Diseño Preliminar De Un Flexwing Trike (Ultraliviano) Biplaza

DISEÑO PRELIMINAR DE UN FLEXWING TRIKE (ULTRALIVIANO) BIPLAZA

JORGE LUIS CALDERON PEREZ IVAN FELIPE CAÑON GONZALEZ

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ 2008 DISEÑO PRELIMINAR DE UN FLEXWING TRIKE (ULTRALIVIANO) BIPLAZA

JORGE LUIS CALDERON PEREZ IVAN FELIPE CAÑON GONZALEZ

Trabajo presentado como requisito parcial para optar al título de profesional en Ingeniería aeronáutica.

Asesor Temático, Carlos Bohórquez Ingeniero Mecánico

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ 2008

NOTA DE ACEPTACIÓN

______

______Firma del presidente del jurado

______Firma del Jurado

Bogotá D.C. 31, 10,2008 DEDICATORIA

Esta tesis la dedico a toda mi familia que a la distancia me apoyó en todo lo que pudo en todo momento, a mi papá, a mi mamá y a mis dos hermanos que aunque no estuvieron presentes en la mayor parte de este proceso educativo su apoyo a la distancia fue importante. También dedico esta tesis a mis tías y mi abuela que me apoyaron en todo momento desde el primer día que llegué a estudiar a la universidad de San Buenaventura, hasta estos últimos días de estudio.

JORGE LUIS CALDERON PEREZ DEDICATORIA

Ha sido un proceso largo que comenzó hace cinco años en el cual hubo grandes esfuerzos pero también grandes satisfacciones. Este trabajo no es más que la culminación de un proceso y el comienzo de otro lleno de desafíos y responsabilidades. Este trabajo lo dedico a mi familia que ha hecho un gran esfuerzo al permitirme estudiar y darme esta gran oportunidad que pocos tienen, a ellos les dedico este proyecto.

IVAN FELIPE CAÑON GONZALEZ AGRADECIMIENTOS

Al ingeniero Carlos Bohórquez que nos ayudó en la elaboración de este documento y en el tema que le compete que es el tema de las estructuras, al ingeniero Jaime Alberto Escobar, por su aporte en la parte de simulación, al ingeniero pedro por sus recomendaciones y por último a nuestro amigo compañero e ingeniero aeronáutico Cesar Augusto Rozo Jiménez, que sin su ayuda hubiese sido imposible la realización de este proyecto.

TABLA DE CONTENIDO

Pag

INTRODUCCIÓN 1 1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 3 1.1 ANTECEDENTES 3 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 4 1.3 JUSTIFICACIÓN 5 1.4 OBJETIVOS 6 1.4.1 Objetivo general. 6 1.4.2 Objetivos específicos. 6 1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES 6 1.5.1 Alcances. 6 1.5.2 Limitaciones. 7 2 MARCO DE REFERENCIA 8 2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL 8 2.1.1 Descripción general. 11 2.1.2 Componentes principales. 12 2.1.3 El ala. 12 2.1.4 La estructura del trike. 16 2.1.5 Aerodinámica del trike. 18 2.2 MARCO LEGAL 20 3. METODOLOGÍA 21 3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 21 3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN DE LA UNIVERSIDAD 21 3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE DATOS 21 4. DESARROLLO INGENIERIL 22 4.1 RECOLECCIÓN DE DATOS 22 4.2 MISIÓN DE LA AERONAVE 26 4.3 DISEÑO CONCEPTUAL DEL TRIKE 27 4.3.1 Determinación Conceptual De Pesos 27 4.3.2 Comparación entre peso- área alar (w/s) y la velocidad de pérdida. 29 4.4 SELECCIÓN DEL PERFIL 41 4.4.1 Perfil aerodinámico. 42 4.4.2 Análisis en software para la selección del perfil. 43 4.4.2.1 Validación del perfil en análisis computacional. 44 4.4.2.2 Comparación de varios perfiles en un software confiable (xfoil). 46 4.5 DIMENSIONAMIENTO Y CONFIGURACIÓN DEL ALA 49 4.6 AERODINÁMICA DEL ALA. 55 4.6.1 Coeficiente de sustentación (lift) para alas convencionales. 55 4.6.2 Distribución de la sustentación a lo largo de ala. 58 4.6.3 Coeficiente de sustentación (lift) para alas volantes. 63 4.6.4 Coeficientes de momento. 68 4.6.5 Coeficiente de resistencia al avance (drag). 70 4.7 ANÁLISIS DEL ALA EN FLUJO COMPUTACIONAL AVL 75 4.7.1 Validación del programa AVL. 75 4.7.2 Análisis del ala en flujo computacional AVL. 79 4.7.3 Analisis del ala en flujo computacional y comparacion con el analisis teorico. 79 4.7.4 Comparación de resultados aerodinámicos. 82 4.8 DINÁMICA DE VUELO 83 4.8.1 Estabilidad longitudinal. 83 4.8.2 Estabilidad lateral. 86 4.8.3 Derivada debido al cabeceo del ala. 90 4.8.4 Derivada debido a los efectos de la hélice. 90 4.8.5 Estabilidad direccional. 91 4.9 DIMENCIONAMIENTO DEL FUSELAJE 93 4.10 ESTIMACIÓN DEL COEFICIENTE DE RESISTENCIA AL AVANCE 96 EN EL FUSELAJE 4.10.1 Coeficiente de resistencia paracito del fuselaje. 96 4.10.2 Coeficiente de resistencia al avance del tren de aterrizaje. 97 4.11 CENTROS DE GRAVEDAD 98 4.12 ANÁLISIS ESTRUCTURAL DE LA AERONAVE PENDULAR 102 4.12.1 Estructura del fuselaje. 102 4.12.2 Estimación de los factores de carga para aeronaves tipo pendular. 104 4.12.3 Diagrama de V-N. 105 4.12.4 Modelación de la estructura en SOLID EDGE. 110 4.12.5 Análisis de elementos finitos en software ANSYS. 110 4.12.6 Estructura del ala modelación en SOLID EDGE. 114 4.12.7 Análisis de elementos finitos en software ANSYS para el ala. 115 4.12.8 Modelación de otras partes principales de la aeronave. 117 4.13 TREN DE ATERRIZAJE 120 4.13.1 Ubicación del tren de aterrizaje respecto al centro de gravedad y las 120 cargas a soportar. 4.13.2 Selección de las llantas. 122 4.13.3 Estimación del track del tren principal. 123 4.13.4 Esfuerzos resistidos y amortiguamiento del Tren principal. 125 4.13.5 Esfuerzos resistidos y amortiguamiento del tren de nariz. 128 4.13.6 Sistema de frenado. 131 4.14 SELECCIÓN DE INDICADORES DE VUELO Y RADIO NAVEGACION 135 4.14.1 La selección de los indicadores de vuelo. 135 4.14.2 Radio navegación y comunicaciones. 139 4.15 SELECCIÓN DEL MOTOR Y LA HÉLICE 143 4.15.1 Selección del motor. 143 4.15.2 Selección de la hélice. 148 4.16 EVALUACIÓN DE DESEMPEÑO 151 4.16.1 Desempeño de la aeronave estático. 151 4.16.2 Desempeño de la aeronave dinámico. 157 4.16.2.1 Desempeño de la aeronave en un banqueo. 158 4.16.2.2 Desempeño de pull-up y de pull-down. 160 5 PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS 167 5.1 PERFORMANCE 167 5.1.2 Geometría del ala. 167 5.1.3 Velocidades de operación. 168 5.1.4 Pesos calculados para la aeronave pendular. 168 5.1.5 Datos aerodinámicos del ala. 169 5.1.6 Desempeño de la aeronave. 173 5.2 ESTABILIDAD Y CONTROL 175 5.3 ESTRUCTURAS 175 5.4 ANÁLISIS DE DATOS DEL TREN DE ATERRIZAJE. 177 5.5 ANALISIS DE DISTANCIA DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE. 180 5.6 ANALISIS DE COSTOS 180 6. CONCLUSIONES 183 7. RECOMENDACIONES 185 8. BIBLIOGRAFÍA 186 LISTA DE FIGURAS

Pag.

FIGURA 1. Esquema simplificado de un trike visto de perfil. 11 FIGURA 2. Partes que conforman el ala. 13 FIGURA 3. Partes que conforman la estructura del trike. 17 FIGURA 4. Tendencia entre W/S y velocidad de pérdida. 31 FIGURA 5. Tendencia de trike diseñados entre índice de poder y velocidad 36 de crucero. FIGURA 6. Área de diseño del trike. 38 FIGURA 7. Perfiles más utilizados para aeronaves tipo pendular. 43 FIGURA 8. Perfil Naca 1408. 44 FIGURA 9. Resultados obtenidos por Xfoil del perfil utilizado para la 45 validación del perfil Naca 1408. FIGURA 10. Gráfica de datos experimentales del perfil naca 1408. 46 FIGURA 11. Comparación del perfil EPPLER 182 y el NACA 1408. 47 FIGURA 12. Comparación de varios perfiles validados en el software. 48 FIGURA 13. Diferentes tipos de alas deltas. 49 FIGURA 14. Geometría del ala. 53 FIGURA 15. Vorticidad que genera sustentación. 54 FIGURA 16. Pendiente del coeficiente de sustentación versus el ángulo de 56 ataque analizado como ala convencional. FIGURA 17. Geometría que describe el ala con sus respectivas ecuaciones. 57 FIGURA 18. Distribución básica del ala izquierda a diferentes ángulos de 59 ataque. FIGURA 19. Distribución adicional del ala debido al ángulo de torsión. 60 FIGURA 20. Distribución debido a la torsión generando una sustentación de 61 cero. FIGURA 21. Distribución total del ala a lo largo de la envergadura 62 parte izquierda del ala. FIGURA 22. Coeficiente de Sustentación generada a un ángulo de 63 5 grados. FIGURA 23. Comparación de pendientes de teoría alas deltas y teoría de 64 alas convencionales. FIGURA 24. Comparación entre alas convencionales y alas delta. 66 FIGURA 25. Pendiente de sustentación de gráficos experimentales de la 67 NASA. FIGURA26. Validación delas teorías de pendientes de sustentación con papers 68 de la NASA sobre alas delta. FIGURA27. Factor de drag inducido versus la relación de cuerdas. 72 FIGURA 28. Gráfica experimental NASA a cero grados; la grafica usa forma 76 de círculo para cero grados. FIGURA 29. Modelación en flujo computacional del ala que se va a validar en 77 AVL. FIGURA 30. Datos dados por el programa de flujo computacional del ala que 78 se va a validar. FIGURA 31. Comparación del coeficiente de sustentación de la validación y el 78 del paper de la NASA. FIGURA 32. Modelación del ala en flujo computacional. 80 FIGURA 33. Pendiente y coeficiente de momento obtenidos en flujo 82 computacional a diferentes ángulos de ataque. FIGURA 34. Comparación resultados teóricos y resultados computacional. 83 FIGURA 35. Área de región de la aeronave. 84 FIGURA 36. Variación del coeficiente de momento a diferentes ángulos de 86 ataque variando el centro de gravedad. FIGURA 37. Bosquejo inicial de la aeronave pendular. 94 FIGURA 38. Dimensionamiento de la quilla y el monopole. 95 FIGURA 39. Dimensionamiento total del fuselaje de la aeronave tipo pendular. 96 FIGURA 40. Ubicación preliminar de los centros de gravedad. 99 FIGURA 41. Ubicación del centro de gravedad de la aeronave. 102 FIGURA 42. Diagrama de V-N estático. 107 FIGURA 43. Diagrama de V-N combinado. 108 FIGURA 44. Estructura del fuselaje modelado en SOLID EDGE. 110 FIGURA 45. Estructura trike antes del estudio de elementos finitos. 111 FIGURA 46. Simulación de la ubicación de las fuerzas soportadas por la 112 estructura y sus apoyos. FIGURA 47. Esfuerzo equivalente o de Von Mises. 113 FIGURA 48. Deformación total de la estructura. 114 FIGURA 49. Estructura del ala modelado en SOLID EDGE. 115 FIGURA 50. Ala simplificada para el análisis por elementos finitos. 115 FIGURA 51. Deformación total de la estructura del ala. 116 FIGURA 52. Esfuerzo equivalente o de Von Mises que ocurre en el ala. 116 FIGURA 53. Enmallado de la bancada del motor. 117 FIGURA 54. Análisis de la deflexión máxima de la bancada. 118 FIGURA 55. Deformación total de la silla. 119 FIGURA 56. Esfuerzo equivalente total de la silla. 119 FIGURA 57. Bosquejo de ubicación del tren de aterrizaje. 122 FIGURA 58. Distancia del track de la aeronave. 125 FIGURA 59. Sistema de amortiguamiento del tren principal. 126 FIGURA 60. Distribución de las fuerzas en el tren de aterrizaje principal. 127 FIGURA 61. Tren delantero modelado en SOLID EDGE. 129 FIGURA 62. Distribución de las fuerzas en el tren de nariz. 129 FIGURA 63. Amortiguador seleccionado tren delantero. 130 FIGURA 64 Diagrama simplificado de frenos 132 FIGURA 65. Sistema de freno. 134 FIGURA 66. Diagrama hidráulico del sistema de frenos. 135 FIGURA 67. Sistema de navegación e indicadores de vuelo SKYDAT GX2. 137 FIGURA 68. Sistema de radio M760 VHF. 139 FIGURA 69. Casco para el sistema de comunicaciones. 141 FIGURA 70. La conexión básica sistema de comunicación. 141 FIGURA 71. Ubicación de los indicadores de vuelo en la estructura del trike. 142 FIGURA 72. RPM versus potencia del motor 147 FIGURA 73. RPM versus torque del motor 147 FIGURA 74. RPM versus consumo de combustible. 148 FIGURA 75. Empuje generada por la hélice a diferentes revoluciones. 150 FIGURA 76. Drag polar de la aeronave pendular. 152 FIGURA 77. Comparación entre el empuje requerido y empuje disponible. 155 FIGURA 78. Fuerzas que actúan en la etapa de despegue. 161 FIGURA 79. Cambio de las fuerzas producidas en el despegue a diferentes 164 ángulos de ataque. FIGURA 80. Sumatoria de las fuerzas en contra del movimiento. 165

LISTA DE TABLAS

Pag.

TABLA 1. Recolección de características de trikes ya construidos. 23 TABLA 2. Recolección de datos característicos de trikes ya en pesos y 30 velocidades. TABLA 3. Recolección de datos característicos de trikes en velocidad y 31 coeficientes de sustentación. TABLA 4. Cambio del W/S y W/P variando el coeficiente se sustentación. 33 TABLA 5. Datos estadísticos de trike con sus respectivo Ip. 35 TABLA 6. Resultados hallados utilizando el estudio de datos estadísticos. 39 TABLA 7. Misión encontrada a partir de los datos estadísticos. 40 TABLA 8. Geometría del ala valores en metros. 52 TABLA 9. Ecuaciones que describen la geometría del ala. 57 TABLA 10. Coeficiente de momento hallado para el ala. 69 TABLA 11. Drag inducido a diferentes ángulos de ataque. 73 TABLA 12. Datos generados por AVL. 81 TABLA 13. Promedio de dimensiones principales del dimensionamiento del 94 fuselaje. TABLA 14. Distribución de pesos a lo largo del eje X. 101 TABLA 15. Distribución de pesos a lo largo del eje Z. 101 TABLA 16. Cargas soportas por la estructura del fuselaje. 109 TABLA 17. Pesos y distancias de ubicación del tren de aterrizaje. 122 TABLA 18. Recolección de datos de la distancia del track de trike diseñados. 124 TABLA 19. Energía mecánica que debe absorber el tren de aterrizaje. 133 TABLA 20. Energía mecánica que absorber el sistema de freno. 133 TABLA 21. Características del motor ROTAX 582. 145 TABLA 22. Tipos de caja de reducción para motor ROTAX 582. 146 TABLA 23. Resultados de los parámetros geométricos obtenidos. 167 TABLA 24. Resultados de velocidad obtenidos. 168 TABLA 25. Resultados de pesos obtenidos. 169 TABLA 26. Resultados aerodinámicos obtenidos. 170 TABLA 27. Resultados de los parámetros de desempeño de la aeronave 173 estático. TABLA 28. Resultados de los parámetros de desempeño de la aeronave 174 dinámico. TABLA 29. Resultados de las derivadas de estabilidad y control. 175 TABLA 30. Distancia y pesos distribuidos en el tren de aterrizaje. 177 TABLA 31. Pesos que soportan las partes principales del tren de aterrizaje. 177 TABLA 32. Distancia entre trenes principales. 178 TABLA 33. Cargas que debe absorber el tren de aterrizaje 178 TABLA 34. Cargas que debe soportar el tren de nariz. 178 TABLA 35. Energía cinética que debe disipar el sistema de frenado. 179 TABLA 36. Energía cinética que disipa el sistema de frenado seleccionado. 179 TABLA 37. Distancia de despegue y aterrizaje. 180 TABLA 38. Estimación de los costos de los materiales de la aeronave. 181 TABLA 39. Estimación costo humanos y de diseño. 182

SIMBOLOGÍA

AR: Relación de aspecto. b: Envergadura del ala.

C: Cuerda

CD: Coeficiente de arrastre

CD0: Coeficiente de arrastre parasito total.

CDFUS: Coeficiente de arrastre del fuselaje.

CDfus0: Coeficiente de arrastre parasito del fuselaje.

CDGear: Coeficiente de arrastre del tren de aterrizaje.

CDLW: Coeficiente de arrastre debido a la sustentación.

CDow: Coeficiente parasito de arrastre del ala.

CDWING: Coeficiente de arrastre del ala.

Cf: Coeficiente de fricción.

Cfw: Coeficiente de fricción del ala

CL(L/D)MAX: Coeficiente de sustentación cuando la relación de sustentación contra arrastre es máxima.

CL: Coeficiente de sustentación del ala.

Cl: Coeficiente de sustentación del perfil.

CL0: Coeficiente de sustentación cuando el ángulo de ataque del ala esta a cero grados.

Cl0: Coeficiente de sustentación del perfil cuando su ángulo de ataque es igual a cero grados.

CM: Coeficiente de momento. CMp: Coeficiente de momento del perfil.

CMw: Coeficiente de momento del ala.

D: Arrastre. e: Factor de eficiencia de Oswald.

