debido al bajo ángulo de la plataforma ● Buenas características de dirección ● Facilita la entrada y salida de pasajeros ● Hélice mejor protegida contra golpes de suelo ● El frenado fuerte no afecta la nariz del avión ● El avión se inclina hacia abajo al tocar el engranaje principal, reduciendo sustentación ● Menos rebote después del aterrizaje ● Buena aceleración durante el “Take Off” debido a un AoA más bajo ● La distancia entre ejes más corta permite un radio de giro cerrado ● Más fácil de aterrizar (mejor para pilotos inexpertos)

Desventajas: ● Requiere un airspeed mínima antes de que el avión pueda ser girado para “Take Off” ● Mayor peso estructural debido a tres cargas de ocasionadas por los “landing gear legs” ● Más costoso que los anteriores ● Mayor arrastre crucero ● “landing gear legs” se pueden dañar cuando marchan sobre superficies desiguales ● “nosewheel shimmy” está sujeto a gran daño ● Mayores cargas dinámicas en el suelo debido a una mayor carga en el “nose gear” que en la

rueda de cola ● Mecanismo de dirección más complejo ● Retracción de la rueda de nariz puede ser un desafío por el espacio limitado ● Bajo arrastre aerodinámico debido a baja actitud de AoA durante el aterrizaje, en el cual,

requiere más esfuerzo de frenado ● Un frenado más pesado descarga en las ruedas principales y puede causar patinado

Características de los frenos disco:

● Generación de calor por fricción, depende del peso del vehículo detenido, velocidad de frenado, efectividad de conversión de fricción en calor y área de fricción de los frenos

● Residen en el exterior de la rueda, cada rueda tiene dos discos sujetos por pinzas (enfriamiento por aire)

características de los frenos tambor:

● Transferencia de calor inferior (solo es demasiado cuando se pierde la capacidad de frenado; desvanecimiento)

los fabricantes recomiendan que las ruedas y los frenos sean seleccionados juntos, por las siguientes pautas:

● Determine la carga estática en cada rueda (se selecciona la rueda que coincida o excede este valor)

● La selección de frenos para aeronaves “General Aviation” está limitada por 14 CFR 23.735. Requiere que los frenos tengan la capacidad de absorber la energía cinética de la aeronave basada en dos métodos:

○ Método análisis conservador ○ Método de energía cinética (la siguiente ecuación)

Selección de llantas Características:

● Las llantas cargan un 90% del peso total de la aeronave ● Las llantas cargan un 10% de las cargas estáticas, pero experiencia mayor cargas dinámicas

durante el aterrizaje

● Los valores de diámetro y ancho deben aumentarse un 30% si la aeronave opera sobre pistas ásperas sin pavimentar

● Neumáticos de la nariz tienen un tamaño aproximado de 60-100% del tamaño de los neumáticos principales (las llantas delanteras de la bicicleta y cuatriciclo son las mismas que las principales; las del taildragger las llantas de popa (“aft tires”) son ¼ a ⅓ del tamaño de las principales)

● La selección de los neumáticos se basa en el más pequeño para transportar las cargas estáticas y dinámicas calculadas

● Al neumático envejecer, pierde la capacidad de soportar su propia presión interna, hace que aumente de tamaño en 2 a 3% de diámetro y 4% de ancho

● Por lo general, un neumático se mantiene aproximadamente el mismo radio de rodadura (“rolling radius”) si se compra en un mismo catálogo, aunque se usen neumáticos de cargas inferiores al máximo; por eso, la presión interna se reduce proporcionalmente cuando un neumático se opera a una carga inferior a la máxima (operar un neumático a presión interna más baja mejorar en gran medida la vida útil)

● Operar un neumático a la mitad de su carga nominal máxima (presión) aumentará el número de aterrizajes obtenido por un factor de 6. (esto hace que requiera un neumático más grande, mayor resistencia, peso y tamaño del pozo de rueda)

Tabla A3.1. Catálogos de selección de neumáticos

Se debe tomar en cuenta que:

● Tipo III = se usan para aviones con motor tipo pistón; tiene una banda de rodadura amplia y baja presión interna, número de identificación de 8.5-10 (referencia a ancho de neumático [8.2- 8.7 pulg] y diámetro de llanta de [10 pulg]). Diámetro exterior de llanta se consigue en catálogo. permiten la carga dinámica de 1.4 veces la carga estática

Cálculo de capacidad de soporte de cargas internas de la llanta Suposiciones:

● Se ignora la capacidad de carga de la banda de rodadura y paredes laterales

En donde:

● Ap= área de huella (“footprint area”) ● P= presión de inflado ● w= ancho de llanta ● d= diámetro de llanta ● Rr= radio de rodamiento (“rolling radius”)

Absorbedores de choque: El tren de aterrizaje debe absorber el impacto de una mal aterrizaje y suavizarse el “taxing”. hay diferentes formas de amortiguadores de choque:

● Eje rígido (“Rigid axle”) = se utiliza en aviones planeadores y “homebuilt”, dependen únicamente de los neumáticos para la amortiguación. En los tiempos de antes estaban montados con fuertes cuerdas de gomas

● Puntal de choque a base de oleo (“Oleo shock strut”)= es el más utilizado, es la combinación de efecto resorte usando compresión de aire con un efecto amortiguador utilizando un pistón que fuerza el óleo a través de un orificio (para mayor eficiencia, hay diferentes tamaños de orificios para la compresión del óleo [“metered orifice”], se debe tomar en cuenta que el puntal de choque sea lo suficientemente fuerte para poder soportar las cargas de freno y las laterales. Para reparar este absorbedor se debe remover todo el ensamblado de la llanta.

A3.2. Momentos de inercia: Larguerillos “Z” (Stringers):

Figura A3.1. Referencia del larguerillo “Z”

Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base -pulg Altura -pulg Base -pulg Altura -pulg Base Altura -pulg 2 5 3 3 2 5

Tabla A3.2. Tabla de dimensiones del larguerillo “Z”

Centroide Figuras ΣA

(pulg^2 ΣY ΣAY

1 10 -1 -10 2 9 1.5 13.5

3 10 -1 -10 Total 29 -6.5

Tabla A3.3. Tabla de centroide del larguerillo “Z”

Centroide (Y)

-0.224 ρx (pulg)

1.3603583 Tabla A3.4. Tabla de del punto centroidal del larguerillo “Z”

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I rectángulo d M. inercia Figura 1 3.33333333 -1 13.3333333 Figura 2 6.75 1.5 27 Figura 3 3.33333333 -1 13.3333333 Total 53.6666667

Tabla A3.5. Tabla de cálculo de momento de inercia del larguerillo “Z”

Viga “I” (Spars):

Monomotor NFL 0414 F NACA 0009 Colocación de los spars x y x y

Arriba Spars 1 (10%) 0.1 0.05737371 0.1 0.05737371 Spars 2 (60%) 0.6 0.09070094 0.6 0.09070094

Abajo Spars 1 (10%) 0.1 -0.03186211 0.1 -0.03644685 Spars 2 (60%) 0.6 -0.04206081 0.6 -0.03512413

Ancho Ancho Total (pies)

Spars 1 (10%) 0.42119305 0.08923582 0.28333809 0.09382056 Spars 2 (60%) 0.62663548 0.13276175 0.37999173 0.12582508

Ancho Ancho Total (pulgadas)

Spars 1 (10%) 5.0543166 0.0255116 3.40005707 0.02092686

Spars 2 (60%) 7.51962572 0.04864013 4.55990073 0.05557681

Tabla A3.6. Posicionamiento de larguero en monomotor

Multimotor NFL 0414 F NACA 0009

Colocación de los spars X Y x y

Arriba Spars 1 (10%) 0.1 0.05737371 0.1 0.05737371 Spars 2 (60%) 0.6 0.09070094 0.6 0.09070094

Abajo Spars 1 (10%) 0.1 - 0.1 - 0.03186211 0.03644685

Spars 2 (60%) 0.6 - 0.6 - 0.04206081 0.03512413

Ancho Ancho Total (pies)

Spars 1 (10%) 0.42119305 0.08923582 0.29365835 0.09382056 Spars 2 (60%) 0.62663548 0.13276175 0.39383249 0.12582508

Ancho Ancho Total Spars 1 5.0543166 0.0255116 3.5239002 0.02092686 (pulgadas) (10%)

Spars 2 7.51962572 (60%)

0.04864013 4.72598982 0.05557681

Tabla A3.7. Posicionamiento de larguero multimotor

Momentos de Inercia de las vigas “I”:

Ala Monomotor:

Figura A3.2. Referencia de Viga “I”

ALAS (Monomotor) [Spar 1] (pulg) Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 5.664 8.031552 4 5.0543166 5.664 8.031552

Tabla A3.8. Dimensiones del larguero 1

Centroide Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 45.4907105 6.5429343 297.64273 2 20.2172664 0 0 3 45.4907105 6.5429343 297.64273

Total 111.198687 595.28546 Centroide (Y)