Fm: Carga en el tren principal.

Fn: Carga en el tren de nariz. h: Distancia que hay desde el borde de ataque hasta el centro de gravedad del ala. hn: Distancia que hay desde el borde de ataque hasta el centro aerodinámico del ala.

IP: Indicé de potencia

KEBraking: Energía que debe disipar el freno.

KMΓ: Factor de corrección de compresibilidad debido al dihedro.

L/D: Relación de sustentación contra arrastre. l: distancia desde el borde de ataque hasta el borde de salida.

L: sustentación.

L`: parámetro de ubicación del máximo espesor en el perfil.

M.A.C: Cuerda media aerodinámica.

M.G.C: Cuerda media geométrica.

M: Número Mach

M∞: Número de Mach en condiciones de crucero. nlim: Factor de carga de ráfaga

NP: Punto neutral del ala.

P: Potencia. Rc: Rata de ascenso

RLS: Factor de corrección debido a la sustentación.

Rwf: Factor de interferencia entre el ala y el fuselaje.

S: Área alar.

SA: Área mojada de toda la aeronave.

STOP: Distancia total de despegue.

SWET: Área mojada t: Espesor máximo

TOP: Parámetro de despegue.

V: Velocidad de la aeronave.

Va: Velocidad de maniobra.

Vcr: Velocidad de crucero de la aeronave.

Vhetip: Velocidad de la hélice.

Vmax: Velocidad de máxima

Vne: Velocidad de nunca exceder.

Vs: Velocidad de pérdida de la aeronave.

W: Peso máximo de la aeronave.

We: peso vacio de la aeronave

Wfuel: Peso del combustible

Wpl: Peso de la carga paga

Wto: Peso de despegue

Ww: Peso del ala

Xcg: Ubicación del centro de gravedad en el eje x. Ycg: Ubicación del centro de gravedad en el eje y.

Zcg: Ubicación del centro de gravedad en el eje z.

α: Ángulo de ataque.

α0: Pendiente del perfil.

αcomp: Pendiente del ala.

Γ: Ángulo de dihedro.

CL/α: Pendiente del ala.

ε: Ángulo de torsión del ala

θ: Ángulo de torsión del ala.

Λ: Ángulo de flechamiento.

Λc/2: Ángulo de flechamiento a un medio de la cuerda.

Λc/4: Ángulo de flechamiento a un cuarto de la cuerda.

ρ: Densidad.

σ: Relación de densidades.

µ: Coeficiente de fricción dinámico.

GLOSARIO

ALA DELTA: ala con un ángulo de flechamiento pronunciado y con una forma triangular.

BASE BAR: es la barra de control de la aeronave la cual es de forma triangular.

BATTENS: elemento estructural que forma el perfil aerodinámico en el ala, cumple la misma función que las costillas en el ala.

CROSS TUBE: elemento estructural que está ubicado de forma transversal al ala y va unido a la quilla de esta.

FLEXWING: elemento en el cual se genera la sustentación esta es de material flexible.

FRONT STRUT: elemento estructural que va desde la punta superior del monopole hasta la punta de la quilla.

HANGPOINT: punto en el cual se sujeta el trike al ala flexible.

KINGPOST: elemento estructural ubicado en el centro del ala al cual van unido los cables que sostienen el ala desde las puntas.

LEADING EDGE TUBES: son los elementos estructurales que forman el borde de ataque del ala.

MICROLIGHT AIRCRAFT: aeronaves pequeñas por lo general de tipo pendular.

MONOPOLE: elemento estructural principal el cual va en forma vertical el cual soporta la mayor parte de la carga.

NOSE PLATE: Elemento estructural que une los elementos estructurales que forman el borde de ataque. QUILLA: elemento estructural principal el cual va en forma horizontal y sostiene parte de la carga en el trike y la mayor parte de la carga en el ala.

REFLEX: curvatura o camber negativo en el borde de salida del perfil o del ala.

TIPSTICKS: elemento estructural ubicado en las puntas del ala para evitar que las puntas pierdan su forma.

TRIKE: estructural tubular la cual contiene la tripulación, instrumentos de vuelo y la planta motriz.

INTRODUCCIÓN

Los flexwing trike son aeronaves del tipo ultraliviano las cuales son usadas para la recreación y el entretenimiento de las personas que desean volar de forma económica y relativamente simple. Estos constan de dos estructuras principales que son el ala el cual es del tipo delta en su forma y de material flexible por esta razón es llamada flexwing y el fuselaje el cual es de tipo tubular y en la cual se destaca la forma de su tren de aterrizaje que es del tipo triciclo por esta razón se le conocen popularmente como “trike”.

El control de este tipo de aeronaves se logra por medio del cambio del centro de gravedad del la estructura respecto a su posición inicial esto también las hace diferentes respecto a las aeronaves convencionales.

Este tipo de aeronaves por lo general están construidas en aluminio como material principal que debe soportar las cargas aunque en los últimos años se ha visto la incorporación de materiales compuestos como lo son la fibra de vidrio y la fibra de carbono las cuales ofrecen gran resistencia con un bajo peso.

La piel del ala es de una tela sintética no porosa como el Dacron poliéster la cual ofrece gran resistencia con poca deformación. Para mantener la forma del ala este tipo de aeronaves usa una serie de cables los cuales van tensionados a un mástil que está ubicado en la parte superior del ala.

En este tipo de aeronaves por lo general se usan motores a pistón tanto de dos tiempos como de cuatro tiempos y la potencia de estos varía desde 50 caballos de fuerza hasta los 100 caballos de fuerza. Generalmente se usan motores del fabricante Rotax el cual es el fabricante más experimentado en este tipo de aeronaves. Las hélices usadas en este tipo de aeronaves por lo general son de

1 dos o tres palas fabricadas en material compuesto lo cual hace que la hélice sea más liviana y eficiente. Estas por lo general tienen diámetros que van desde 1.5 metros a 1.7 metros. Al igual que en aeronaves convencionales este tipo de hélices necesitan de un mecanismo de reducción esto con el fin de evitar que la hélice desarrolle velocidades supersónicas en las puntas.

En Colombia este tipo de entretenimiento tiene pocos practicantes debido a las pocas ofertas de este tipo de aeronaves que hay en el país. El proyecto consiste en diseñar un trike (ultraliviano) de forma preliminar y con un diseño competitivo en su relación peso-potencia y sustentación-consumo especifico de combustible. Este diseño solo comprenderá hasta la etapa de diseño preliminar en el cual se entregarán cálculos de la aerodinámica y un análisis de la estructura preliminar y optimización de esta por medio de teorías matemáticas en lo que concierne a la aerodinámica y resistencia de la estructura; para en futuros proyectos pasar a un diseño detallado y su posterior construcción. En este proyecto se usarán algunos software de simulación como ANSYS y AVL en los cuales se puede analizar las cargas que va a soportar la estructura y así tener una mejor idea sobre el control que debe tener el trike. Se buscará que el trike sea del tipo biplaza para que pueda ser usado también para entrenamiento.

En este proyecto se tendrá en cuenta como principal referente la normatividad colombiana contenida en el RAC pero también se tendrá en cuenta la normatividad europea y la normatividad norteamericana.

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

En Colombia no se tiene conocimiento de diseño alguno, ni tampoco de fabricación algún trike. En el país solo se tiene conocimiento de la operación de este tipo de aeronaves en ciertas zonas de los llanos orientales y en la Región Andina, aunque seguramente hay zonas del país donde se operan este tipo de aeronaves pero en menor cantidad que en las regiones mencionadas con anterioridad. Lo más cercano que se conoce en cuanto al diseño y ensamble de este tipo de aeronaves en el país son los ultralivianos con configuración tradicional lo cual tiene gran diferencia respecto a este proyecto. Los trike son conocidos en Europa como “microlights” o aeronaves pendulares y en estados unidos como flexwing trikes en ambos países y en el resto del mundo están agrupados en la categoría de los ultralivianos y se han vuelto extremadamente populares desde los años 80. En estados unidos son diseñados para operar bajo las reglas de la Federal Aviation Administration exactamente en la norma FAR 103 en Europa están regulados bajo la norma JAR 1.

Los ultralivianos del tipo trike son aparatos de la familia de las alas delta que en un principio usaban alas del tipo “Rogallo” las cuales no eran muy eficientes desde el punto de vista aerodinámico, a esta ala se le añade un motor y una estructura tubular muy ligera lo cual genera una aeronave muy ligera y resistente. El invento nació en Estados Unidos en la década de los sesenta en la NASA y era conocido como PARESEV (paraglider research vehicle) el cual usaba el ala “Rogallo” como elemento sustentador, este vehículo fue usado entre 1961 a 1965 para hacer pruebas y comprender el control de las alas delta flexible. Estas pruebas se hacían

3 con el fin de diseñar un sistema para que las capsulas espaciales pudieran aterrizar en cualquier terreno sin problema alguno. Luego en 1967 el proyecto fue cancelado ya que la NASA se inclinó por el uso de paracaídas para el aterrizaje de sus cápsulas espaciales. Durante la década de los setenta las alas “Rogallo” fueron usadas como hang gliders, estas también fueron usadas para lo que serían los primeros prototipos de trike, pero estos solo se quedaron en prototipos ya que no fueron comercializados.

En la década de los ochentas se establecieron las primeras fábricas de lo que hoy es conocido como un flexwing trike en el mundo, estas se establecieron en Europa específicamente en el reino unido donde alrededor de 2500 de estas aeronaves vuelan en este momento. En un principio se usaban alas muy parecidas al ala “Rogallo” pero durante esta década se dieron avances en el estudio de la aerodinámica de este tipo de alas lo cual ha mejorado notablemente el desempeño de este tipo de aeronaves.

Los trikes de hoy en día cuentan con alas de doble superficie lo cual mejora notablemente las condiciones aerodinámicas respecto a un ala de superficie única como era en su momento el ala “Rogallo”, la estructura ha sido mejorado reduciendo el número de componentes lo cual reduce el drag y el mantenimiento, la planta motriz también ha mejorado ya que hoy en día se cuenta con fabricantes que diseñan motores específicamente para aeronaves en la categoría de los ultralivianos y las hélices han tenido mejoras tanto en su material como es el uso de material compuesto en lugar de madera como en su aerodinámica la cual ha sido mejorada gracias al uso de herramientas como CFD y otros.

1.2 DESCRIPCIÓN Y FÓRMULACIÓN DEL PROBLEMA En Colombia el uso de este tipo de aeronaves es poco conocido debido su poca difusión. Esto se debe al poco desarrollo que hay en el país respecto a este tipo de aeronaves las cuales ofrecen múltiples ventajas respecto a aeronaves

4 convencionales ya que su maniobrabilidad es muy sencilla y su operación requiere poco entrenamiento.

¿Cuál es el procedimiento para realizar el diseño preliminar de un trike (ultraliviano) en Colombia con las especificaciones y normas adecuadas para su correcta aeronavegabilidad?

1.3 JUSTIFICACIÓN

Debido a su bajo costo, bajo consumo de combustible, a su facilidad para armar y desamar, su posibilidad de ser transportado, el bajo peso y la posibilidad de despegar y aterrizar en distancias cortas respecto a otras aeronaves, los trikes se han vuelto muy populares entre la sociedad para fines recreativos. Estos se han usado para volar sobre todo tipo de superficies desde océanos hasta desiertos esto debido a que son fácilmente transportables a distintos destinos ya que pesan poco y son fáciles de operar.

Es importante y necesario realizar la investigación sobre el diseño de los trikes (ultralivianos) debido a que gran parte de estas aeronaves son traídas del exterior por su nula fabricación en Colombia. Esto traería como consecuencia varios beneficios como recreación, práctica de deportes extremos, aerofotografía e interés general hacia el mundo de la aviación; también beneficios para la universidad debido a la investigación y al desarrollo de estas aeronaves y su fabricación en Colombia; para los estudiantes enfocarles el espíritu emprendedor al diseño de este tipo de aeronaves para que a su vez esta industria aeronáutica en Colombia crezca y se fortalezca en el campo investigativo y de diseño. Este proyecto es de gran interés para el sector turístico, de recreación y para la industria de los ultralivianos, ya que con este diseño preliminar que se pretende hacer, alguna empresa podría interesarse en la fabricación.

La factibilidad de este proyecto se ve afectada por las pocas fuentes de información con las cuales se dispone. Los recursos con los cuales se disponen en este proyecto principalmente son recursos humanos como los docentes de la universidad debido a su gran experiencia pueden enfocar el diseño de forma adecuada.

1.4 OBJETIVOS

1.4.1 Objetivo general.

• Realizar el diseño preliminar de un flexwing trike (ultraliviano) biplaza en Colombia.

1.4.2 Objetivos específicos.

• Caracterizar el diseño preliminar de un flexwing trike. • Diseñar toda la geometría aerodinámica del trike. • Diseñar la estructura base que va a soportar el ultraliviano. • Seleccionar adecuadamente un motor y hélice del trike. • Diseñar y seleccionar sistema de tren de aterrizaje y frenado. • Seleccionar los indicadores de vuelo que sean necesarios.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES

1.5.1 Alcances. Este proyecto llegará hasta la fase de diseño preliminar y se sugerirá los materiales adecuados para la correcta fabricación de este trike (ultraliviano) solo de sus componentes principales. Este documento incluye el diseño de un ala delta que será la forma de sustentación del trike.

Se escogerá de forma adecuada la planta de potencia del trike en donde se buscará el motor y la hélice adecuada para tal fin. Así mismo se escogerá el tren de aterrizaje y sistema de frenado más adecuado y de un bajo costo para tal fin. Se hará el análisis de la estructura en el software más adecuado para la obtención de esfuerzos y la máxima resistencia del material. Una vez hecho este análisis se entregarán planos de dimensiones generales. Al igual que en la planta motriz se seleccionara los indicadores de vuelo que sean necesarios de acuerdo a la norma colombiana.

En este proyecto se diseñará un trike biplaza de forma preliminar que pueda llegar a la investigación del diseño en detalle de trikes en el país, llegar a ser construido y ofrecer una propuesta al mercado aeronáutico nacional y extranjero.

1.5.2 Limitaciones. En el diseño de la estructura no se escogerán los conectores de la estructura entre pieza y pieza. Tampoco se diseñarán los mecanismos para el movimiento del tren de aterrizaje, ni el mecanismo para el movimiento del ala.

El diseño de la estructura del trike se limitará solo a un análisis en el programa más adecuado de los componentes principales como son soportes, vigas, resistencia de la tela que soporta la aerodinámica de la aeronave, soportes del motor y soporte de la montura de la silla.

En este diseño no se realizarán las conexiones de combustible ni de cableado eléctrico del sistema de aviónica de la aeronave pendular.

2 MARCO DE REFERENCIA

2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL

En los primeros años del siglo XX, el pionero del ala delta, Otto Lilienthal, realizó más de 200 vuelos y llegó a construirse su propia colina en Alemania, para lanzarse desde ella. El entusiasmo por los vuelos con motor hizo que el interés por “los superligeros” se abandonara en beneficio de los aviones, que permitían mayor autonomía en el aire.

A mediados de los años sesenta del siglo XX, Francis Rogallo inventó una especie de paracaídas de ala flexible para dirigir desde él, los vehículos espaciales a su regreso a la tierra. Fracasó en su empeño concreto, pero el ala delta resurgió de esta experiencia. En perfecto equilibrio, el deportista y su ala delta mantienen la altura. El ala delta, llamada también “Rogallo” en memoria de su creador, se compone de una vela de Dacron o fibra artificial sostenida por un armazón de aluminio. La estructura va suspendida de un arnés en forma de hamaca y normalmente vuela boca abajo. Un ala delta vuela según los mismos principios que una aeronave con ala convencional.

• En el descenso de una colina, la vela se llena de aire y se forma una cámara con suficiente fuerza de sustentación para reducir el descenso. • Si el ala delta vuela en corriente de aire ascendente, el piloto podrá aprovecharla para permanecer en vuelo mucho tiempo y realizar todo tipo de acrobacias. • Las masas de aire caliente o térmico son grandes burbujas de aire caliente que se producen al calentar con el sol el suelo. Proporcionan al ala delta una altura extra.

Al igual que otros aparatos más pesados que el aire, el ala delta vuela sólo cuando la corriente de aire pasa por su superficie de sustentación a suficiente velocidad formando diferencia de presiones. Entonces el ala delta se mantiene formando un ángulo con la corriente de aire. Se llama ángulo de incidencia y tiene gran importancia en la técnica del vuelo libre. Un ala delta no suele desarrollar más allá de una velocidad de 80 kilómetros por hora. Cuando vuela muy deprisa, ella misma genera una fuerte resistencia al avance que dificulta su buena marcha por el espacio.

Si un ala delta vuela demasiado despacio, entra en pérdida y comienza a caer en picada. Pero el peso reducido, la escasa velocidad y la forma del ala hacen que el descenso resulte más suave. Los trike (ultraliviano) básicamente son un hang glider motorizado y con tren de aterrizaje.

Estos generalmente están compuestos de una estructura rígida la cual soporta el peso de las personas y los componentes de este y un ala en forma delta la cual se fabrica en tela con una estructura tubular y un tren de aterrizaje de tipo triciclo.

Los controles de vuelo en un trike son muy similares a los de un hang glider, en la cual el piloto controla el trike por medio de una barra triangular de control la cual está unida rígidamente al ala en delta. Cuando se empuja, se hala o se gira esta barra triangular se cambia el centro de gravedad lo cual hace que el trike se mueva. Por ejemplo cuando la barra de control se empuja hacia delante causa que el centro de gravedad se cambia hacia la parte de atrás. Esto causa que la nariz del trike haga un movimiento de pitch hacia arriba lo cual causa un aumento del ángulo de ataque lo cual genera que allá un aumento de ascenso del trike

A diferencia de las aeronaves tradicionales con extensos fuselajes y empenajes para mantener la estabilidad, los trike confían en la estabilidad natural que tienen las alas delta para volver al punto de equilibrio en cada uno de sus tres ejes de movimiento los cuales son roll, yaw y pitch. Para la estabilidad del roll el ala de los

9 trike confía en el ángulo de diedro para volver naturalmente al equilibrio del vuelo recto y nivelado.

Como los trikes no tienen empenaje, el motor y su hélice se ubica en la parte de atrás del piloto. Generalmente en los trikes se usan motores de 25 a 50 hp para trikes monoplaza y su utilizan motores de 60 a 100 hp para trikes biplaza. Al ubicar el motor en la parte de atrás del piloto se crean grandes ventajas como una mejor visibilidad, se mantiene alejados los gases de escape de este y el aire turbulento proveniente de la hélice no entra en contacto con el ala. el diseño de un trike se tendrán en cuentan algunos aspectos como son el ala delta que es el mecanismo sustentador de la aeronave y sus características; su forma es de geometría triangular eso se decide respecto al diseño de cada ala, en ella se obtendrán dos resultados fundamentales que son la sustentación (lift) que es la capacidad que tiene un elemento de sustentarse en el aire a una determinada velocidad, esto conlleva a otro elemento que es el arrastre (drag) que es la resistencia al avance debido a la velocidad y a la aerodinámica que es la ciencia que estudia todos estos comportamientos.

También se manejará la carga máxima de la aeronave que trae como consecuencia hallar el empuje (Thrust) que debe tener la aeronave para poder obtener la sustentación necesaria para un vuelo seguro y eficaz.

En cuanto a ala se hablará de conceptos básicos como son la cuerda, cuerda media geométrica (m.g.c), relación de aspecto (aspect ratio) y conceptos propios de las alas delta como es el ángulo interno de flechamiento. Esto en cuanto a la aerodinámica en cuanto a la estructura alar se hablará de elementos como el kingpost (mástil) el cual se encarga de mantener la forma del ala por medio de unos cables que van desde el kingpost que está en el centro del ala hasta las puntas del ala. También se hablará de los battens los cuales son elementos que cumplen una función similar a la de las costillas en una aeronave tradicional.

2.1.1 Descripción general. Los flexwing trikes como se conocen estas aeronaves son aeronaves clasificadas en la categoría de aeronaves ultralivianas. Estas aeronaves por lo general no tienen más de dos asientos y su peso máximo de despegue por lo general no supera los 450 kilogramos.

Los flexwing trike son aeronaves que cada vez son más populares en el mundo debido a su fácil maniobrabilidad, su precio y su capacidad de transportarse de un lado a otro ya que estas aeronaves por lo general se desarman con facilidad para su transporte lo cual ahorra el uso de un hangar. Estas tuvieron sus orígenes en el reino unido donde alrededor de 2500 de estas aeronaves son usadas y hay varios fabricantes de las mismas. Hoy en día se encuentran fabricantes en todos los continentes del mundo destacándose países como Estados Unidos, Francia, Australia y Alemania. Esto debido a su popularidad y a las ventajas expuestas anteriormente sobre aeronaves convencionales.

Figura 1. Esquema simplificado de un trike visto de perfil.

Fuente: GRATTON, Guy. The weightshift-controlled microlight aeroplane paper.

Este tipo de aeronaves son controladas por medio de la aplicación directa de momentos de pitch o momentos de roll al ala a través de una barra de control, esto

11 lo hace variando el centro de gravedad de la aeronave ya que la estructura que soporta a los ocupantes se encuentra suspendida sobre un punto del ala lo cual genera un sistema pendular la cual genera los momentos anteriormente enunciados. Ver figura 1.

Al tener un sistema pendular como sistema de control de la aeronave, este tipo de aeronaves tienen los controles invertidos si se comparan con las aeronaves tradicionales, si la barra de control se empuja hacia delante el centro de gravedad se correrá hacia atrás lo cual generara que el angula de ataque del ala aumente lo cual generara que el trike se eleve caso contrario ocurre con una aeronave tradicional que al empujar hacia delante el mando de control esta tendera a bajar su nariz y su ángulo de ataque lo cual generara que la aeronave descienda.

La operación de este tipo de aeronaves es limitada a la luz del día no puede realizar operaciones nocturnas, tampoco puede operar en zonas de aeronaves comerciales ni cerca de los aeródromos de estas. Las condiciones meteorológicas deben ser casi ideales no pueden operar en días lluviosos ni en condiciones que tengan ráfagas de viento fuertes. En cuanto a la certificación, estas aeronaves en Colombia podrían clasificarse en ultralivianos tipo 1 o tipo 2 todo depende del tipo de trike que se esté diseñando.

2.1.2 Componentes principales. Este tipo de aeronaves constan de dos componentes principales los cuales son, el ala y la estructura inferior conocida como trike. Aunque estos interactúan mutuamente es conveniente considerarlos de forma independiente.

2.1.3 El ala. El tipo de ala usada en este tipo de aeronaves es de tipo flexible por eso es llamado “flexwing” esto para efectos de trasporte de la misma ya que esta se puede ensamblar y desensamblar con gran facilidad. La historia de estas alas comenzó con el ingeniero de la nasa Francis Rogallo que diseño la primera ala

12 delta flexible la cual fue usada en diferentes experimentos durante la década del 50 y parte de la década del 60 cuando la NASA decidió cancelar el proyectó en 1967. En un principio estas alas fueron usadas como hang gliders posteriormente se les incorporo la estructura tubular y una planta de potencia para generar lo que hoy se conoce como “Flexwing trike”.

Figura 2. Partes que conforman el ala.

Fuente: GRATTON, Guy. The weightshift-controlled microlight aeroplane paper.

Como se mencionó anteriormente el ala es del tipo delta la cual es auto estable y esto evita la incorporación de superficies de control como las aeronaves convencionales. El ángulo de flechamiento que utilizan los fabricantes por lo general es de 20 a 30 grados1. En cuanto a la estructura del ala lo primero que se debe considerar son los bordes de ataque, formados por tubos de aluminio con una longitud entre 4.5 metros a 5.5 metros2, los cuales son unidos en la nariz de la

1 GRATTON, Guy. The weightshiftcontrolled microlight aeroplane paper. S.p.i. P 2. 2 Ibid. P 2.

13 quilla, que está formada por un tubo el cual va a lo largo del ala. Esta estructura es cubierta para formar la piel del ala esta piel es por lo general una tela sintética no porosa y de alta resistencia como por ejemplo el Dacron poliéster. La estructura completa está sometida a cargas internas considerables, para asegurar que el ala mantenga su forma se usan tubos transversales que por lo general están unidos a los tubos de borde de ataque más o menos a la mitad de la envergadura hasta la quilla. Para mantener la forma del ala en cualquier momento del vuelo se usan una serie de cables metálicos para mantener su forma.

Finalmente se usa una estructura triangular a la cual van sujetos varios de los cables mencionados anteriormente. Esta estructura triangula es con la cual el piloto puede controlar la aeronave ya sea en roll o en pitch por lo tanto esta estructura está sujeta a soportar gran tensión proveniente de los cables que soportan el ala. La posición de esta estructura es de gran importancia para un correcto control de la aeronave la posición ideal relativa al piloto es la conocida como posición de “pianista” en la cual la barra de control está a solo unos centímetros del piloto. Esta barra puede ser ajustada por medio de los cables que van desde la punta trasera y delantera del ala hasta la barra de control.

Es de gran importancia mencionar que estos cables son considerados componentes de la estructura de este tipo de aeronaves ya que estos ayudan tanto en la aplicación de los momentos en el ala para mantener el control de esta y como un método para mantener la forma del ala en distintas etapas de vuelo como el aterrizaje.

La piel del ala en cualquier tipo de aeronave es de gran importancia ya que en esta es donde ocurren los efectos aerodinámicos los cuales crean la sustentación de la aeronave, también se debe mencionar que esta debe mantener su forma en todas las fases de vuelo para evitar situación de riesgo durante el vuelo. En las aeronaves convencionales la piel del ala por lo general está fabricada en aluminio

14 el cual es un material que ha servido en el mundo de la aviación desde sus inicios con gran eficiencia pero como se mencionó anteriormente las aeronaves conocidas del tipo flexwing usan como piel una tela sintética del tipo Dacron poliéster.

En los diseños antiguos de este tipo de alas se usaba solo tela en una de las superficies del ala para mantener la forma del perfil como es el caso de las alas Rogallo y así se mantuvo al diseño hasta la década de los 80 cuando se popularizó este tipo de aeronaves y los diseños evolucionaron. En las alas modernas de los flexwing trikes la gran mayoría usa alas con doble superficie las cuales tienen mayor cantidad de camber en su perfil, esto genera mayor sustentación y mayor eficiencia en el ala de las aeronaves pendulares. Para mantener el perfil este tipo de alas usan unos elementos estructurales conocidos como battens que cumplen una función similar a la que cumplen las costillas en un ala convencional que es la de mantener la forma del ala durante todas las fases de vuelo. Estos elementos estructurales están añadidos al ala por medio de bolsillos en los cuales se introducen los battens para mantener la forma del perfil y para poder realizar de forma fácil el ensamble y desensamble. Un ala moderna pude contener alrededor de 12 a 20 battens por lado asea de 24 a 40 battens por ala la forma de este tipo de elementos es critica por lo tanto es recomendable hacer inspecciones y mantenimiento constante en periodos no muy prolongados.

Como se ha mencionado con anterioridad el ala usada por este tipo de aeronaves es del tipo delta la cual es auto estable en los tres ejes. Generalmente tiene una envergadura entre 8 a 10 metros y una longitud del ala de 2.5 a 3.5 metros desde el borde de ataque al borde de salida. Algo que se debe mencionar es que hay una estabilidad pendular ya que la unidad que cuelga del ala conocida como trike la cual contiene a los tripulantes y la planta motriz está suspendida sobre un punto en el ala a través de una junta la cual es libre de rotar en pitch y roll sin ningún impedimento.

La estabilidad longitudinal se logra por medio de una combinación de flecha miento en el ala, el twist que hay entre la raíz de este y la punta del ala y una curvatura en el borde de salida del perfil conocida como reflex. Cuando el trike está en condiciones de vuelo con altas velocidades la tela tendera a “aplanarse” lo cual reduce la estabilidad de la aeronave. Para evitar esto las aeronaves de este tipo usan dos dispositivos para evitar este tipo de condición.

La primera es introducir unos elementos estructurales conocidos como tipsticks los cuales son unas pequeñas barras empotradas en el tubo de borde ataque en las puntas los cuales están ubicados entre las dos capas de tela que hay en este tipo de alas y estas evitan que la tela se “aplane” en las puntas. Al actuar como una estructura limitante al movimiento aeroelastico en las puntas del ala se evita que el ángulo de twist varié creando inestabilidad.

La segunda es por medio de unas cuerdas o cables que van unidas a un elemento estructural perpendicular a la quilla del ala conocida como kingpost la cual tiene un parecido a un mástil de un barco, estas cuerdas van desde el kingpost hasta el borde de salida del ala.

La estabilidad direccional de los diseños actuales de trikes fue lograda al encontrar el punto medio entre los requerimientos para una adecuada estabilidad direccional para lograr giros de forma adecuada y la necesidad de proveer un control adecuado en turbulencia.

La estabilidad lateral es lograda por medio de una combinación de ángulo de flecha miento y ángulo de ataque, en la misma manera que la tiene cualquier ala delta clásica.

2.1.4 La estructura del trike. Esta estructura recibe el nombre de trike debido a la forma de su tren de aterrizaje la cual es del tipo triciclo. Si se observa la estructura

16 es parecida a la de una motocicleta de tres ruedas es por esto que al buscar en Internet por el nombre de trike está es relacionada con las trici-motos.

Figura 3. Partes que conforman la estructura del trike.

Fuente: GRATTON, Guy. The weightshift-controlled microlight aeroplane paper.

Como se puede observar esta es una estructura tubular la cual contiene a la tripulación, la planta motriz y debe soportar las cargas generadas en vuelo principalmente en el aterrizaje. La parte más importante de esta estructura tubular es la parte conocida como monopole la cual puede ser considerada como un mástil el cual se extiende desde el tren principal hasta el punto en el cual la estructura queda suspendida debajo del ala. Este es considerado un componente estructural crítico ya que en él se concentran cargas como las del motor, ala, tren de aterrizaje principal y la estructura que soporta los asientos de los tripulantes.

En la parte inferior y de forma horizontal se tiene la quilla del trike la cual va desde el tren principal hasta la punta del trike, esta soporta cargas provenientes del tren principal, tren de nariz y del soporte de los asientos de la tripulación.

Finalmente se encuentra la estructura conocida como front strut la cual es una estructura que va desde la punta de la quilla de la estructura hasta la punta del monopole justo debajo del punto de sujeción del trike al ala delta flexible. Esta aunque no soporta esfuerzos importantes tiene dos funciones de gran importancia en la aeronave pendular. La primera es servir como un limitante para la barra de control esto con el fin de evitar que la hélice de la planta motriz golpee la parte trasera del ala delta flexible lo cual sería grave teniendo en cuenta el material en el cual están diseñadas este tipo de aeronaves. La segunda es la de evitar que la estructura colapse durante aceleraciones normales o durante aterrizajes forzosos. Este componente estructural es fácilmente desarmable ya que este se desarma al remover unos pines con lo cual se facilita el trasporte de esta estructura.

2.3.5 Aerodinámica del trike. La estructura no contribuye en forma significativa a la generación de sustentación o fuerza de lift pero si contribuye en gran medida a la generación de arrastre o fuerza de drag y es donde se genera el empuje de la aeronave en su totalidad. Por lo general en este tipo de aeronaves se puede encontrar motores a pistón de dos o cuatro tiempos, los cuales van desde los 50 caballos de fuerza hasta los 100 caballos de fuerza. Es más común encontrar motores de dos tiempos los cuales tienen menor consumo de combustible, son más económicos y son más livianos. Estos por lo general tienen una potencia máxima de 65 caballos de fuerza aunque a medida que los diseños son mejorados y se incluye una estructura más completa con más equipos abordo el peso aumenta por lo tanto cada vez más se encuentran flexwing trikes con motores cuatro tiempos los cuales proporcionan potencia de 80 caballos de fuerza hasta los 100 caballos aunque muy rara vez se usan trikes con motores de 100 caballos de fuerza.

Las hélices usadas en este tipo de aeronaves por lo general son de dos o tres palas fabricadas en material compuesto lo cual hace que la hélice sea más liviana y eficiente. Estas por lo general tienen diámetros que van desde 1.5 metros a 1.7 metros. Al igual que en aeronaves convencionales este tipo de hélices necesitan de un mecanismo de reducción esto con el fin de evitar que la hélice desarrolle velocidades supersónicas en las puntas.

Estas relaciones de reducción varían aunque la relación más común es 2.58:1. Relaciones de reducción altas también son usadas en el orden de 3.47:1, lo que si no es recomendable es usar valores comunes de reducción como por ejemplo valores de 2:1 ,3:1 o 4:1 ya que puede generar vibraciones entre el motor y la hélice.

Aerodinámicamente el trike por lo general afecta la estabilidad direccional de todo el ultraliviano. En pitch, la masa del trike tiene un efecto considerable en el establecimiento de la velocidad de trim. El punto de sujeción del trike al ala delta flexible no está en el centro de presión por esta razón el momento de pitch generado por la estructura tiene gran inferencia en la velocidad de trim en pitch. En la práctica la disposición del punto de sujeción en el ala tiene mayor efecto en la velocidad de trim que el peso del trike. Un ejemplo claro de esto es el trike MEDWAY RAVEN X en cual un cambio en la posición de sujeción del trike en el ala de 70mm respecto a una posición inicial genera un cambio en la velocidad de trim de 35 a 60 nudos (knots) mientras que un incremento en el peso en un 50% del trike solo generara un incremento de la velocidad de trim de 3 a 4 nudos3.

Finalmente debido a la naturaleza del punto de sujeción de la estructura, el trike solo tiene un efecto en la estabilidad lateral el cual es el de aumentar o disminuir la carga en el ala la cual establece el ángulo de trim del trike.

3Ibid. P 6.

2.2 MARCO LEGAL

Todo proyecto aeronáutico el cual involucre el transporte o recreación de personas por medio de aeronaves debe estar regido por unas normas determinadas por cada ente regulatorio de cada país. En el caso de Colombia es la aerocivil y las normas para el diseño de aeronaves están incluidas en el reglamento aeronáutico colombiano (RAC). Para el caso específico de este proyecto las normas están incluidas en el capítulo 4 parte 25 en el cual se especifican las normas básicas que debe cumplir este tipo de aeronaves las cuales se encuentran agrupadas dentro de los ultralivianos.

El RAC en su parte capítulo cuarto en su parte 25 divide los ultralivianos en dos clases. Las aeronaves establecidas en la clase 1 son aeronaves que su peso máximo de despegue no puede ser superior a los 450kg, en esta categoría es en la cual el proyecto pretende basarse para una futura certificación. Se tomará en cuenta la normatividad norteamericana conocida como normas FAR (Federal Aviation Regulation) la cual en su parte 103 trae todo lo relacionado con aeronaves del tipo ultraliviano y la norma europea conocida como JAR que en su parte primera especifica todo lo relacionado a este tipo de aeronaves.

3. METODOLOGIA

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

El enfoque de esta investigación es empírico-analítico, cuyo interés es el técnico, orientado a la interpretación y orientación del mundo material.

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE LA UNIVERSIDAD

Línea de la universidad: Tecnologías Actuales y Sociedad. Sub-línea de la Facultad: Control de Procesos e Instrumentación. Campo Temático del Programa: Diseño y construcción de aeronaves.

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE DATOS

Las primeras referencias con las que se cuenta son las tesis de la universidad que hacen referencia al diseño del ala las cuales son “DESARROLLO DEL DISEÑO PRELIMINAR DE UN HANG GLIDER CLASE I” y “DISEÑO DETALLADO DE UN HANG GLIDER CLASE I DE ALTO RENDIMIENTO”.

Como este proyecto es la primera vez que se realiza y el material disponible en la universidad no abarca l tema con exactitud la otra fuente de recolección de datos con la que se cuenta es internet. La última fuente de recolección de datos que se utilizará son algunos manuales de flexwing trikes ya diseñados.

4. DESARROLLO INGENIERIL

4.1 RECOLECCIÓN DE DATOS

El diseño preliminar de un trike comienza con la tarea de la recolección de datos donde se tiene en cuenta las posibles variables a analizar y que serán utilizadas a lo largo de la realización del proyecto. En él se opta por encontrar datos referentes a el diseño del trike para a su vez establecer una misión y establecer un base line a seguir como elemento de referencia para el diseño preliminar del trike. Se debe tener en cuenta la normatividad, en especial la normatividad Colombiana, esto con el fin de realizar un proyecto que en un futuro se pueda certificar con facilidad y que sea seguro en su operación.