5.3533497

Tabla A3.9. Calculo centroidal del larguero 1

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I rectángulo d M. inercia ρx (pulg) Figura 1

121.615229 6.5429343 2069.07206 6.12016189

Figura 2

26.9563552 0 26.9563552

Figura 3

121.615229 6.5429343 2069.07206

Total 4165.10047 Tabla A3.10. Cálculo de momento de inercia del larguero 1

ALAS (Monomotor) [Spar 2] (pulg)

Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 5.664 8.031552 4 7.51962572 5.664 8.031552

Tabla A3.11. Dimensiones del larguero 2

Tabla A3.12. Calculo centroidal del larguero 2

Tabla A3.13. Cálculo del momento de inercia del larguero 2

Centroide Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 45.4907105 7.77558886 353.717062 2 30.0785029 0 0 3 45.4907105 7.77558886 353.717062

Total 121.059924 707.434124 Centroide (Y)

5.843669

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I d M. in rectángulo

ercia ρx (pulg)

Figura 121.6 1

15229 7.77558886 2871 .97368 6.91219365

Figura 40.10 2

46705 0 40.1046705

Figura 121.6 3

15229 7.77558886 2871 .97368

Total 5784 .05203

Ala Multimotor:

Figura A3.2. Referencia de Viga “I”

ALAS (Multimotor) [Spar 1] (pulg) Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 5.664 8.031552 4 5.0543166 5.664 8.031552

Tabla A3.14. Dimensiones del larguero 1

Centroide Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 45.4907105 6.5429343 297.64273

2 20.2172664 0 0 3 45.4907105 6.5429343 297.64273

Total 111.198687 595.28546 Centroide (Y)

5.3533497

Tabla A3.15. Calculo centroidal del larguero 1

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I rectángulo d M. inercia ρx (pulg) Figura 1

121.615229 6.5429343 2069.07206 6.12016189

Figura 2

26.9563552 0 26.9563552

Figura 3

121.615229 6.5429343 2069.07206

Total 4165.10047 Tabla A3.16. Cálculo de momento de inercia del larguero 1

ALAS (Multimotor) [Spar 2] (pulg) Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 5.664 8.031552 4 7.51962572 5.664 8.031552

Tabla A3.17. Dimensiones del larguero 2

Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 45.4907105 7.77558886 353.717062 2 30.0785029 0 0 3 45.4907105 7.77558886 353.717062

Total 121.059924 707.434124 Centroide (Y)

5.843669

Tabla A3.18. Calculo centroidal del larguero 2

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I d M. in rectángulo

ercia ρx (pulg)

Figura 121.6 1

15229 7.77558886 2871 .97368 6.91219365

Figura 40.10 2

46705 0 40.1046705

Figura 121.6 3

15229 7.77558886 2871 .97368

Total 5784 .05203

Tabla A3.19. Cálculo del momento de inercia del larguero 2

Cola horizontal Monomotor:

Figura A3.2. Referencia de Viga “I”

Cola horizontal (monomotor) [Spar 1 ] (pulg) Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 3.624 3.2616 4 3.40005707 3.624 3.2616

Tabla A3.20. Dimensiones del larguero 1

Centroide Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 11.8200384 3.33082853 39.3705212

2 13.6002283 0 0 3 11.8200384 3.33082853 39.3705212

Total 37.2403051 78.7410423 Centroide (Y)

2.11440379

Tabla A3.21. Calculo centroidal del larguero 1 Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I d M. in rectángulo

ercia ρx (pulg)

Figura 12.93 1

64174 3.33082853 144.072873 2.86782249

Figura 18.13 2

36377 0 18.1336377

Figura 12.93 3

64174 3.33082853 144.072873

Total 306.279383

Tabla A3.22. Cálculo del momento de inercia del larguero 1

Cola horizontal (monomotor) [Spar 2 ] (pulg) Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 3.624 3.2616 4 4.55990073 3.624 3.2616

Tabla A3.23. Dimensiones del larguero 2

Centroide Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 11.8200384 3.91075036 46.2252195 2 18.2396029 0 0 3 11.8200384 3.91075036 46.2252195

Total 41.8796797 92.4504389 Centroide (Y)

2.20752498

Tabla A3.24. Calculo centroidal del larguero 2

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I d M. in rectángulo

ercia ρx (pulg)

Figura 12.93 1

64174 3.91075036 193.711711 3.13553303

Figura 24.31 2

94705 0 24.3194705

Figura 12.93 3

64174 3.91075036 193.711711

Total 411.742893

Tabla A3.25. Cálculo del momento de inercia del larguero 2

Cola horizontal Multimotor:

Figura A3.2. Referencia de Viga “I”

Colahorizontal(multimotor)[Spar1](pulg)

Figura1 Figura2 Figura3Base Altura Base Altura Base Altura3.756 3.3804 4 4.72598982 3.756 3.3804

Tabla A3.26. Dimensiones del larguero 1

Centroide

Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX 1 12.6967824 3.4521501 43.8311987

2 14.0956008 0 0 3 12.6967824 3.4521501 43.8311987

Total 39.4891656 87.6623973 Centroide (Y)

2.21991009

Tabla A3.27. Calculo centroidal de larguero 1

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I rectángulo d M. inercia (p ρx (pulg) Figura 1

14.9266929 3.4521501 166.23857 2.98251296

Figura 2

18.7941344 0 18.7941344

Figura 3

14.9266929 3.4521501 166.23857

Total 351.271274 Tabla A3.28. Cálculo del momento de inercia del larguero 1

Cola horizontal (multimotor) [Spar 2] (pulg) Figura 1 Figura 2 Figura 3

Base Altura Base Altura Base Altura 3.756 3.3804 4 4.72598982 3.756 3.3804

Tabla A3.29. Dimensiones del larguero 2

Centroide Figuras ΣA (pulg^2) ΣX (pulg) ΣAX

1 12.6967824 4.05319491 51.4625338 2 18.9039593 0 0 3 12.6967824 4.05319491 51.4625338

Total 44.2975241 102.925068 Centroide (Y)

2.32349482

Tabla A3.30. Calculo centroidal del larguero 2

Momentos de inercia (pulg^4) (respecto al eje x) I d M. in rectángulo

ercia ρx (pulg)

Figura 14.92 1

66929 4.05319491 223.514373 3.26504305

Figura 25.20 2

52791 0 25.2052791

Figura 14.92 3

66929 4.05319491 223.514373

Total 472.234025 Tabla A3.31. Cálculo de momento de inercia del larguero 2

A3.3. Factor de seguridad: Cálculos para la obtención del factor de seguridad son los siguientes:

Tabla A3.32. Resultados de los momentos de inercia y fuerzas cortantes

Tipo Momentodeinercia(pie^4)

C(ejeneutro)(pies) Esfuerzopermisible

Monomotor Ala 35.03224414 4.219999 27807.02778Ala(climb-sinflap) 35.03224414

Cola 2.883788636 1.6340616 28624.99851Cola(climb-sinflap) 2.883788636

Multimotor Ala 35.03224414 4.219999 47736.87856Ala(climb-sinflap) 35.03224414

Cola 2.8044877 1.6935804 31549.73261Cola(climb-sinflap) 2.8044877

Tabla A3.33. Resultados de momento de inercia y el eje neutro del ala A.3.4. Flexión simétrica Se selecciona la sección transversal de la viga Si la viga está sujeta a un momento flector (dependiendo del valor del monomotor o multimotor) aplicado en un plano vertical, determinar la distribución del esfuerzo directo a través de la profundidad de la sección La sección transversal de la viga es doblemente simétrica, de modo que el centroide de (C) de la sección y el origen de los ejes coinciden con el punto medio de la web. El momento flector se aplica a la sección de la viga en un plano vertical para que el eje “x” se convierta en el eje neutro de la sección de la viga. Se necesita calcular el segundo momento de área (𝐼"") sobre este eje La distribución de esfuerzo directo (𝜎$) es:

Ahora si el momento flector se aplica en el plano horizontal y en sentido horario sobre (𝐶&) cuando se ve en la dirección (y*C) Como no se ha especificado una convención de signos para el momento de flexión aplicados en el plano horizontal. Sin embargo, una apreciación física del problema muestra que los bordes de la izquierda de la viga están en compresión mientras que en la derecha está en tensión y la distribución de esfuerzos lineal. Se aprecia que los esfuerzos máximos son muchos mayores que las del plano vertical ya que la mayor parte del material en la sección de la viga se concentra en la región del eje neutro donde los esfuerzos son bajos. (Usar una sección (I) de esta forma es ineficiente) Estudios de Flexión:

Tipo Momentoflector

(lb*pies)Fuerzacortante(lbf) Empotramiento

(lbf)Monomotor Ala 230839.53 -29764.56 -33337.36

Ala(climb-sinflap) 174942.63 -23203.71 -26054.41Cola -50517.34 17383.44 19478.44

Cola(climb-sinflap) 11508.19 -4261.33 -4847.64Multimotor Ala 396286.82 -41095.52 -45097.82