Uno de los recursos que se utiliza para la recolección de datos son las páginas de internet de los fabricantes que ayudan a obtener datos para el diseño tomando como referencia trikes ya diseñados y fabricados tomando sus características principales; con un análisis centrado en esta configuración, con el fin de tomar la base del diseño.

A continuación se muestra una tabla con los datos obtenidos en la recolección de datos en su parte de configuración de aeronaves.

En esta base de datos se encontrarán algunos espacios en blanco debido a la limitación que hacen los fabricantes con sus aeronaves ya diseñadas. (Ver tabla 1)

Tabla 1. Recoleccion de características de trikes ya construidos. W/S Name wto (lbs) we (lbs) ww (lbs) wfuel gal wpl (lbs) b (ft) S (ft^2) Vstall knots AR Lb/ft2 Airborne edge x 884 368 108,0 12,7 440,0 32,7 161,46 5,48 30 6,6 Airborne XT-912 tourer 981 568 110,2 18,5 440,0 32,7 146,00 6,72 35 7,3 Mainair blade (certificado) 860 383 17,2 396,8 34,8 167,92 5,12 26 7,2 Pegasus Quik 902 454 97,0 17,2 440,0 27,4 114,10 7,91 32 6,6 Pegasus GT450 992 472 108,0 17,2 485,0 30,4 139,93 7,09 26 6,6 Pegasus Quantum 992 364 110,2 17,2 440,0 34,0 167,92 5,91 28 6,9 Aquilair swing 582 s 326 101,4 17,2 34,1 167,92 0,00 Airborne XT-912 tundra 992 573 112,0 18,5 440,0 32,7 155,00 6,40 33 6,9 Airborne outback 884 364 99,0 11,6 440,0 32,7 189,50 4,66 28 5,6 Antares MA-32 R503 990 413 110,0 10,0 32,8 159,30 6,21 24 6,8 Antares MA-32M R582 990 437 105,6 10,0 32,8 188,40 5,25 26 5,7 Aeros cross country 992 443 105,8 14,0 440,0 32,8 156,07 6,36 28 6,9 Avio delta migrator 926 408 105,9 19,8 396,8 31,5 129,20 7,17 7,7 eclipseR 914 458 9,2 36,0 162,00 5,64 29 8,0 Aerotrike scout 992 386 112,0 13,0 440,0 33,8 172,00 5,77 23 6,6 Clipper 582 977 430 99,0 33,0 187,00 5,22 29 5,8 Manta 15.5 980 125,0 28,5 170,00 5,76 33 4,8 Sabre wildcat 885 360 10,0 33,0 162,00 5,46 6,7

Nose Rc(acenso) Rata de Length Name width (ft) height (ft) seats engine propeller angle ft/min decenso ft/min estructura (ft) Airborne edge x 130° 525 420 11,48 6,36 11,81 2 rot ax 582 3 blades Airborne XT-912 tourer 121° 825 770 9,01 6,27 11,98 2 rotax 912 3 blades Mainair blade (certificado) 800 11,03 6,46 12,57 2 rotax 582 3 blades Pegasus Quik 845 9,51 5,38 2 rotax 912 3 blades Pegasus GT450 1075 517 12,14 5,38 12,27 2 rotax 912 3 blades Pegasus Quantum 833 12,1 5,38 12,7 2 rotax 582 3 blades Aquilair swing 582 s 130° 1181 2 rotax 582 Airborne XT-912 tundra 976 597 9,01 6,27 11,98 2 rotax 912 Airborne outback 121° 430 2 rotax 582 Antares MA-32 R503 799 8,25 6,83 2 rotax 503 3 blades Antares MA-32M R582 1000 8,25 6,83 2 rotax 582 3 blades Aeros cross country 128° 787 2 rotax 582 3 blades Avio delta migrator 130° 8,03 6,2 2 rotax 582 eclipseR 131 600 2 rotax 912 Aerotrike scout 126 800 rotax 582 2 blades Clipper 582 120 689 8,84 6,26 rotax 582 3 blades Manta 15.5 115 550 Sabre wildcat 600

VNE never V cruise Vstall Vmax Range W/P Potencia Name Vapproach SL (ft) STO (ft) exceed knots knots knots knots NM Lb/hp hp Airborne edge x 85 65 30 70 754,6 787,4 220 13,6 65 Airborne XT-912 tourer 85 65 35 1066 810 436 12,2 80 Mainair blade (certificado) 87 26 43 639,7 521,66 13,2 65 Pegasus Quik 99 32 675,86 11,2 80 Pegasus GT450 95 26 82 564,3 708,7 12,4 80 Pegasus Quantum 78 28 639,7 590,55 15,2 65 Aquilair swing 582 s 43 62 65 Airborne XT-912 tundra 73 50 33 1004 689 403 12,4 80 Airborne outback 54 45 28 50 689 787 220 13,6 65 Antares MA-32 R503 47,8 24 61,7 200 19,8 50 Antares MA-32M R582 34,8 26 54,7 200 15,2 65 Aeros cross country 70,2 45 28 15,2 65 Avio delta migrator 14,2 65 eclipseR 86 29 11,4 80 Aerotrike scout 45 23 59 15,2 65 Clipper 582 70 29 40 541 15,0 65 Manta 15.5 67 47 33 59 Sabre wildcat 47 Fuente: Consultado en la web, en páginas de fabricantes y vendedores.4

4 Consultar referencias de internet del número 14 a la número 19.

Estas tablas serán usadas como referencia inicial para el desarrollo de este proyecto ya que no hay bibliografía que muestre como se fabrica este tipo de aeronaves.

Algunas misiones son mucho más detalladas que otras. Esto depende del comprador, no es lo mismo diseñar la misión de un avión comercial a uno militar. En el caso del trike la misión es muy parecida o igual a la de un avión comercial con la diferencia que es para fines recreativos y no de transporte.

Para diseñar todo tipo de aeronave es necesario conocer su misión. Las especificaciones de una misión se pueden presentar de diferentes formas, esto depende del tipo de aeronave y en algunas ocasiones del comprador. En este proyecto la misión fue establecida tomando como referencia la normatividad colombiana, en este caso se pretende diseñar una aeronave de tipo ultraliviano clase uno (1). Sus respectivas restricciones se encuentran en el RAC (Reglamento aeronáutico colombiano parte cuarta capitulo 25). Con las restricciones anteriormente mencionadas se estableció la misión la cual fue creada tomando aeronaves pendulares ya diseñadas y se hizo de tal forma que esta fuera competitiva respecto a otras aeronaves pendulares ya construidas. La misión fue establecida por los autores de este proyecto, esta se puede observar a continuación.

4.2 MISIÓN DE LA AERONAVE

• Rango de la aeronave 100 millas náuticas o en su defecto 2 horas de vuelo. • Techo de servicio de 3600 pies de altura sobre el terreno. • Peso máximo de despegue 950 libras (Wto). • Rata de ascenso 600 pies por segundo (ft/sec). • Peso vacío no superior a 500 libras. • Velocidad de crucero superior a 45 nudos (Knots).

• Velocidad de pérdida no superior a 30 nudos (Knots). • Capacidad máxima de combustible 12 galones americanos (US gal).

4.3 DISEÑO CONCEPTUAL DEL TRIKE

4.3.1 Determinación Conceptual De Pesos. El proyecto es el diseño preliminar de un trike biplaza, por lo tanto la carga paga en este caso son los dos pasajeros que va a transportar la aeronave. Para determinar el peso de la tripulación y los demás pesos se utilizó la tabla de datos anteriormente mencionada la cual es como una guía para determinar los pesos más adecuados para este proyecto.

Para hallar el peso de despegue (Wto) en forma preliminar se usará la siguiente ecuación:

Wto = We + Wfuel + Wpl 5 1. Donde: We = peso vacío del trike.

Wfuel = peso del combustible para cumplir misión.

Wpl = Peso de la carga paga en este caso los tripulantes.

Para el peso en vacío hay que incluir en el cálculo el peso de la estructura completa, los indicadores como altímetro, velocímetro y medidores del motor que se vallan a incluir en el trike, el peso del motor, el tanque de combustible y todo lo relacionado a la estructura y además incluir el peso de combustible atrapado en las líneas. Para este punto se utilizará inicialmente pesos de trikes ya fabricados para tomar como referencia para este proyecto. Se optó por tomar un promedio de estos pesos lo cual dio un valor de 430lbs.

We = 430lbs=195kg

5 ROSKAM, Jan. Airplane Design. Tomo 1 Lawrence: Design, analysis and research corporation, 1997 P45.

El peso de la carga paga será tomado en referencia a otros trikes ya fabricados. Al ser un trike biplaza la carga paga es el peso de los dos tripulantes. El peso de cada tripulante por lo general se asume de 220 libras por tanto los dos tripulantes tendrán un peso de 440 libras que será el peso de la carga paga.

Wpl = 440lbs=200kg

El peso del combustible se obtiene de la siguiente manera. Ya se determinó el tamaño del tanque el cual tendrá capacidad para almacenar 12 galones. Este tipo de aeronaves utilizan por lo general motores Rotax para ultralivianos, estos pueden operar con combustible convencional el cual tiene una densidad de 5.68lbs/gal6 o 680.42kg/m3. Por lo tanto se sabe que el peso es igual a la densidad multiplicada por el volumen por lo tanto al reemplazar los valores se obtiene lo siguiente.

m = ρ * v 2.

lbs Wfuel = .5 68 *12gal = 68.16lbs ≈ 70lbs = 32kg gal

Se aproxima a 70lbs ya que puede quedar combustible atrapado en las líneas y también se cuenta el aceite atrapado en las líneas. Con los valores anteriores se procede a calcular el peso aproximado de despegue.

Wto = 70lbs + 440lbs + 430lbs = 940lbs = 427kg

6 MUNSON, Bruce. Fundamentos de mecánica de fluidos. México: Limusa, 1999. P35.

Una vez hallado el peso total de la aeronave se toman unos factores que serán fundamentales para el dimensionamiento del avión, estos dos factores son los siguientes:

• La relación peso sobre el área alar de la aeronave este es representado por (W/S) • La relación peso sobre la potencia de la aeronave este es representado por (W/P)

4.3.2 comparación entre peso- área alar (w/s) y la velocidad de pérdida. Tomando la tabla de datos anteriores se analizaron los siguientes aspectos que involucraban la relación entre el W/S y la velocidad de pérdida donde se tomaron aspectos tales como peso de despegue, envergadura, superficie alar, velocidad de pérdida, relación de aspecto (AR), y W/S.

Tabla 2. Recolección de datos característicos de trikes ya construidos en pesos y velocidades.

Nombre wto b S Vstall Vstall AR W/S (lbs) (ft) (ft^2) knots ft/seg Lb/ft2 Aerotrike scout 992 33,8 172 23 38,64 6,60 5,77 Antares MA-32 R503 990 32,8 159,3 24 40,32 6,75 6,21 Mainair blade 860 34,78 167,92 26 43,68 7,20 5,12 (certificado) Pegasus GT450 992 30,35 139,93 26 43,68 6,58 7,09 Antares MA-32M R582 990 32,8 188,4 26 43,68 5,71 5,25 Pegasus Quantum 992 33,96 167,92 28 47,04 6,87 5,91 Airborne outback 884 32,68 189,5 28 47,04 5,64 4,66 Aeros cross country 992 32,8 156,07 28 47,04 6,89 6,36 eclipseR 914 36 162 29 48,72 8,00 5,64 Clipper 582 977 33 187 29 48,72 5,82 5,22 Airborne edge x 884 32,7 161,46 30 50,4 6,62 5,48 Airborne XT-912 tundra 992 32,7 155 33 55,44 6,90 6,40 Manta 15.5 980 28,5 170 33 55,44 4,78 5,76 Airborne XT-912 tourer 981 32,7 146 35 58,8 7,32 6,72

Todo esto se realiza con el fin de encontrar una velocidad de pérdida para el diseño teniendo en cuenta la misión ya establecida. En el estudio de estos datos se encuentra la variación de la velocidad de pérdida de trike ya fabricados, que es de 23 nudos a 35 nudos y a su vez la variación del W/S está entre 4.5 y 7.5, para este punto se optó por obtener una tendencia que indique el cambio que hay cuando se relacionan estos dos factores.

Para realizar la tendencia se realizó la siguiente tabla donde para velocidades de pérdida iguales se realizó un promedio geométrico para hallar el W/S respectivo.

Tabla 3. Recolección de datos característicos de trikes en velocidad y coeficientes de sustentación. Velocidad de pérdida Peso / área alar W/S Coeficiente de sustentación m/seg knots ft/seg W/S tabla W/S cal. error Cl tabla Cl Lb/ft2 Lb/ft2 calculado 11.83 23 38,64 5,77 5,94 -0,17 3,2 3,3 12.34 24 40,32 6,21 5,94 0,27 3,2 3,0 13.37 26 43,68 5,76 5,80 -0,04 2,5 2,5 14.40 28 47,04 5,60 5,60 0,00 2,1 2,1 14.91 29 48,72 5,43 5,53 -0,10 1,9 1,9 15.43 30 50,4 5,48 5,50 -0,03 1,8 1,8 16.97 33 55,44 6,07 5,91 0,16 1,6 1,6 18 35 58,8 6,72 6,78 -0,06 1,6 1,6

Los siguientes datos fueron graficados y con estos puntos se obtuvo una fórmula matemática que tuviera una similitud al comportamiento como se muestra en la figura 4:

Figura 4. Tendencia entre W/S y velocidad de pérdida.

Al graficar estos datos y obtener la respectiva tendencia se obtiene una ecuación polinómica de grado tres que representa la tendencia a la cual, generalmente los trikes se comportan; la ecuación fue la siguiente.

y = 0,0007033x3 - 0,0945733x2 + 4,1772987x - 54,8407839 3.

Donde “y” es el wing loading, y, “x” es la velocidad de pérdida.

Al remplazar estos datos estadísticos en la fórmula que relacionan estas variables se obtuvo un coeficiente de sustentación único para cada uno de los datos anteriores:

 W  2   S  ρσ C V 2 V = ⇒⇒⇒ ()W = L S s ρσ S C L 2 4.7 (2 W / S ) ⇒⇒ C = L 2 ρσ V s

Dado el caso para la misión del proyecto se encuentra que para una velocidad de pérdida de 29 nudos, requiere un W/S de 5,5 y un coeficiente de sustentación de 1.82. Debido a lo anterior se encuentra que sin variar la velocidad de pérdida se puede variar el coeficiente de sustentación sólo con variar el W/S de la aeronave. Si se aumenta el W/S se aumenta el coeficiente de sustentación y en el caso contrario disminuimos el coeficiente de sustentación y así escoger el que mejor se acomode a la misión de la aeronave.

7 ROSKAM, Jam. Airplane Design. Tomo I. Lawrence, Design analysis and research corporation, 2004. P60.

Todos esto indica que para cumplir la misión de la aeronave respecto a su velocidad y su W/S, se debe enfocar la investigación hacia el coeficiente de sustentación que será de gran importancia para poder cumplir los parámetros iníciales.

Dado lo anterior se variará el coeficiente de sustentación en intervalos de 0.2 para ver las diferentes tendencias que muestran el cambio del W/S con respecto W/P. (Ver tabla 4)

Tabla 4. Cambio del W/S y W/P variando el coeficiente se sustentación. Cl Vstall Vstall ρ ρ slug/ft3 Distancia W/S W/P Weight Weight m/sg ft/seg kg/m3 despegue Vstall Lb/ft2 Kg lb m ó ft Lb/ft2 1,4 15.36 50,4 1.225 0,002378 213.36 – 4,23 26,82 426.4 940 700 1,6 15.36 50,4 1.225 0,002378 213.36 – 4,83 26,82 426.4 940 700 1,8 15.36 50,4 1.225 0,002378 213.36 – 5,44 26,82 426.4 940 700 2 15.36 50,4 1.225 0,002378 213.36 – 6,04 26,82 426.4 940 700 2,2 15.36 50,4 1.225 0,002378 213.36 – 6,64 26,82 426.4 940 700 2,4 15.36 50,4 1.225 0,002378 213.36 – 7,25 26,82 426.4 940 700

Con los resultados anteriores se obtienen por consiguiente 3 parámetros que relacionan el diseño conceptual de datos estadísticos para este tipo de ultraligeros (Ver figura 6):

1. las líneas paralelas al eje “y” indican el cambio que hay en el W/S cuando se tienen varios coeficientes de sustentación sin variar la velocidad de pérdida de la aeronave.

2. Las líneas de forma exponencial indican la distancia de despegue llamado TOP (take off parameter o parámetro de despegue) donde la fórmula es la siguiente:

= + 2 8 S TOP .8 134 TOP .0 0149 TOP 5. Entonces;

− .8 134 ± .8( 1342 − 4( * .0 0149*−S )) 6. TOP = TOP 2*0.0149

Donde solo se toma el valor positivo de la ecuación, teniendo en cuenta que STOP es la distancia que requiere la aeronave para el despeje superando el obstáculo de 50 metros.

Para graficar el TOP se toma la siguiente fórmula donde se relacióna lo siguiente:

(W / S ) * (W / P ) TOP = to to 9 σ 7 . * C L max TO

3. El siguiente parámetro es el que relaciona la velocidad de crucero de los trikes. Para este punto se tomó los datos de la tabla de recolección de datos de varios trikes ya fabricados y se relacionó su velocidad crucero con

8 Ibid. P65. 9 Ibid. P66.

el Ip (índice de potencia o power Index) para calcular el Ip se uso la siguiente ecuación:

(W / S ) 1 10 I = 3 × 8. P (W / P) σ

La siguiente tabla 5 muestra los datos obtenidos por cada trike con su respectivo Ip:

Tabla 5. Datos estadísticos de trike con sus respectivo Ip Nombre W/S W/P Vcr Vcr Vcr IP Lb/ft2 Lb/hp m/seg knots Ft/seg Airborne edge x 5,4 13,6 33.43 65 80,64 0,761 Airborne XT-912 6,7 12,2 33.43 65 82,94 0,843 tourer Pegasus GT450 7,0 12,4 34.98 68 94,46 0,855 Aquilair swing 582 s 5,5 14,4 22.21 43 71,42 0,751 pendiente # 4 4,8 12,7 23.15 45 73,72 0,745 Airborne XT-912 6,4 13,2 25.72 50 69,12 0,809 tundra Airborne outback 4,6 13,6 23.15 45 57,60 0,721 Antares MA-32 R503 6,2 19,8 24.59 47,8 71,07 0,700 Antares MA-32M R582 5,2 15,2 17.9 34,8 63,01 0,723 Aeros cross country 6,3 15,2 23.15 45 59,90 0,770 Aerotrike scout 5,7 15,2 23.15 45 67,96 0,745 Manta 15.5 5,7 15,0 24.17 47 67,96 0,748 Raptor 17xp 6,6 15,2 31.89 62 80,64 0,780 Sabre wildcat9 5,4 14,7 24.17 47 66,81 0,740

10 Ibid. P68.

La siguiente gráfica muestra la relación que hay entre el Índice de potencia y la velocidad de crucero, esta gráfica solo muestra el comportamiento de los trike. (ver tabla 5)

Figura 5. Tendencia de trike diseñados entre índice de poder y velocidad de crucero.