Ala(climb-sinflap) 360643.95 -36518.39 -40246.69Cola -52244.84 16897.93 18792.13

Cola(climb-sinflap) 29620.92 -10192.08 -11535.48

Ala Monomotor: VigaI(Alamonomotor)Spar1

AlturaGeneral(pulg)

Anchogeneral(pulg)

Figura1 Figura2 Figura3Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

21.117421 5.664 8.031552 5.664 5.054317 4 8.031552 5.664

MomentoFlector(lbf*pulg)

2.31E+05

Tabla A3.34. Dimensiones y datos de la viga “I” del larguero 1

PlanohorizontalIxx

(pulg^4)σ_z=#*y σ_z

comprensión Tensión4427.02261 -

5.21E+01-550.565918 550.565918

PlanoverticalIyy

(pulg^4)σ_z=#*x σ_z

compresión Tensión270.186816 8.54E+02 -2419.57605 2419.57605

Tabla A3.35. Momento de inercia en los dos planos

VigaI(Alamonomotor)Spar2

AlturaGeneral(pulg)

Anchogeneral(pulg)

Figura1 Figura2 Figura3Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

23.58273 5.664 8.031552 5.664 7.519626 4 8.031552 5.664

MomentoFlector(pulg^4)

2.31E+05

Tabla A3.36. Dimensiones y datos de la viga “I” del larguero 2

PlanohorizontalIxx

(pulg^4)σ_z=#*y σ_z

compresión Tensión6131.51827 -

3.76E+01-443.92156 443.92156

PlanoverticalIyy

(pulg^4)σ_z=#*x σ_z

compresión Tensión283.335131 8.15E+02 -

2307.294362307.29436

Tabla A3.37. Momento de inercia en los dos planos

Ala multimotor: VigaI(Alamultimotor)Spar1

AlturaGeneral(pulg)

Anchogeneral(pulg)

Figura1 Figura2 Figura3Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

21.117421 5.664 8.031552 5.664 5.054317 4 8.031552 5.664

MomentoFlector(lbf*pulg)

3.96E+05

Tabla A3.38. Dimensiones y datos de la viga “I” del larguero 1

PlanohorizontalIxx

(pulg=4)σ_z=#*y σ_z

compresión Tensión4427.02261 -

8.95E+01-945.16748 945.16748

PlanoverticalIyy

(pulg^4)σ_z=#*x σ_z

compresión Tensión270.186816 1.47E+03 -4153.7344 4153.7344

Tabla A3.39. Momento de inercia en los dos planos

VigaI(Alamultimotor)Spar2AlturaGeneral

(pulg)Anchogeneral

(pulg)Figura1 Figura2 Figura3

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

Altura(pulg)

Ancho(pulg)

23.58273 5.664 8.031552 5.664 7.519626 4 8.031552 5.664

MomentoFlector(lbf*pulg)

3.96E+05

Tabla A3.40. Dimensiones y datos de la viga “I” del larguero 1

PlanohorizontalIxx

(pulg^4)σ_z=#*y σ_z

compresión Tensión6131.51827 -

6.46E+01-

762.088986762.088986

PlanoverticalIyy

(pulg^4)σ_z=#*x σ_z

compresión Tensión283.335131 1.40E+03 -

3960.978193960.97819

Tabla A3.41. Momento de inercia en los dos planos

A.3.5. Vigas de sección abierta y cerrada El ala de monomotor y multimotor tiene una longitud uniforme en ambos lados (x) e (y) direcciones y lleva una carga en uno de los extremos del ala. Se calcula las fuerzas en los brazos y la distribución del flujo en los brazos y la distribución del flujo de corte en las paredes a una distancia de empotramiento, si los refuerzos resisten todos los esfuerzos directos, mientras que las paredes son efectivas solo en corte. Cada esquina de refuerzo tiene un área de sección transversal correspondiente (mostrado en tablas) Solución: 1. Se calcula las fuerzas internas de un sistema a una distancia de empotramiento es: 2. la viga tiene una sección transversal doblemente simétrica, de modo que (𝐼"& = 0) y las ecuaciones:

3.En el cual, para la sección de la viga mostrada se busca el momento de inercia y se reemplaza en la ecuación de esfuerzo 4.Se realiza la siguiente tabla para calcular las variables de (𝑃$,+, 𝑃",+, 𝑃&,+), donde: Columna 2= El valor de (𝑃$,+) se calcula Columna 5 y 6= el valor de (𝑃",+) y (𝑃&,+) siguen las ecuaciones:

Los momentos de (𝑃",+) y (𝑃&,+) se calculan para un centro de momento en el centro de simetría con momentos antihorario tomados como positivos ((𝑃",+) y (𝑃&,+) son positivos cuando actúan en las direcciones positivas de la sección “x” e “y” respectivamente. La distancia (𝜂+) y (𝜉+) de las líneas de acción de (𝑃",+) y (𝑃&,+) desde el centro de momento no reciben signos ya que es más sencillo determinar el signo de cada momento ((𝑃",+ ∗ 𝜂+) y (𝑃&,+ ∗ 𝜉+)) individualmente. Como se trata de una viga cerrada entonces:

La distribución del flujo de corte en las paredes de la viga ahora se encuentra usando el método de “efecto de la idealización en el análisis de vigas de sección cerrada”. Dado que (𝐼"& = 0) y (𝑆" = 𝑆",1 = 0), la ecuación se reduce a:

Ahora “cortamos” una de las paredes, en este caso en 16. La distribución completa del flujo de corte se encuentra sumando el valor de (𝑞3,4) a la distribución de flujo de corte (𝑞5) para obtener lo siguiente Con lo antes dicho, el estudio de flujo cortantes en el ala con refuerzos:

Ala monomotor:

AlaMonomotorCarga(S_y)(lbf)

Carga(S_x)(lbf)

Distanciaempotramiento

(pulg)

M_x(lbf*pulg)

M_y(lbf*pulg)

Ixx(pulg^4)

σ_z=#*y

3.81E+03 0.00E+00 20.4 -77649.1565

0 1130.98322 -68656.3295

Tabla A3.42. Cargas y momentos del monomotor

Refuerzos

At1(pulg^2) At2(pulg^2) At3(pulg^2)

At4(pulg^2)

At5(pulg^2)

At6(pulg^2)

Y,centroide(pulg)

X,centroide(pulg)

10.9 10.9 10.9 10.9 10.9 10.9 2.685 28.32alturatotal(pulg)

anchototal(pulg)

5.37 56.64

Tabla A3.43. Datos y dimensiones de los refuerzos

S_x,w S_y,w(lbf)0.00E+00 -8.00E+05

Tabla A3.44. Carga de corte

Tabla A3.45. Cálculo de variables de carga

Posicióndepunto X(pulg) Y(pulg)q_b,15 56.64 5.37q_b,12 18.88 2.685q_b,23 18.88 2.685q_b,34 18.88 2.685q_b,48 28.32 5.37q_b,78 18.88 2.685q_b,76 18.88 2.685q_b,65 18.88 2.685

Tabla A3.46. Posicionamiento de los refuerzos

numero At 1 10.9 -2009330.47 0.1 -0.05 -200933.047 100466.523 4.08788E+12 28.32 2.685 -539505.231 2845211.942 10.9 -2009330.47 0 -0.05 0 100466.523 4.0475E+12 0 2.685 0 03 10.9 -2009330.47 0 -0.05 0 100466.523 4.0475E+12 0 2.685 0 04 10.9 -2009330.47 -0.1 -0.05 200933.047 100466.523 4.08788E+12 28.32 2.685 539505.231 -2845211.945 10.9 2009330.47 0.1 0.05 200933.047 100466.523 4.08788E+12 28.32 2.685 539505.231 -2845211.946 10.9 2009330.47 0 0.05 0 100466.523 4.0475E+12 0 2.685 0 07 10.9 2009330.47 0 0.05 0 100466.523 4.0475E+12 0 2.685 0 08 10.9 2009330.47 -0.1 0.05 -200933.047 100466.523 4.08788E+12 28.32 2.685 -539505.231 2845211.94

Total 87.2 0 0 0 0 803732.187 3.25415E+13 113.28 24.165 0 0

RefuerzosP_z,r δ_x/δ_z δ_y/δ_z P_x,r P_y,r P ξ η P_x,r*η P_y,r*ξ

Cortes(q_b)(lbf/pulg)q_b,15 q_b,12 q_b,23 q_b,34 q_b,48 q_b,78 q_b,76 q_b,65

0 20699.7148 41399.4296 62099.1444 62099.1444 62099.1444 41399.4296 20699.714857319.748 78019.4628 98719.1777 119418.892 119418.892 119418.892 98719.1777 78019.4628

q_s,0(lbf/pulg)

57319.748

Tabla A3.47. Flujo cortante entre los refuerzos

Ala multimotor:

AlaMultimotorCarga(S_y)(lbf)

Carga(S_x)

Distanciaempotramiento

(pulg)

M_x(lbf*pulg)

M_y(lbf*pulg)