Con la regresión lineal realizada se halló una corrección a la fórmula que es la siguiente:

Vcr = 94.42Ip 9.

(W / S ) 1 Vcr = 94 .42 * 3 × 10. (W / P) σ

Donde el valor 94.42 es un factor de corrección para este tipo de aeronaves que fue hallada usando datos de la recolección de datos.

Teniendo en cuenta los tres parámetros anteriores se muestra una gráfica de diseño para trikes, donde los cambios de cada una de las líneas corresponde a diferentes números de coeficiente de sustentación (ver figura 6) y el área que este bajo las curvas muestran el W/S y W/P que se pueden tomar para el diseño de la aeronave; teniendo en cuenta el coeficiente de sustentación que debe tener la aeronave para cada región. La región de color verde es la que se utilizará como diseño, la cual esta demarcada por un coeficiente de sustentación 2.0.

Figura 6. Área de diseño del trike.

Con estos dos datos los de (w/s) y (w/p) se inician los cálculos de la aeronave. Ahora se determinará la velocidad mínima de la aeronave o la velocidad a la que la aeronave entra en pérdida que por regulación aérea no puede ser mayor a 30 nudos para ultralivianos clase 1. Con este dato se puede estimar un W/S para la aeronave por medio de la siguiente fórmula:

W  2   S  ρσC V 2 V = ⇒⇒⇒ ()W = L S s ρσ S 11. CL 2

• VS velocidad a la cual la aeronave entra en pérdida • ρ densidad a nivel del mar

• σ relaciones de densidades donde es la densidad a una altura

determinada • CL coeficiente de sustentación de la aeronave máximo.

Estos cálculos se realizan tomando la densidad del aire a nivel del mar y de acuerdo a la restricción en cuanto a velocidad de pérdida se obtuvieron los siguientes datos.

Tabla 6. Resultados hallados utilizando el estudio de la tabla de datos. RESULTADOS OBTENIDOS DE LA TABLA DE DATOS Sis. Internacional Sis. Ingles Otras Unidades W/S 29.4 6 Densidad @ mar 1.225 kg / m^3 0.002378 slug/ft ^3 1225 gr / m^3 Densidad @ crucero 1.12 kg / m^3 0.002175 slug/ft ^3 1120 gr / m^3 Cl max 2.0 2.0 2.0 σ @ crucero 0.9142 0.9142 0.9142 Velocidad stall 15.37 m / seg 50.23 ft / seg 29.89 knots

En conclusión para el inicio del diseño preliminar se deben tomar los datos obtenidos en el diseño conceptual los cuales no se tenían y no se podían estimar con facilidad ya que las aeronaves de tipo pendular presentan diferencias respecto a las aeronaves convencionales. Los datos más relevantes para el inicio del proyecto cumpliendo la misión son los siguientes:

Tabla 7. Datos para comenzar el diseño cumpliendo la misión, hallados a partir del análisis anterior. Parámetro Sistema Sistema Ingles Otro sistema Internacional W/S 29.4 6 W/P 12.18 0.036 20 Velocidad de crucero 23.1 m/s 75.9 ft/s 45 knots Velocidad de pérdida 14.9 m/s 49 ft/s 29 knots Coef. Sustentación 2.0 2.0 Peso máximo despegue 426.3 kg 940 lb Peso en vacío 195.0 kg 430 lb Carga paga 199.5 kg 440 lb Peso de combustible 31.7 kg 70 lb S (área alar) 14.5 m2 156.7 ft2 P (potencia requerida) 35 kilowatts 25850 lb* ft/s 47 HP Altura de crucero 914.4 m 3000 ft Distancia despegue 213.3 m 700 ft Rata de acenso 128 m / min 420 ft / min Capacidad pasajeros 2 2

Cabe decir que estos datos son solo características a seguir y que en cualquier fase de diseño pueden ser variados por requerimientos de performance del

40 mismo u otros requerimientos aunque siempre se respetara las restricciones impuestas por la normatividad esto para evitar desviarse de los objetivos.

4.4 SELECCIÓN DEL PERFIL

El perfil es uno de los parámetros que rigen las características principales del ala y posteriormente del aeronave, en el se encuentra varias características como son el coeficiente de lift, el coeficiente de drag y el coeficiente de momento, donde cada uno de ellos varían dependiendo de la geometría de cada perfil. En el caso de las aeronaves con cola no se le brinda mucha atención al coeficiente de momento ya que estos disponen de un estabilizador horizontal el cual compensa el momento generado por el ala.

En el caso los ultralivianos tipo trike con ala delta, el coeficiente de momento es crítico debido a lo anteriormente expuesto por lo tanto se busca que este sea lo más cercano a cero. En muchos textos se ha enunciado que no existe el perfil perfecto para un tipo de aeronave específico, por lo tanto todas las correcciones de performance para mejorar la estabilidad de la aeronave se realizan modificando la geometría del ala como lo es el twist, flechamiento, diedro, etc.

Para la selección del perfil se pueden utilizar dos tipos de perfil, uno simétrico el cual tiene el coeficiente de momento cercano a cero, o uno que su geometría tenga una curvatura en el borde de salida llamado en algunos casos como “réflex”. El problema de los perfiles simétricos es que el mínimo drag es cuando el coeficiente de lift es cero lo cual genera que las alas con este tipo perfil no sean muy eficientes, debido a esto se utilizan perfiles asimétricos y en la mayoría de los casos que tenga un poco de “réflex” para lograr obtener el coeficiente de momento cerca a cero. Debido a todo lo anterior el perfil debe tener un camber positivo en la parte delantera para proveer buenas

41 características de lift, drag y un camber negativo su parte trasera para controlar el momento de pitch.

4.4.1 Perfil aerodinámico. Inicialmente se recurrió a buscar todos los perfiles que se han utilizado para este tipo de alas, en donde se revisó alguna parte de teoría de perfiles delgados que son los más utilizados para este tipo de alas y se buscan en ellos las siguientes características:

• Un coeficiente de momento aproximadamente 0 “cero”. • En lo posible un coeficiente de lift alto tomando en cuenta el criterio anterior. • En lo posible un coeficiente de drag bajo tomando en cuenta los dos criterios anteriores.

El libro de “Tailless Aircraft In Theory And Practice” recomienda algunos perfiles utilizados en este tipo de aeronaves; donde estos perfiles tienen características similares citadas anteriormente.

En las alas utilizadas para aeronaves tipo pendular se encuentran diferentes tipos de perfiles, gran parte de los perfiles son diseñados por EPPLER. En este tipo de alas se pueden encontrar tanto perfiles de una sola superficie como perfiles de doble superficie, se sabe que los perfiles de doble superficie son mas eficientes que los perfiles de superficie única por lo tanto se usara un perfil de superficie doble. Los perfiles a analizar son mostrados en la siguiente figura cumpliendo los parámetros anteriores.

Los perfiles mostrados a continuación tienen geometría distinta a los perfiles convencionales, donde estos perfiles presentan una curvatura diferente en el borde de salida que es llamada REFLEX.

Figura 7. Perfiles más utilizados para aeronaves tipo pendular.

Fuente: base de datos PROFILI (software)

El REFLEX este término se usa para describir la curvatura contraria a la trayectoria del perfil en su borde de salida, la cantidad de réflex requerido es determinado por el momento de pitch deseado y la cantidad positiva de camber en la porción delantera del perfil; esto debido a que el camber en el eje de salida tiene más efecto sobre el momento de pitch que el camber en el borde de ataque. Este tipo de perfiles pueden tener momentos positivos de pitch y buenas características de Lift y de Drag.

4.4.2 Análisis en software para la selección del perfil. Es uno de los métodos que se pueden realizar para el estudio de perfiles, debido a que no hay gráficas experimentales de estos perfiles se optó por utilizar el programa PROFILI para encontrar perfiles similares a los ya mencionados; en los cuales se pueda obtener gráficas experimentales con el fin de poder validar los datos arrojados por el programa.

De estos perfiles se encontró que el EPPLER 182 tiene un porcentaje de similitud del 99 por ciento con respecto al perfil NACA 1408 el cual contaba

43 con gráficas experimentales dadas en el libro AIRCRAFT DESIGN A CONCEPTUAL APROACH, y a su vez el MH 44 cuenta con una similitud del 83 por ciento con respecto al mismo NACA 1408. Debido a la similitud encontrada con estos perfiles se optó por validar los datos arrojados en el programa con el perfil NACA 1408.

En el análisis computacional del perfil se utilizó el programa XFOIL para validar los datos experimentales del perfil NACA 1408 y los datos calculados por el sistema. Donde se halla la siguiente gráfica tomada del XFOIL para el análisis del perfil.

4.4.2.1 Validación del perfil en análisis computacional. En la validación del perfil se tomaron los siguientes datos:

• Número Reynolds de 3.000.000.

• Número de iteraciones para el desarrollo de 200.

Se utilizó un número de Reynolds de 3.000.00011 debido a que los datos experimentales fueron realizados a este número de Reynolds. En cuanto a las iteraciones se hicieron buscando el mejor resultado de acuerdo al hardware con el que se cuenta.

Figura 8. Perfil Naca 1408.

Fuente: base de datos PROFILI (software)

11 Fundamentals of Aerodynamics. 3 ed. New York: McGraw-Hill, 2001. P542

Figura 9. Resultados obtenidos por Xfoil del perfil utilizado para la validación del perfil naca 1408.

Fuente: software Xfoil. Versión 6.94. Licencia de uso público.

Al comparar la gráfica dada por el programa XFOIL y la gráfica experimental del perfil NACA 1408 se encuentra que la similitud entre las gráficas es de un 96 por ciento usando la teoría del error donde los resultados pueden ser consultados en el anexo (B) donde se puede afirmar que los resultados del programa son de un buen grado de confiabilidad y será el programa donde se van a validar los demás perfiles.

Figura 10. Gráfica de datos experimentales del perfil naca 1408

Fuente: Fundamentals of Aerodynamics. 3 ed. New York: McGraw-Hill, 2001. P542

4.4.2.2 Comparación de varios perfiles en un software confiable (xfoil). Los perfiles anteriormente mencionados, fueron los que se analizaron en el software, para estudiar sus características más relevantes de cada uno de ellos y así poder tener un criterio para la selección del perfil satisfaciendo los requerimientos de performance de la aeronave.

A continuación se mostraran las gráficas de los perfiles validados por el programa XFOIL:

Figura 11. Comparación del perfil EPPLER 182 y el NACA 1408.

Fuente: software Xfoil. Versión 6.94. Licencia de uso público.

En esta gráfica se comparó el perfil EPPLER 182 y NACA 1408 el cual tiene un comportamiento muy similar y la similitud entre uno y el otro es del 99% esto fue corroborado en el programa PROFILI. En la gráfica se muestra tal similitud entre estos dos perfiles con la diferencia que en el perfil NACA 1408 tiene un mayor coeficiente de sustentación y coeficiente de momento más lejano a cero en comparación al perfil EPPLER 182.

Se estudiaron mas perfiles para saber cuál de ellos cumplían mejor con los requerimientos aerodinámicos del ala y se generó la siguiente gráfica:

Figura 12. Comparación de varios perfiles validados en el software.

Fuente: software Xfoil. Versión 6.94. Licencia de uso público.

Al analizar la gráfica se observa que los perfiles con mejor desempeño aerodinámico son el perfil NACA 1408 y el perfil MH44, ellos cuenta con un mayor coeficiente de sustentación, a su vez el cambio que hay entre el coeficiente de drag y el de sustentación es relativamente bueno respecto a los perfiles EPPLER y en lo que se refiere al coeficiente de momento.

Por lo tanto se opta trabajar con el perfil NACA 1408 ya que se cuenta con las gráficas experimentales que son de mayor importancia al momento de validar el ala de la aeronave.

4.5 DIMENSIONAMIENTO Y CONFIGURACIÓN DEL ALA

Como es bien sabido en la aviación el ala es el elemento en el cual se genera la sustentación por medio de un diferencial de presiones entre la parte inferior del ala y la parte superior del ala debido a que el flujo de aire en la parte superior debe recorrer una mayor distancia que la parte inferior por lo tanto en la parte superior el aire corre con mayor velocidad que en la parte inferior lo cual da como resultado una mayor presión en la parte inferior del ala generando así la sustentación.

En la selección de un determinado tipo de ala se tienen en cuenta muchos parámetros algunos de los más importantes son la velocidad de la aeronave, el peso que pueda generar determinado tipo de configuración, la relación de coeficiente de sustentación contra coeficiente de arrastre, estabilidad y control y otros factores.

Las alas que tienen un ángulo de flechamiento pronunciado y que tienen una forma triangular son conocidas como alas delta. Este tipo de alas son usadas por lo general en aviones que desarrollan velocidades supersónicas aunque también son usadas en aviación recreativa que es el caso de los hang gliders y de los flexwing trikes.

Figura 13. Diferentes tipos de alas deltas

Fuente: ANDERSON, John. Airplane Performance. 2ed. New York: McGraw-Hill, 2001. P99

Los trikes por lo general usan alas delta del tipo simple y es el ala que se seleccionara para este proyecto ya que se ha comprobado su uso y su efectividad para este tipo de aeronaves.

Los flexwing trikes usan alas delta debido a que estas tienen una característica que las hace auto-estables esta condición la logran al usar réflex en el borde de salida, ángulo de Anhedro y ángulo de flechamiento. Esto a su vez evita la incorporación de sistemas de control como lo son los alerones, estabilizador vertical y horizontal lo cual reduce la cantidad de partes lo cual se traduce en menos peso, menos partes que deben ser inspeccionadas y reducción de costos en el mantenimiento.

En el análisis de este tipo de alas hay que tener en cuenta una serie de diferencias que tienen respecto a las alas convencionales en cuanto al cálculo de sus parámetros geométricos principales.

Por ejemplo la relación de aspecto es:

2 *b 4 A = → A = 1212. l tan Λ

Donde b = envergadura y l = la distancia del borde de ataque al de salida.

La cuerda media geométrica (M.G.C) se halla al tomar la distancia “l” y dividirla entre 2. l M .G.C = 1313. 2

12 Hoerner, Sighard. Fluid Dynamic lift: New Jersey, Liselotte A Hoerner, 1985. P. 181. 13 Ibid,. P. 181

La cuerda media aerodinámica (M.A.C) se halla al multiplicar la distancia “l” por dos y dividirla entre 3. 2*l M.A.C = 1414. 3

Este está ubicado a un tercio de la distancia entre la cuerda en la raíz y la cuerda de la punta. La distancia debe ser tomada desde la cuerda en la raíz.

Una característica que debe tener el ala de un flexwing trike al igual que las alas volantes es que esta debe tener un coeficiente de momento positivo. Para lograr esta condición se debe variar la geometría del ala, como lo son variar el ángulo de flechamiento del ala e introducir un ángulo de twist negativo, con esto se logra que las puntas del ala no entren en pérdida y no se pierda estabilidad longitudinal y se cumple con el requerimiento que deben tener las alas volantes de tener un coeficiente de momento positivo.

Para hacer un estimativo de la cantidad de ángulo de twist negativo que necesita el ala se optó por utilizar la teoría de Culver15 para determinar el ángulo de twist negativo más adecuado. Esta teoría indica el ángulo de twist negativo más adecuado a utilizar con la siguiente ecuación matemática.

       1   1  ε = CL * C *π *1− * Λ +  π  2  A 1  2*  15.   2    1+     A  

14 Ibid,. P. 181 15 http://www.b2streamlines.com/Culver.html, consultado [09/09/2008: 16:59].

Para determinar la cantidad de ángulo de flechamiento se optó por usar valores que son usados por lo general en este tipo de alas. Al analizar alas de trikes ya diseñados y construidos se encontró que el valor más utilizado es de 30 grados medido desde el eje horizontal hasta el borde de ataque.

Al calcular la relación de aspecto usando el ángulo de flechamiento se procede a estimar una envergadura adecuada lo cual se hizo utilizando los valores de la recolección de datos y se procedió a seleccionar una envergadura. Con esta envergadura y la relación de aspecto se procedió a calcular la cuerda del ala en la raíz.

Al hacer los cálculos respectivos de lo anteriormente expuesto se obtuvo los siguientes resultados los cuales definen la geometría básica del ala.

Tabla 8. Geometría del ala valores en metros. Relación de aspecto 6.92 M.G.C 1.408 mts M.A.C 1.877 mts

Λ 30º

ε 18º

B 10.34 mts L 2.816 mts

Figura 14. Geometría del ala

Otro punto importante que se debe tener en cuenta en este tipo de alas es la generación de sustentación en el ala la cual difiere un poco respecto a las alas convencionales. El flujo de aire sobre las alas delta de baja relación de aspecto es diferente al de las alas rectas o alas con relación de aspecto alto y un flechamiento pronunciado. La principal diferencia se da en los bordes de ataque de este tipo de alas ya que en ellos se forma unos vórtices los cuales a diferencia de las alas convencionales son beneficiosos para la generación de sustentación. Estos vórtices son fuertes y generalmente son estables. La forma en la cual estos vórtices generan más sustentación es sencilla, estos vórtices generan menos presión en la parte superior del ala comparado a un ala que no los tenga por lo tanto en la parte inferior del ala habrá una mayor presión comparado a alas convencionales. La porción de sustentación generada por estos vórtices es llamada sustentación de vorticidad.

Figura 15. Vorticidad que genera sustentación.