Ixx(pulg^4)

σ_z=#*y

4.66E+03 0.00E+00 112.8 -525461.982

0 1130.98322 -464606.347

Tabla A3.48. Cargas y momentos del multimotor

Refuerzos

At1(pulg^2) At2(pulg^2) At3(pulg^2)

At4(pulg^2)

At5(pulg^2)

At6(pulg^2)

Y,centroide(pulg)

X,centroide(pulg)

10.9 10.9 10.9 10.9 10.9 10.9 2.685 28.32alturatotal anchototal

5.37 56.64

Tabla A3.49. Datos y dimensiones de los refuerzos

S_x,w S_y,w(lbf)0.00E+00 -7.99E+05

Tabla A3.50. Carga de corte

Tabla A3.51. Cálculo de variables de carga

Posicióndepunto X(pulg) Y(pulg)q_b,15 56.64 5.37q_b,12 18.88 2.685q_b,23 18.88 2.685q_b,34 18.88 2.685q_b,48 28.32 5.37q_b,78 18.88 2.685q_b,76 18.88 2.685q_b,65 18.88 2.685

Tabla A3.52. Posicionamiento

numero At 1 10.9 -13597401.7 0.1 -0.05 -1359740.17 679870.083 1.872E+14 28.32 2.685 -3650902.34 19253920.72 10.9 -13597401.7 0 -0.05 0 679870.083 1.85352E+14 0 2.685 0 03 10.9 -13597401.7 0 -0.05 0 679870.083 1.85352E+14 0 2.685 0 04 10.9 -13597401.7 -0.1 -0.05 1359740.17 679870.083 1.872E+14 28.32 2.685 3650902.34 -19253920.75 10.9 13597401.7 0.1 0.05 1359740.17 679870.083 1.872E+14 28.32 2.685 3650902.34 -19253920.76 10.9 13597401.7 0 0.05 0 679870.083 1.85352E+14 0 2.685 0 07 10.9 13597401.7 0 0.05 0 679870.083 1.85352E+14 0 2.685 0 08 10.9 13597401.7 -0.1 0.05 -1359740.17 679870.083 1.872E+14 28.32 2.685 -3650902.34 19253920.7

Total 87.2 0 0 0 0 5438960.66 1.49021E+15 113.28 24.165 0 0

RefuerzosP_z,r δ_x/δ_z δ_y/δ_z P_x,r P_y,r P ξ η P_x,r*η P_y,r*ξ

,958.23 ,270.73

,664.74 ,103.39

,645.59 80.31

33.92 84.28

1

6

A3.6. Momento Flector y fuerzas cortantes Ala Monomotor

-15.7-15.71 -2,4-2,484.28

-5,3-5,333.92 -8,3-8,380.31

-11-11,645.59 -15-15,103.39

-18-18,664.74 -22-22,270.73 -25-25,958.23 -29,764.56 -29,764.56 x (ft)

Figura A3.3 Diagrama de cortante(lbf) 230,839.53 x (ft)

181,728.00

138,637.34 101,890.64

71,093.82 46,022.19

26,806.9 12,979.444,125.14

Figura A3.4 Diagrama de momento flector (lbf*pies)

0.07854 0.00 16.54

,662.14 ,275.53

,821.67

6

Ala multimotor

Figura A3.5 Diagrama de cortante(lbf)

Figura A3.6 Diagrama de momento flector (lbf*pies)

x

x

8

6 6

Cola Monomotor

Figura A3.7 Diagrama de cortante (lbf)

-50,517.34

-3,414.4 -1,380.6-326.16 -6,482.58

-10,698.17 -16,205.81 -22,858.22 -30,762.57

-40,026.43

x (ft)

Figura A3.8 Diagrama de momento flector (Lbf* pies)

x

3

0 5 2.8

Cola multimotor

Figura A3.9 Diagrama de cortante (lbf)

-52,244.84

-3,691.4-1,530.2 -359.37 -7,020.99

-11,473.50 -17,225.19 -24,102.86 -32,321.34

-41,675.18

x (ft)

Figura A3.10 Diagrama de momento flector (Lbf* pies)

x

,159.82 ,197.09

,287.46 ,404.78

02.76 70.82

72.45

70.49 6

8

49

Ala monomotor (climb-sin flaps)

-1,4-1,470. 56.16

56.16

-3,5-3,572.45 -5,9-5,970.82

-8,6-8,602.76 -11-11,404.78

-14-14,287.46 -17-17,197.09 -20-20,159.82 -23,203.71 -23,203.71

56.10.00

x (ft)