Fuente: Fuente: ANDERSON, John. Airplane Performance. 2ed. New York: McGraw-Hill, 2001. P99

Esta sustentación por vorticidad cambia un poco lo que se aplica al diseño preliminar de alas para aeronaves ya que por lo general se asume que el ala tendrá un coeficiente de sustentación menor al del perfil lo cual es opuesto en las alas delta ya que estas generaran más sustentación que el perfil debido a lo anteriormente expuesto. Otro punto importante que debe ser mencionado en cuanto a la generación de sustentación en las alas delta es el ángulo en el cual estas entran en pérdida, a diferencia de las alas convencionales que entran en pérdida habitualmente entre los 15 a los 17 grados, las alas delta tienen ángulos de entrada en pérdida que oscilan entre 30 grados a 35 grados esto también se debe a los vórtices que se generan en este tipo de alas. Al tener ángulos de pérdida tan altos indica que la sustentación que genera este tipo de alas es alta respecto a alas convencionales. Por las razones anteriormente expuestas se utilizan alas delta flexible en este tipo de aeronave.

4.6 AERODINÁMICA DEL ALA.

4.6.1 Coeficiente de sustentación (lift) para alas convencionales. Por lo expuesto anteriormente se puede indicar que los conceptos que se utilizan para el estudio de aeronaves convencionales no puedan dar el resultado más óptimo sabiendo los fenómenos que en estas alas pueden ocurrir, lo cual ocurren datos diferentes respecto a aeronaves convencionales.

Con el fin de hallar la pendiente del ala se basó en la teoría que presenta John Anderson para alas que contiene un flechamiento muy grande y que trabajan a bajo número Reynolds o velocidades subsónicas y es la siguiente:

a cosΛ = 0 acomp 16 − 2 2 Λ+[]()()Λ π 2 +()()Λ π 16. 1 M∞ cos a0 cos / AR a0 cos / AR

En donde Λ es el ángulo de flechamiento que contiene el ala desde el borde de ataque hasta la línea de horizonte; con esta ecuación se puede hallar la pendiente del ala pero será imposible encontrar cuando entra en pérdida dicha ala. Sabiendo que la pendiente puede ser mayor que el resultado de esta fórmula debido a que en ella no tiene en cuenta la sustentación debido a los vortex generados en las alas deltas, se puede encontrar el máximo coeficiente de lift del ala teniendo en cuenta que las alas de esta configuración entran en pérdida a ángulos de ataque de 30 a 34 grados. Y se podrá afirmar que el ala entrará en pérdida a unos 34 grados sabiendo además que al aplicar esta ecuación no se tiene en cuenta la sustentación debido a la vorticidad. En la gráfica 16 experimentamos la utilización de los criterios anteriormente expuestos donde obtenemos lo siguiente:

16 ANDERSON, John. Aircraft Performance and design. Boston, WCB McGrawHill, 1999. P92.

Figura 16. Pendiente del coeficiente de sustentación versus el ángulo de ataque analizado como ala convencional utilizando la ecuación 16.

Al analizar, se puede encontrar un coeficiente de sustentación superior a 2.2 a ángulos de ataque superiores a 28 y así se validará el cumplimiento de la misión respecto a la velocidad de pérdida. Además estos datos encontrados son totalmente ciertos ya que se encontró que la pendiente de una delta es mayor a la de alas convencionales cuando se tienen relaciones de aspecto grandes y ángulos de flechamientos pronunciados.

Al ver que los datos arrojados por las ecuaciones que se aplican a alas normales no era el más aceptable, se volvió a calcular el coeficiente de sustentación tomando la teoría que utilizan NICKEL y WOHLFAHRT en el libro “tailless aircraft in theory and practice” que describe el comportamiento de las alas volantes y en donde por medio de integrales describen mejor el comportamiento de los vórtices en el ala para poder hallar los coeficiente más relevantes para el diseño de las alas como lo son coeficiente de sustentación y coeficiente de momento.

Para poder tener un mejor entendimiento de las integrales a utilizar se debe describir la geometría teniendo en cuenta el cambio de la cuerda a lo largo de la envergadura. Para poder analizar el ala esta se divide en dos sectores donde cada sector lo describe una ecuación. La cual se presenta a continuación en el siguiente cuadro.

Tabla 9. Ecuaciones que describen la geometría del ala Sector Ecuación 1 Cuerda y= 0.5774x 1 Cuerda a un 1/4 y= 0.43305x 2 Cuerda y= -0.5774x + 5.632 2 Cuerda a un 1/4 y= -0.43305x + 4.224

Figura 17. Geometría que describe el ala con sus respectivas ecuaciones.

4.6.2 Distribución de la sustentación a lo largo de ala. Para poder hallar la distribución de sustentación a lo largo de la envergadura se debe calcular la distribución básica y la distribución adicional. Para la interpretación descrita en el estudio llevado a cabo será dado como la distribución básica aquella que es dada por la geometría del ala y la adicional que es la dada por la torsión del ala (twist). Dados a entender los dos conceptos se tiene que la distribución de sustentación es la siguiente:

dcL C(x) D = * *α | 17.17 basica dα M.C.G.

C(x) D = C (x *) 18.18 adicional L 0 M.C.G. Donde la pendiente y la variación del coeficiente de sustentación Clo (x) es definido como la variación del coeficiente de sustentación a lo largo de la envergadura en cada uno de los puntos donde la cuerda media geométrica se encuentra en una inclinación de 0 grados y C(x) es la variación de la cuerda a lo largo de la envergadura del ala. El siguiente análisis se realizó para la parte izquierda del ala ya que debido a su geometría simétrica; el comportamiento de una parte es igual a la del otro lado.

17 NICKEL y WOHLFAHRT, Tailless aircraft in theory and practice: Inglaterra. ButterworthHeinemann. P 48. 18 Ibid. P 48

Figura 18. Distribución básica del ala izquierda a diferentes ángulos de ataque.

Para encontrar la distribución debido al ángulo de torsión se debe tener en cuenta que la cuerda media geometría del ala estará a una inclinación de cero grados y que así varía respectivamente a lo largo de la envergadura para finalmente obtener una gráfica como la siguiente. (Ver figura 19)

Figura 19. Distribución adicional del ala debido al ángulo de torsión.

Esta distribución se realiza a una sustentación que sea igual a cero, es decir, que el área bajo la curva de la parte izquierda como de la derecha se contrarrestara dando así una sustentación cero para ese instante esto se logra modificando el ángulo de incidencia del ala, lo cual sería lo ideal para sumar las dos distribuciones en el ala, ya que al no haber diferencia de presiones se asume que no existe vorticidad en las puntas y por lo tanto la velocidad inducida también es igual a cero, y debido a esto se pueden despreciar los efectos asociados con el fenómeno de la vorticidad.

Figura 20. Distribución debido a la torsión generando una sustentación de cero.

Para poder encontrar la distribución total de sustentación es necesario sumar las dos distribuciones tanto la básica como la adicional. Esto se puede analizar en la siguiente gráfica donde a bajos ángulos de ataque el ala experimenta una sustentación negativa esto es debido a la torsión (twist) que presenta el ala a lo largo de la envergadura. A medida que el ángulo de ataque se incrementa desaparece la distribución negativa y la función se convierte más lineal esto es debido a la geometría del ala.

Figura 21. Distribución total del ala a lo largo de la envergadura parte izquierda del ala a diferentes ángulos de ataque.

Con esta distribución de sustentación total se puede hallar el coeficiente de sustentación local, si se multiplica por el M.C.G. y se divide en cada sector por el tamaño de la cuerda y se halla el área bajo la curva que en este caso representa el coeficiente de sustentación para cada ángulo determinado, y se encuentra cuanta sustentación se está generando para cada ángulo de ataque.

Figura 22. Coeficiente de Sustentación generada a un ángulo de 5 grados.

Al calcular el área bajo la curva se tiene como resultado el valor de 0.70 que será un valor aproximado al coeficiente sustentación que será un estimativo para poder comparar los resultados con las siguiente teoría de alas delta.

4.6.3 Coeficiente de sustentación (lift) para alas volantes (teoría de Prandtl Lifting line). Para hallar un coeficiente de sustentación para alas deltas se recurrió a las siguientes fórmulas que son tomadas de la teoría de Prandtl Lifting line, en donde con estas ecuaciones se puede hallar la pendiente de coeficiente de sustentación mas no se puede encontrar la pérdida que se da debido al desprendimiento de la capa límite:

1 b 2/ dC dC / dα = l (x) ⋅l(x)dx L ∫ α 19.19 S −b 2/ d 1 b 2/ C = dC (x) ⋅l(x)dx L0 ∫ lo 20.20 S −b 2/ Estas dos funciones determinan el coeficiente de sustentación, nótese que estas fórmulas tienen en cuenta la geometría del ala, ya que “L(x)” es el cambio que tiene la cuerda a lo largo de la envergadura teniendo en cuenta que el ala está dada por dos ecuaciones los límites de la integral irán el primer sector de –b/2 hasta 0 y el segundo sector estará delimitada de 0 hasta b/2 y la suma de las dos dará la respectiva pendiente y Coeficiente de sustentación a 0 grados.

Figura 23. Comparación de pendientes de teoría alas deltas y teoría de alas convencionales.

19Ibid. P 46 20 Ibid. P 46

En esta ecuación se halló una pendiente de 5.928 y el coeficiente de sustentación a cero grados es de 0.112 lo que es un valor demasiado grande, a pesar que tiene en cuenta la geometría del ala a lo largo de la envergadura. Al llegar hacer una comparación entre la pendiente hallada con fórmulas convencionales para todo tipo de aeronaves y comparado con las dadas anteriormente se encuentra lo siguiente:

• El coeficiente de sustentación del ala a cero grados es diferente, dado que el ala no podrá generar el mismo coeficiente de sustentación que el perfil.

• La pendiente del ala debe ser muy aproximada pero no mayor a la del perfil. Está pendiente más pronunciada se debe a los vórtices de sustentación que se generan en las alas deltas y que será sustentado en la siguiente gráfica.

• La pérdida no se podrá mostrar, ya que las fórmulas no tienen en cuenta la viscosidad del aire. Pero dado lo anterior la pérdida se puede dar a ángulos superiores a los que entra el perfil debido a la sustentación debido a los vórtices que también será demostrado en la siguiente gráfica.

Figura 24. Comparación entre alas convencionales y alas delta

Fuente: Fuente: ANDERSON, John. Airplane Performance. 2ed. New York: McGraw-Hill, 2001. P101

Esta función sirve para poder hallar el coeficiente de sustentación a diferentes ángulos de ataque. Nótese que el ángulo alfa dentro de la ecuación tendrá que ser remplazado por el ángulo de ataque al que desea analizar el ala.

dC C = L ⋅α + C L dα L0 21.

Para el manejo de esta ecuación se recomienda manejar los grados en radianes, ya que la pendiente encontrada anteriormente está dada en uno sobre radianes. El

66 coeficiente se sustentación para 5 grados da un valor de 0.64 lo cual es muy aproximado al coeficiente sustentación hallado por la fórmulas de distribución de sustentación local.

Dado lo anterior se comprobaran las 2 teorías para hallar las pendientes utilizando datos experimentales de la pendiente de un ala encontrado en el estudio de un papers de la Nasa donde se mostrará cual de las 2 teorías es más conveniente para hallar la pendiente de sustentación de ala.

Figura 25. Pendiente de sustentación de datos experimentales de la nasa.

Fuente: Paper de la NASA, flight characteristics at low speed of delta-wing models. S.P.I, P68

Para poder entender la mejor forma de analizar el ala se utilizó el papers FLIGHT CARATERISTICS AT LOW SPEED OF DELTA-WING MODELS y se utilizaron las

2 teorías para ver cual se aproxima más. Al graficar las pendientes se encontraron lo siguiente.

Figura 26. Validación de las teorías de pendientes de sustentación con papers de la Nasa sobre alas delta.

Al ver lo anterior se puede mostrar que la mejor teoría que representa la pendiente de sustentación, es la teoría de alas con flechamiento o alas delta que presenta John Anderson en su libro “Airplane Design And Performance” que se mostró anteriormente en la ecuación 16 y es la que más se aproxima al estudio de las alas delta. Y será la que utilizará en el desarrollo de este proyecto.

4.6.4 Coeficientes de momento. Para hallar el coeficiente de momento total que tiene el ala hay que tener en cuenta que está representado por la suma de dos momentos, el primero es el momento que se genera debido a las características del perfil, el segundo es el que es debido a la geometría del ala que en este caso es dado por el gran flechamiento del ala y por el ángulo de torsión que tiene el ala. Realmente no es necesario que el perfil tenga un coeficiente de momento positivo ya que debido a la geometría del ala se puede variar y así conseguir que el ala

68 tenga un coeficiente de momento positivo, que servirá para la estabilidad del ala. Todo lo anterior está definido por las siguientes ecuaciones:

= + CM CM P CM w 2221.

b 2/ 1 2 CM = Cm (x) ⋅l (x)dx 22 P ⋅ ∫ 0 23 . S M.C.G −b 2/ 1 b 2/ CM = − Cl (x) ⋅l(x) ⋅ h(x)dx 23 w ⋅ ∫ 0 24 . S M.C.G −b 2/

Para el análisis de estas tres ecuaciones hay que tener en cuenta que Cm0 en la ecuación 23 sale de la integral debido a que es una constante ya que el ala cuenta con twist geométrico, y para la ecuación 24 el valor Cl0 sale de la integral debido a que es el coeficiente de sustentación cuando el ángulo de ataque es igual a cero grados y como solo se maneja un mismo perfil en todo el ala entonces es una constante que sale de la integral. La función h(x) está definida por la variación del centro aerodinámico local a lo largo de la envergadura. Al resolver estas ecuaciones se obtuvieron los siguientes resultados.

Tabla 10. Coeficiente de momento hallado para el ala. CMp 0,016

CMw 0,169

CM 0,152 Estos coeficientes de momento son de gran importancia ya que ellos determinaran un factor muy importante en toda aeronave que es la estabilidad y

21Ibid. P 45 22 Ibid. P 45 23 Ibid. P 45

69 control. Como se puede notar el coeficiente de momento es positivo lo cual es necesario en las aeronaves que no tienen cola, para este caso ya que es una aeronave del tipo pendular.

Para calcular el punto neutral del ala donde generalmente ocurren los momentos de esta se resolvió la siguiente ecuación.

b / 2 dC l (x) ⋅ l(x) ⋅ h(x)dx ∫ dα = −b / 2 N p b / 2 dC 25.24 l (x) ⋅ l(x)dx ∫ α −b / 2 d

Teniendo en cuenta que la variación de las pendientes de sustentación es dC constante, debido a que l (x) son pendientes que se tienen en cuenta si el twist dα del ala es aerodinámico; dado que el ala solo tiene twist geométrico ese valor sale de la integral como una constante. La ecuación que representa h(x) es la línea que pasa por un cuarto de la cuerda a lo largo de la envergadura. Este punto neutral se encuentra a 0.94 metros del borde de salida del ala hacia el centro del ala justo en la cuerda en la raíz del ala. Este valor al igual que el valor de los momentos en el ala tiene una gran inferencia en la estabilidad y control de la aeronave.

4.6.5 Coeficiente de resistencia al avance (drag). El drag o resistencia al avance es la fuerza que se opone al movimiento de la aeronave, esta se pueden encontrar de dos tipos; una es la resistencia al avance parásita y la otra resistencia al avance inducida donde estas ocurren para todo tipo de aeronave incluyendo los flexwing trike. Hacer una buena estimación de este parámetro es esencial para una correcta estimación del desempeño de una aeronave.

24 Ibid. P 45

Para esto primero se debe analizar la forma en la cual se presenta el drag en este tipo de aeronaves. El drag inducido se presenta en los elementos que generan sustentación en este caso solo será el ala del trike.

El drag parásito el cual se presenta debido a la forma natural de los elementos se puede encontrar tanto en el ala como en el fuselaje, esto debido a que el sistema de control que usa el trike es un sistema pendular que mantiene el trike en un mismo ángulo de ataque lo que varia es el ángulo del ala por lo tanto el trike solo genera drag parásito. Para la estimación de este parámetro se analizo por separado con las siguientes fórmulas matemáticas.

Para la estimación del drag en el ala se utilizaron las siguientes ecuaciones: Coeficiente de drag del ala

= + 25 CDWing CD OW CD LW 26.

Coeficiente de drag del ala debido a la sustentación se determina por la siguiente ecuación:

= CL 26 CDLW π * A*e 27.

Donde “e” es factor de eficiencia de Oswald`s, para este tipo de ala se puede tomar de la siguiente gráfica considerando que el taper para un ala delta es de cero o muy cercano a cero. El factor se define por la siguiente ecuación: 1 e = 27 1+ d 28.

25 ANDERSON, John. Aircraft Performance and design: Boston,WCB McGrawHill. P272 26 ROSKAM, Jam. Airplane design Tomo IV: Lawrence, Design analysis and research corporation, 2004. P68

Donde “d” se puede hallar en la gráfica siguiente donde esta función está dada por el la relación de aspecto y la relación cuerdas del ala analizar.

Figura 27. Factor de drag inducido versus la relación de cuerdas para alas con diferentes relaciones de aspecto.

Fuente: ANDERSON, John. Airplane Performance. 2ed. New York: McGraw-Hill, 2001. P110.

De acuerdo a la tabla anterior el factor “d” tiene un valor de 0.11. Al reemplazar este valor en la ecuación de eficiencia de Oswald este tiene un valor de 0.90 para el ala y tomando este valor se puede hallar para cada ángulo de ataque un coeficiente de resistencia al avance inducido remplazando todos estos valores en la ecuación 27:

27 ANDERSON, John. Op. cit.,P`56

Tabla 11. Drag inducido a diferentes ángulos de ataque alfa Cd -5 0,0083 0 0,00065 5 0,02030 10 0,06733 15 0,14174 20 0,24352 25 0,37267 30 0,52919 35 0,71309

Para calcular el Coeficiente de resistencia al avance parásito del ala es necesario tener en cuenta algunos valores para poder resolver la siguiente ecuación

 4   t  t   SwetW = * * * 1+L′* +100*  * 28 CDOW RWF RLS CfW   29.  c c  S

• Rwf es el factor de interferencia ala fuselaje como es un ala volante este valor es 1.

• RLS es un factor de corrección debido a la sustentación el cual tiene un valor de 1.03. Este factor fue tomado del procedimiento de Jam Roskam29.

• Cfw es el coeficiente de fricción del ala debido al material de esta y el número Reynolds al cual vuela la aeronave y tiene un valor de 0.0036.

• L’ es el parámetro de ubicación del máximo espesor en el perfil, según los cálculos correspondientes tiene un valor es de 1.2 el cual se usa cuando la

28 ROSKAM, Jam. Op.cit, P100. 29 Ibid, Tomo VI capitulo 24 pag 23

relación (t/c)max esta ubicada después del 30% de la cuerda del perfil que es este caso. Este factor es tomado del procedimiento de Jam Roskam30.

El coeficiente de resistencia al avance parásito para el ala tiene un valor de 0.008.

Adicionalmente se calcularon valores para poder medir la eficiencia del ala. La ecuación que muestra la máxima eficiencia del ala es descrita por:

(L/ D) = 5.0 MAX  CD  /1 2 30.31  0  π ⋅e⋅ A

Realizando los cálculos correspondientes para encontrar la eficiencia máxima que tendrá el ala es de 24.48, también es de igual importancia encontrar el CL cuando la eficiencia es la máxima y el ángulo de ataque que debe tener el ala para que esto se cumpla; esto se describe con la siguiente ecuación:

/1 2 CL() = (CD ⋅π ⋅ e ⋅ A) 32 L / D MAX 0 31.

El CL cuando la eficiencia máxima se logra a un ángulo de 3 grados generando un coeficiente de sustentación de 0.40 este análisis esta dado para solamente para el ala.

30 Ibid, Tomo VI capitulo 24 pag 23 31Ibid,Tomo VI 32 Ibid, Tomo VI

4.7 ANÁLISIS DEL ALA EN FLUJO COMPUTACIONAL AVL

Para el análisis del ala se optó por usar software especializado lo cual es muy común en cualquier diseño de aeronave ya que esto ahorra tiempo y dinero. Así como se uso XFOIL para el análisis y selección del perfil, se usará AVL para el análisis del ala. Este software es del mismo creador de XFOIL por lo tanto es un software confiable para el análisis de todo tipo de alas, los resultados pueden ser consultados con mayor detalle en el anexo (E).

4.7.1 Validación del programa AVL. Primero que todo se optó por validar los datos obtenidos por el software para lo cual se usaron datos experimentales de el paper de la NASA “flight characteristics at low speed of delta-wing models”33. Con esta validación lo que se busca es acomodar las diferentes variables que el programa necesita para obtener los resultados lo más confiable posible. El procedimiento básicamente es introducir los parámetros con los cuales fueron hechas las pruebas experimentales del paper de la NASA en el software AVL para tratar de obtener tendencias iguales o muy cercanas a las que fueron obtenidas por la NASA.

En las pruebas experimentales del paper “flight characteristics at low speed of delta-wing models” usaron un modelo el cual tenía un ángulo de flechamiento de 53 grados y tenía un perfil simétrico NACA 0012, como es bien sabido al usar un perfil simétrico en un plano el coeficiente de momento de este será muy cercano a cero y sus características de sustentación (lift) vs arrastre (drag) serán relativamente pobres desde un punto de vista aerodinámico.

El número de Reynolds que utiliza este modelo es de máximo 1,156,000 lo cual es un poco distante respecto al número de Reynolds del trike pero fue lo más cercano que se pudo encontrar ya que por lo general este tipo de alas se utilizan

33 http://ntrs.nasa.gov/search.jsp?N=4294755532, consultado [15/09/2008: 15:45]

75 para régimen supersónico por lo tanto la información que se encuentra es poca. Este modelo cuenta con alerones y se hicieron análisis con alerones en diferentes ángulos de deflexión, incluyendo en cero grados lo cual indica que el modelo sirve para las pruebas de validación del ala.

Figura 28. Gráfica experimental NASA a cero grados; la gráfica usa forma de circulo para cero grados.

Fuente: Paper de la NASA, flight characteristics at low speed of delta-wing models. S.P.I, P68

Utilizando estas dimensiones con unas condiciones que el programa exigía se procedió a verificar los datos experimentales en el software AVL. Esta es la forma

76 del ala introducida en el software conocido como AVL en este software se vario el enmallado para así lograr los resultados más acertados.

Figura 29. Modelación en flujo computacional del ala que se va a validar en AVL.

Fuente: software AVL. Versión 3.15, licencia de uso público.

Los resultados de coeficiente de sustentación, arrastre y momento fueron tomados del programa y fueron graficados en Excel para así poder hacer la comparación con los datos experimentales de la NASA.

Figura 30. Datos dados por el programa de flujo computacional del ala que se va a validar.

Figura 31. Comparación del coeficiente de sustentación de la validación y el del papers de la NASA.

Como se puede observar los datos son muy cercanos en su tendencia pero siempre el resultado de la sustentación sera menor esto se debe a que el programa AVL no tiene en cuenta la viscosidad por lo tanto la sustentación es menor en el análisis. Esta condición hace difícil predecir la verdadera sustentación que arroja el ala delta ya que la sustentación por vorticidad depende de la viscosidad por lo tanto esta nunca se formará ni será analisada por el software AVL.

4.7.2 Análisis del ala en flujo computacional AVL. Al analisar este tipo de alas con este tipo de software hace difícil predecir el ángulo en cual el ala entrará en pérdida ya que como se mensionó el software no tiene en cuenta la viscosidad por lo tanto nunca se observa el punto de desprendimiento de la capa límite, esto se puede observar en la gráfica de validación donde la línea de tendencia de las gráficas experimentales muestra el ángulo de entrada en pérdida del ala mientras que la línea de tendencia generada por el software permanece constante sin gráficar la pérdida esto se debe a lo anteriormente expuesto.

Predecir el coeficiente de drag en este tipo de alas por medio de software es muy complicado los resultados de este parametro no son confiables de hecho en tesis realizadas con anterioridad34 y usando programas como Fluent el cual si cuenta con viscosidad los datos teóricos y los experimentales difieren bastante por lo tanto se optó solo por comparar el coeficiente de momento y el coeficiente de sustentacion.

4.7.3 Comparación entre flujo computacional y el análisis teórico. Para realizar el análisis computacional se optó por insertar las mismas caracterisitcas de flujo que se utilizó para la validación de los datos experimentales del paper. Como es bien sabido estos datos varían un poco respecto al comportamiento real del ala debido a que el software no tiene viscocidad. El perfil que se utilizó fue el

34 ROZO, Cesar. Diseño detallado de un hang glider clase I de alto rendimiento

NACA 1408, que ya fue validado en flujo computacional y que se desmostro que los resultados son muy parecidos a los experimentales. Las dimensiones del ala que se utilizaron fueron hechas a escala 1:1 para que los resultados arrojados por AVL fueran lo mas cercano posible al comportamiento del ala. En estos datos se tuvo en cuenta el angulo de dihedro y hay que resaltar que el programa entrega resultados de estabilidad.

El enmallado que se utilizó para el ala de la aeronave fue el mismo de la validación, la gráfica a continuación muestra el ala que se modelo para el estudio.

Figura 32. Modelación del ala en flujo computacional.

Fuente: software AVL. Versión 3.15, licencia de uso público.

Los resultados que se obtubieron despues del análisis fueron tabulados en Excel para un mejor entedimiento y poder encontrar la pendiente de la sustentacion y los momentos generados en el ala.

Tabla 12. Datos generados por AVL ALFA CL CD CM L/D 0 0,06033 0,0129 0,02593 4,67674419 1 0,13287 0,01365 0,03648 9,73406593 2 0,20522 0,01488 0,04686 13,7916667 3 0,27732 0,01657 0,05706 16,7362704 4 0,34914 0,01871 0,06706 18,6606093 5 0,42062 0,0213 0,07685 19,7474178 6 0,49172 0,02431 0,08642 20,2270671 7 0,56239 0,02774 0,09575 20,2736121 8 0,6326 0,03156 0,10485 20,0443599 9 0,70231 0,03577 0,11368 19,6340509 10 0,77146 0,04034 0,12226 19,1239465 11 0,84002 0,04525 0,13055 18,5639779 12 0,90796 0,05048 0,13856 17,9865293 13 0,97523 0,05601 0,14627 17,4117122 14 1,04180 0,06182 0,15367 16,8521514 15 1,10763 0,06789 0,16077 16,3150685 16 1,17269 0,07419 0,16753 15,8065777 17 1,23695 0,08069 0,17397 15,3296567 18 1,30038 0,08737 0,18007 14,8835985 19 1,36294 0,09421 0,18581 14,4670417 20 1,42461 0,10117 0,19121 14,0813482 21 1,48537 0,10824 0,19624 13,7229305 22 1,54519 0,11537 0,20091 13,3933432 23 1,60404 0,12255 0,20521 13,0888617 24 1,66191 0,12975 0,20913 12,8085549 25 1,71877 0,13694 0,21266 12,5512633 26 1,77461 0,14408 0,21581 12,3168379 27 1,82942 0,15116 0,21857 12,1025404 28 1,88317 0,15814 0,22093 11,9082459 29 1,93585 0,165 0,2229 11,7324242 30 1,98746 0,1717 0,22447 11,5751893 31 2,03798 0,17823 0,22564 11,4345509 32 2,08741 0,18455 0,2264 11,3108101 33 2,13573 0,19063 0,22677 11,2035356 34 2,18295 0,19646 0,22672 11,1114222 35 2,22907 0,202 0,22628 11,035 Fuente: software AVL. Versión 3.15, licencia de uso público.

Figura 33. Pendiente y coeficiente de momento obtenidos en flujo computacional a diferentes ángulos de ataque.

4.7.4 Comparación de resultados aerodinámicos. Al analizar se encontró que se tiene un coeficiente de sustentación a 0 grados de 0.060 y un coeficiente de momento a 0 grados de -0.025. Cabe notar que el coeficiente de momento que se halló no se tuvo en cuenta el twist del ala ya que se requería un conocimiento avanzado sobre el software.

Al comparar las gráficas se encuentra que: • Solo en el análisis de las alas delta se tuvo en cuenta un valor más aproximado por la sustentación adicional que se da debido a los vórtices ver figura 22.

• La sustentación cuando el ángulo de ataque es cero es muy parecida en todos los análisis y se puede decir que esto depende totalmente del perfil que se utilice.

• El software no maneja viscosidad debido a esto la pérdida del ala no se puede predecir.

• Las tres pendientes halladas para cada uno de los análisis son menores que la del perfil y teóricamente tiene que suceder de esa manera.

Figura 34. Comparación resultados teóricos y resultados computacional

4.8 DINÁMICA DE VUELO

4.8.1 Estabilidad longitudinal. Para la estabilidad de la aeronave es necesario determinar el centro de gravedad respecto al punto neutro del ala y como se desplaza a distintos ángulos de ataque de la aeronave. El centro de gravedad del trike estará ubicado en el punto de sujeción al ala, este en comparación a

83 aeronaves convencionales se moverá constantemente de forma notoria durante las fases de vuelo, lo más importante es que durante el aterrizaje el centro de gravedad esté dispuesto de tal forma que el trike aterrice con el tren principal y con el tren de nariz. Aparte de lo anteriormente expuesto el centro de gravedad del fuselaje no es relevante estabilidad longitudinal del trike.

Al hallar el coeficiente de momento de la aeronave se busco que fuera positivo para cero grados y que tuviera una pendiente negativa con el fin que la aeronave siempre fuera estable; por lo tanto la siguiente gráfica muestra la región de operación normal de la aeronave.

Figura 35. Área de región de la aeronave

Fuente: GRATTON, Guy. The weightshift-controlled microlight aeroplane paper. S.P.I, P7

Anteriormente se pudo demostrar que para el ala el coeficiente de momento es positivo y con una pendiente negativa, esto se alcanzó gracias a la torsión y el flechamiento del ala ya que el perfil por sí solo no tenía un coeficiente de momento que cumpliera con estas características.

Además se debe garantizar que si se varía el ángulo de ataque al máximo, la pendiente resultante debe ser negativa de no ser el ala es inestable y es una condición de riesgo para la aeronave y por lo tanto el máximo desplazamiento que puede tener el centro de gravedad es estar ubicado en el mismo punto que está ubicado el punto neutro, porque si el centro de gravedad se desplaza por detrás del punto neutro la pendiente pasaría a ser positiva y es un riesgo critico para la aeronave.

Debido a esto los movimientos que pueda tener el trike se restringe para evitar que se presente una situación insegura durante el vuelo. Para poder hallar la condición máxima a la que se puede desplazar el centro de gravedad se realiza la siguiente ecuación:

− dCL  h hn  CM = C + α  35 M 0 dα  M.G.C  31.

Donde CM0 es el coeficiente que se halló para el ala; la pendiente fue encontrada debido a la sustentación, donde h es la distancia que hay del borde de ataque al centro de gravedad y hn es la distancia que hay desde el borde de ataque al punto neutro del ala, esto dos factores están dados en porcentajes de la cuerda geométrica como se muestra en la ecuación.

35 ETKIN, Bernard. Dynamics of flight: stability and control: New York, John Wiley & Son, 1996, P82.

Figura 36. Variación del coeficiente de momento a diferentes ángulos de ataque variando el centro de gravedad.

Para garantizar que el aeronave nunca entre en estado de inseguridad debido a la estabilidad longitudinal, la máxima distancia que puede haber entre el borde de ataque y el centro de gravedad del aeronave es de 1.8 metros. El trike tiene una distancia del borde de ataque al centro de gravedad de 1.3 metros puesto que no se desea que la aeronave sea tan estable para que pueda ser maniobrable fácilmente.

4.8.2 Estabilidad lateral. En los trike biplaza al ser aeronaves recreativas y el caso específico de este proyecto que aparte de lo anterior se busca que sea para aprendizaje; por lo tanto la estabilidad lateral debe ser ligeramente estable para poder realizar maniobras donde no haya un estado de inseguridad y controlabilidad media.

La estabilidad lateral busca que al producirse un movimiento de alabeo ocurra una fuerza contraria al movimiento retornado la aeronave de nuevo al punto de equilibrio. De acuerdo a lo anteriormente expuesto se evalúa la estabilidad lateral de acuerdo a la siguiente derivada de CLβ es:

CL  CL   = β + β + CLβ   *KMΛ     CL ΛC 2/  CL A

CL  ∆CL 32.36 Γ β *KM +θ *Tan * β  Γ Γ  ΛC 4/ θ   *TanΛC 4/ La derivada anterior depende de la relación de aspecto, del ángulo de flechamiento y del ángulo de dihedro, Donde:  CL   β  •   es la contribución del ángulo de flechamiento.  CL ΛC 2/

• KM Λ es la corrección de compresibilidad debido al flechamiento.

 CL   β  •   es la contribución de relación de aspecto.  CL  A

CLβ • Γ es el efecto de dihedro.

• Γ es el ángulo de dihedro.

• KM Γ es la corrección de compresibilidad debido al dihedro.

• θ es el ángulo de torsión del ala.

36 Ibid. P84.

∆CLβ • es el factor de corrección debido a la torsión del ala. θ *TanΛC 4/

Dentro de la ecuación el factor que es debido al dihedro se tomó de cero y debido a esto se puede omitir de la ecuación al realizar los cálculos; los demás datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF37.

CLβ = − ,0 000108

Otra derivada importante para la estabilidad de la aeronave es la que se debe a la resistencia de la aeronave al girar y está representada por:

β ( )  *CL K CLp = p    Γ +()∆ CLp   * * CLp 38 K β ()CL drag 33.  CL=0   p Γ=0

La derivada anterior depende de la relación de aspecto, del ángulo de flechamiento y del ángulo de dihedro, Donde:  β * CL   p  •   es el parámetro de amortiguamiento en el roll cuando el lift  K  CL = 0 es cero. ( ) CLp Γ • ()CL es el parámetro debido al efecto de dihedro. p Γ=0

• (∆CL ) p drag es el incremento en la derivada del amortiguamiento en roll debido a la resistencia al avance

37 Ibid, p 438. 38 Ibid, p 85.

• k es la relación entre la pendiente de la curva de Lift del perfil seleccionado y 2π/β, donde β es el factor de transformación de Prandtl – Glauert. Los datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF39. = − CLp ,0 0494 Para calcular el coeficiente de momento de alabeo debido a los giros direccionales, produce un momento de albeo resultante proporcional al coeficiente de sustentación original del ala y se describe como:

  ∆  ∆  = CLr + CLr Γ+ CLr θ CL.r CL*      Γ θ  CLCL=0     34.40

La derivada anterior depende de la velocidad de la aeronave y de la geometría del ala, donde:

 CLr  •   es la pendiente del momento de guiñada debido al alabeo  CL CL=0 cuando la sustentación es cero. ∆  CL r  •    Γ  es el incremento en CLr debido al dihedro. ∆  CLr  •    θ  es el incremento en CLr debido a la torsión del ala.

39 Ibid, p440. 40 Ibid, P86

Los datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF41. = − CL.r ,0 000659 4.8.3 Derivada debido al cabeceo del ala. En las aeronaves que contienen cola, el momento de cabeceo se debe a la cola, debido a esto el momento generado es despreciable pero debido a que la aeronave no tiene cola es de mayor importancia para la estabilidad de la aeronave y se calcula de la siguiente forma:

= − Λ Cmq 7.0 *CLα *cos c 4/ *   1 ()()− + − 2  A* * hnw h 2* hnw h  3 2  1  A Tan Λ  1  2  +  C 4/ +  + Λ  + Λ   A 2*cos C 4/ 24 A 6*cos C 4/  8   35.42

La derivada anterior depende de la relación de aspecto, del ángulo de flechamiento, del centro aerodinámico y del centro de gravedad. Los datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF43.