Figura A3.11 Diagrama de cortante (lbf) 174,942.63 136,656.51

103,191.21 74,816.00

51,241.69 32,309.76 18,115.20

-0.2800.00

x (ft)

8,263.352,333.08 -93.23 14.82 16.54

Figura A3.12 Diagrama de momento flector (Lbf* pies)

,519.09 ,606.68

,720.10

,810.01 ,934.64

,174.16 16.75

69.75 49.04

1

Ala multimotor (Climb- sin flaps)

Figura A3.13 Diagrama de cortante (lbf)

Figura A3.14 Diagrama de Momento flector (lbf*pies)

x

x

76.93 104.53

48.82 15.35

11.70 46.36

.59 .12

7

Cola Monomotor (climb- sinflaps)

-5.73 -5.73 -272-272.12

-628-628.59 -1,0-1,046.36

-1,5-1,511.70 -2,0-2,015.35

-2,5-2,548.82 -3, -3,104.53 -3,6-3,676.93 -4,261.33 -4,261.33 x (ft)

Figura A3.15 Diagrama de cortante (lbf)

Figura A3.16 Diagrama de Momento flector (lbf*pies)

x

49.48 31.67

247.97 10.31

836.21 45.67

760.09 .52 .41 1

1.52

Cola Multimotor (Climb-sinflaps)

-911-91 -270-270.40.00 -1, -1,760.09

-2,7-2,745.67 -3, -3,836.21

-5,0-5,010.31 -6, -6,247.97 -7,5-7,531.67 -8,8-8,849.48 -10,192.08 -10,192.08 x (ft)

Figura A3.17 Diagrama de cortante (lbf)

1

Figura A3.18 Diagrama de Momento flector (lbf*pies)

x

2

ANEXO 4

Teoría de Momentum Rankine-Froude También conocido como teoría del disco actuador. Suposiciones: (1) La propela es un disco actuador infinitesimalmente delgado que no opone resistencia al paso del aire. (2) El disco es cargado uniformemente; el flujo y la aceleración del aire es uniforme. (3) Un volumen de control rodea el tubo de corriente. (4) El flujo fuera del tubo de corriente tiene una presión de estancamiento constante (lo que significa que no se imparte trabajo). (5) En el campo lejano, delante y detrás del disco, las líneas de corriente son paralelas y, allí, la presión dentro del tubo de flujo es igual a la presión del campo lejano. (6) La hélice no imparte rotación al flujo. (7) No viscoso (sin arrastre, sin difusión de momento) y flujo incompresible. Procedimiento:

1. Establecer potencia, velocidad del aire, altitud, área del disco de la propela, y la eficiencia por efectos viscosos estimada.

2. Suponer una eficiencia de la propela inicial. 3. Calcular Thrust

4. Calcular velocidad inducida

5. Calcular eficiencia ideal

6. Calcular una nueva eficiencia de la propela

7. Calcular el cambio en la eficiencia

8. Iterar hasta que la diferencia sea menor a 0,0001

3

Consumo de Combustible

Fase de Vuelo Time (min) % Time

Base 0 0,0%

Taxi 13 7,3%

TO 0,7 0,4%

Climb 2,2 1,2%

Cruise 25 14,0%

Loiter 75 41,9%

Cruise 25 14,0%

Descendant and Approach 4 2,2%

Go Around 2,2 1,2%

Cruise 15 8,4%

Descendant and Approach 4 2,2%

Taxi to base 13 7,3%

Tabla 4.9 Porcentaje de tiempo de vuelo para las fases de la misión.

4

ANEXO 5

Tabla A5.1 Análisis de cargas totales

Tabla A5.2 Análisis de cargas esenciales

5

Tabla A5.3 Comparativa de Nickel de Cadmio versus Ácido de Plomo

Tabla A5.4 Ponderación de las baterías entre Nickel de Cadmio versus Ácido de Plomo

Diagrama A5.5 Diagrama detallada del monomotor

6

Diagrama A5.6 Diagrama detallada del Multimotor

7

Diagrama A5.7 Diagrama de busbar de monomotor

Diagrama A5.8 Diagrama de busbar de multimotor

Tabla A5.9 Ventajas y desventajas sistemas de antihielo y deshielo

8

Tabla A5.10 Ponderación de los diferentes sistemas de deshielo

Figura A5.11 operación básica del sistema de botas neumáticas.

Figura A5.12 Ecuaciones de fuerza de la cabina

9

Figura A5.13 Resultados de flaps y elevador y diámetro de sus cables.

Tabla A5.14 máximas fuerzas del control de la cabina