= − Cmq ,2 621286 4.8.4 Derivada debido a los efectos de la hélice. Se utiliza para calcular la derivada que ocurre con la fuerza normal debido al empuje y expresada como: ∂ C Np = f *CΥ ∂α p ψ 0 p 36.44

41 Ibid, p445. 42Ibid.,P87 43 Ibid, p448. 44 Ibid.,

El factor f p es el mismo para todas las hélices y esta dado por la función = T T 2 2 CΥ C . Y el valor de ψ 0 varía de acuerdo a la hélice y sus ρV d 45 condiciones de operación. Los datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF46. ∂C Np = .0 00000206 ∂α p 4.8.5 Estabilidad direccional. Debido a que la aeronave no tiene empenaje la estabilidad direccional no es muy maniobrable por tal motivo debe ser neutral o negativa para los movimientos del ala. Dado el momento de guiñada que se produce debido a los giros laterales es uno de los que expresa la relación directa entre la estabilidad lateral y direccional, en donde la perturbación de ellas no se produce sin afectar a la otra. Dado la anterior la derivada es:

     ∆  = − α − − α − CnP + CnP θ Cnp CLp *Tan  CLP *Tan     *  CL  =  θ   CL 0  37.47

La derivada anterior depende de la pendiente del ala, del ángulo de ataque y del coeficiente de sustentación, donde:

 CnP  •   es la pendiente del momento de guiñada debido al alabeo  CL CL=0 cuando la sustentación es cero.

45 Ibid., p 93 46 Ibid., p 490 47 Ibid., P90

 ∆Cn   P  •  θ  es el efecto debido a la torsión lineal del ala.

Los datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF48. = − Cn p .1 55483

La derivada que muestra el comportamiento de rigidez direccional es la que muestra que la aeronave después de realizar un giro direccional la aeronave por si sola debe retornar a su punto de equilibrio o posición inicial.  1 TanΛ  − c 4/ * 4Aπ πA()A+4CosΛ  1  c 4/  Cnβ = 573.  2 Λ  Λ − A− A + ()− Sen c 4/ Cos 6 h h  49  c 4/ ()Λ nw  38.  2 8Cos c 4/ A 

Otra derivada importante para el análisis es debido a la amortiguación del coeficiente de guiñada, el cual debe ser negativo, en otras palabras es la resistencia al rotar sobre su eje transversal.  Cn   Cn  =  r  2 +  r  Cnr 2 CL  CD0  CL  CD  0  39.50 La derivada anterior depende del coeficiente de sustentación y del coeficiente de resistencia al avance parásito, donde:

48 Ibid., p495 49Ibid., P92 50 Ibid.,

 Cn   r  •  CL2  es el parámetro de arrastre debido a la sustentación de amortiguamiento en la guiñada del aeronave, está en función de la relación de aspecto, el ángulo de flechamiento y la posición del centro de gravedad

 Cn   r  •   es el parámetro de amortiguamiento en la guiñada de la  CD0  aeronave, debido al arrastre.

Los datos son obtenidos a partir de gráficas estimativas experimentales de la USAF51.

Cnβ = .0 000494

4.9 DIMENCIONAMIENTO DEL FUSELAJE

Como ya se ha nombrado con anterioridad el fuselaje es de tipo tubular. Este debe estar dimensionado de tal forma que la tripulación viaje con comodidad sin afectar la destreza del piloto en el momento de realizar diferentes maniobras. En las aeronaves de tipo pendular el espacio es realmente restringido no se cuenta con una cabina como en las aeronaves convencionales. Los textos en los cuales se hace referencia al dimensionamiento de las aeronaves no aplican a este tipo de aeronaves, si se utilizara estas teorías el fuselaje sería demasiado grande respecto a aeronaves pendulares ya diseñadas y construidas.

Primero se hizo un bosquejo para ubicar los principales componentes y la posible ubicación de la tripulación lo cual se hizo teniendo como referencia imágenes de aeronaves pendulares ya diseñadas y fabricadas. A continuación se muestra este bosquejo.

51 Ibid., p496

Figura 37. Bosquejo inicial de la aeronave pendular

Este fue el bosquejo inicial el cual incluye todos los componentes del trike aunque cabe resaltar que este puede cambiar en cualquier momento.

Para hacer el dimensionamiento del fuselaje ya con sus medidas finales y su modelamiento respectivo en el software más adecuado se optó por usar como referencia las aeronaves listadas en la recolección de datos en los cuales se obtuvieron unos promedios de longitud y de altura del trike. Los datos obtenidos son los siguientes.

Tabla 13. Promedio de dimensiones principales del dimensionamiento del fuselaje PROMEDIO ALTURA 2.6m LONGITUD 2.45m

Tomando en cuenta estos promedios se modelo la estructura base en SOLID EDGE la cual se puede observar a continuación.

Figura 38. Dimensionamiento de la quilla y el monopole.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

Con los dos elementos principales dimensionados se procedió a ubicar los demás componentes de acuerdo al bosquejo realizado anteriormente pero ajustados a las dimensiones del monopole y la quilla. Varios de los elementos dimensionados y ubicados a continuación fueron hechos usando la lógica ya que como se mencionó anteriormente no hay textos que hagan referencia a como debe ser el fuselaje de una aeronave de tipo pendular. A continuación se muestra como son las dimensiones finales de la aeronave pendular.

Figura 39. Dimensionamiento total del fuselaje de la aeronave tipo pendular

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

Las dimensiones finales con sus respectivos planos están anexadas al final.

4.10 ESTIMACIÓN DEL COEFICIENTE DE RESISTENCIA AL AVANCE EN EL FUSELAJE

4.10.1 Coeficiente de resistencia parásito del fuselaje. Para la estimación del coeficiente de resistencia al avance se analizará solo el coeficiente parásito ya que el coeficiente de resistencia al avance debido a la sustentación no se tomará por que el diseño de la aeronave es de tipo pendular es decir el ala es el único

96 elemento que genera sustentación y por lo tanto el fuselaje solo se le determinará el coeficiente de resistencia al avance parásito es decir:

= CD fus CD 0FUS 40.52

Coeficiente de resistencia al avance parásito en el fuselaje esta descrito por:

        60 f  fus = * * 1+ + .0 0025* l  * Swet 0FUS wf Cf  3  CD R fus       l f   d f  S      d f    41.53

• Cffus es el coeficiente de fricción del fuselaje

• Lf longitud del fuselaje

• Df es el diámetro equivalente del fuselaje haciendo los cálculos correspondientes da un valor de 1.12.54

• SwetFUS es el área mojada del fuselaje

El coeficiente de resistencia al avance del fuselaje es aproximadamente 0.029

4.10.2 Coeficiente de resistencia al avance del tren de aterrizaje. Para determinar este coeficiente se optará por usar datos o aproximaciones hechas en diferentes textos de diseño de aeronaves de acuerdo a la configuración de tren de

52 ROSKAM, Jam. Airplane design Tomo VI: Lawrence, Design, analysis and research corporation, 2004, capitulo 4 p28 53 Ibid., p29 54 Ibid., Anexo B p525

97 aterrizaje. El análisis del coeficiente de resistencia al avance dada para un tren de aterrizaje tipo triciclo y es descrita por la ecuación:

 S  = ()()CD i + Pi*CL GEAR CDGEAR ∑  gearCL=0  S 55   42.

• CDGEAR CL=0 Es la resistencia al avance parásita del tren de aterrizaje.

• Pi Factor de variación de la resistencia al avance debido a la sustentación.

• SGEAR Es el área de referencia para el coeficiente de resistencia al avance parásita.

El CDGEAR fue encontrado haciendo los cálculos correspondientes y tiene un valor de 0.0066 para el tren de aterrizaje.

4.11 CENTROS DE GRAVEDAD

En todo tipo de aeronave la ubicación de los centros de gravedad es de gran importancia sobre todo para la estabilidad y control de la aeronave. Al determinar los centros de gravedad más trasero y más delantero se establece los límites en los cuales la aeronave es estable. Para determinar los centros de gravedad generalmente se debe usar la lógica y dependiendo de la geometría de la aeronave se puede determinar el centro de gravedad de la aeronave.

Existen numerosos textos que indican la ubicación del centro de gravedad aproximado de una aeronave convencional usando estadísticas aunque siempre se debe tener en cuenta que esta debe tener una forma convencional. En una

55 Ibid.,P230

98 aeronave convencional la información del centro de gravedad se puede hallar en el certificado tipo de la aeronave correspondiente.

En el caso de las aeronaves de tipo pendular esta información no es presentada en el certificado tipo debido a su forma de control que es en forma pendular, por lo tanto el centro de gravedad se estará moviendo continuamente durante las distintas fases de vuelo. Debido a la falta de textos que indiquen una forma de establecer los centros de gravedad como las aeronaves convencionales por medio de estadísticas, se optó por realizar esta tarea de forma gráfica, utilizando el inicial bosquejo y ubicando los centros de gravedad de acuerdo a la ubicación de los componentes en el bosquejo.

Figura 40. Ubicación preliminar de los centros de gravedad

Para la determinación del centro de gravedad solo se tuvieron en cuenta los componentes de la estructura, no se tuvo en cuenta la ubicación del centro de gravedad del ala ya que esta aeronave que es del tipo pendular “cuelga” del ala por lo tanto la ubicación del centro de gravedad en el ala no es relevante.

En cualquier tipo de aeronave incluyendo esta, se debe considerar la ubicación del centro de gravedad en los tres ejes X, Y y Z. Para hacer el cálculo de la ubicación de los centros de gravedad se usa las siguientes fórmulas.

∑W * X X = 56 CG ∑W 43.

∑W *Y Y = 57 CG ∑W 44.

∑W * Z Z = 58 CG ∑W 45.

Donde W es el peso de cada componente y X, Y y Z es la ubicación de cada componente desde un origen. La mayoría de las aeronaves son simétricas respecto al eje Y por lo tanto la ubicación del centro de gravedad respecto al eje Y estará en el origen por esta razón solo se calculará el centro de gravedad respecto al eje Z y el eje X.

56 ROSKAM, Jan, Airplane design Tomo V: Lwarence, Design analysis and research corporation, 2004, P89 57 Ibid., 58Ibid.,

100

Tabla 14. Distribución de pesos a lo largo del eje X. Componente Peso (kgs) Distancia en X (mts) Aviónica 6.8 0.45075 Piloto 100 1.115341 Pasajero 100 1.64774 Combustible 32 1.9973 Motor y hélice 62 2.51029 Estructura 51 1.58408 Tren delantero 7.3 0.05176 Tren principal 13 2.12343

X = .1 64382mts CG Tabla 15. Distribución de pesos a lo largo del eje Z. Componente Peso (kgs) Distancia en Z (mts) Aviónica 6.8 0.79562 Piloto 100 0.79562 Pasajero 100 1.02513 Combustible 32 0.79915 Motor y hélice 62 1.50887 Estructura 51 0.79708 Tren delantero 7.3 0.38956 Tren principal 13 0.30133

= X CG .0 952mts La ubicación del centro de gravedad respecto al eje Z y al eje X se muestra con una esfera de color negro en la siguiente gráfica.

101

Figura 41. Ubicación del centro de gravedad de la aeronave.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

4.12 ANÁLISIS ESTRUCTURAL DE LA AERONAVE PENDULAR

4.12.1 Estructura del fuselaje. El fuselaje en todo tipo de aeronaves es de gran importancia ya que este contiene la tripulación y por lo tanto debe estar diseñado para soportar las cargas durante varias fases de vuelo sin afectar a la tripulación. En general la estructura puede ser del tipo monocasco, semi-monocasco y tubular siendo la tipo semi-monocasco la más popular en las aeronaves convencionales. En la categoría de los ultralivianos por lo general se utiliza una estructura del tipo tubular ya que esta es más sencilla y económica respecto a las demás. Los flexwing trike por lo general están diseñados con una estructura tubular sin ningún recubrimiento en su fuselaje, esto quiere decir que el trike no tiene el elemento estructural conocido generalmente como piel en su fuselaje. Se escogió un perfil redondo debido a que este perfil ofrece ventajas tales como:

• Menor resistencia al avance respecto a otros perfiles. • Mayor momento de inercia respecto a su masa en comparación con otros perfiles.

102

• Factibilidad en la construcción; uniones entre pieza y pieza. • Estéticamente es mejor que los demás perfiles.

La estructura que es del tipo tubular y “abierta” por lo anteriormente enunciado es posible que genere más resistencia al avance lo cual hace que su desempeño sea menor al de una aeronave convencional, pero hay que resaltar que esto reduce peso, mantenimiento y además ofrece una gran simpleza a la hora de armar y desarmar el trike con lo cual se reducen los problemas durante las inspecciones y ahorra dinero.

Hay trikes que utilizan materiales compuestos como la fibra de carbono como material para la estructura y este ofrece un muy bajo peso con una resistencia mucho más alta que el aluminio aunque es mucho más costoso y este requiere de pruebas especializadas para su mantenimiento lo cual incrementa los costos. En este proyecto por efectos de economía y de simplicidad en el diseño solo se optará por utilizar aluminio en sus tubos principales y acero en las juntas y componentes que lo requieran, las propiedades de los materiales que se deben usar para la construcción del trike pueden ser consultados en el anexo (F). La estructura del trike se compone de dos elementos principales los cuales son el Monopole que es algo así como un mástil y un tubo horizontal el cual va unido al Monopole en su parte inferior lo que es conocido como la quilla del trike. Hay un tercer elemento el cual se encarga de unir el monopole y la quilla, conocido como front strut este elemento es de fácil remoción esto con el fin de hacer más fácil el desarme del trike.

Al analizar cualquier tipo de aeronave incluyendo las aeronaves de tipo pendular se debe tomar en cuenta las cargas provenientes de la planta motriz, aterrizaje, despegue, las cargas durante una maniobra y las cargas de ráfaga como las cargas principales. Aunque en las aeronaves convencionales se analizan cargas de taxeo, presurización y gateo entre otras al ser esta una aeronave pendular este

103 tipo de cargas no se tendrán en cuenta. Las cargas anteriormente mencionadas pueden venir en forma de fuerzas normales a tensión o compresión, fuerzas cortantes, momentos deflectores o torsores.

4.12.2 Estimación de los factores de carga para aeronaves tipo pendular. Antes de utilizar cualquier factor de carga que sugiera la norma se deberá calcular los factores que realmente van a soportar la aeronave, ya que si la aeronave debido a cualquier acrobacia que pueda tener excede los límites permisibles, deberá garantizar la seguridad y la integridad de la aeronave y de sus ocupantes.

Para calcular el coeficiente máximo que puede soportar la aeronave es necesario plantear que las condiciones más críticas que pueda estar la aeronave son las de un baqueo muy pronunciado o en estado de pull-up y pull-down. Para poder analizar esto más a fondo se analizará en el capítulo de performance donde se discute cómo se involucra el factor de carga con las acrobacias que pueda realizar la aeronave en vuelo. Lo único que se hallará es el factor de carga que soportara la aeronave en condiciones normales y el máximo factor de carga que se podrá experimentar.

  2/1  ρ 2   = 5.0 * *V∞  T − ρ 2 CDo  n   5.0 *V∞   1 W W W  *  S  59 π *e * A S  46.

Con la ecuación anterior se puede encontrar cualquier factor de carga en diferentes circunstancias de vuelo de la aeronave, donde la ecuación depende de valores ya encontrados como la velocidad, densidad, relación peso–área y coeficiente de arrastre parásito. Solo con variar el empuje generado por el motor se encontrarán diferentes factores de carga de la aeronave.

59 ANDERSON, John. Aircraft Performance and design: Boston, WCB McGrawHill, 1999. P341

104

Para encontrar el factor de carga máximo que puede soporta la aeronave en un vuelo recto y nivelado, se obtiene al insertar el máximo empuje que puede tener la aeronave es decir:

2/1    5.0 * ρ *V 2  T  CDo  n =    − 5.0 ρ *V 2  max  W W  W  k *  max   S S  47.60

 T  Donde   se calcula cuando T es máximo; W max  ρ  P P = P *   ⇒ T = MAX MAX A  ρ  MAX V  0  48.

Dado la anterior se obtuvo que para un vuelo recto y nivelado, se tiene un factor de carga máximo 2.35.

4.12.3 Diagrama de V-N. Lo primero que se debe realizar en el análisis estructural de cualquier tipo de aeronaves ya sea convencional o no es el análisis de velocidad contra factor de carga. Esto se analiza por medio de un diagrama conocido como el diagrama de V-N. Este diagrama es de gran importancia ya que este determina las cargas que va a soportar la aeronave durante las diferentes fases de vuelo.

Los factores de carga que se utilizaron para el diseño se determinaron usando información de los fabricantes los cuales arrojaron que este tipo de aeronaves por lo general deben estar diseñados para soportar una carga positiva de 6 y una carga negativa de -3. Si se refiere a las categorías y normas de las aeronaves experimentales se encontró que esta carga es propia de las aeronaves

60 Ibid.

105 acrobáticas las cuales tienen maniobras muy “fuertes” desde un punto de vista estructural la cual será utilizada para este tipo de aeronave y más aun para este tipo de proyecto que hace énfasis en la aviación recreativa y para entrenamiento.

Aunque es muy poco probable que el trike desarrolle estas cantidades tan grandes de cargas durante el vuelo igual como fue comprobado en el capitulo anterior, se optó por usar este factor de carga por lo anteriormente expuesto. Para realizar este diagrama de velocidad contra factor de carga se uso el método que entrega el doctor Jan Roskam en el cual se estimaron ciertas velocidades como la velocidad de crucero, la velocidad de picada y la velocidad de pérdida. Además de las velocidades anteriormente mencionadas se calculó el factor de ráfaga lo cual se hizo con la siguiente fórmula:

( ) * *V * α = 1+ K g U de CL nlim W  498*   S  49.61

Donde Kg .0 88 * µ = g K g ( 3.5 + µ ) g 50.62

Donde µg W 2* = S µ − g ρ*g* *c CLα 51.63

61 ROSKAM, Jam. Airplane design Tomo V: Lawrence, Design analysis and research corporation, 1997 P90. 62Ibid. 63 Ibid.,

106

El factor Ude fue tomado de valores estadísticos del doctor Jan Roskam los cuales tienen un valor de 15.24 m/sg para la línea de ráfaga de crucero y de 7.62 m/sg para la línea de ráfaga de la velocidad de picada.

Con los valores anteriormente calculados y graficados se obtienen los siguientes diagramas tanto el diagrama de velocidades con su carga estática como el diagrama de velocidades combinado el cual incluye las líneas de ráfaga.

Figura 42. Diagrama de V-N estático

107

Figura 43. Diagrama de V-N combinado

Una vez realizado el diagrama de velocidad contra factor de carga se procede a analizar la estructura con sus respectivas cargas. Las cargas que se someterán en la aeronave de tipo pendular que se está diseñando son:

108

Tabla 16. Cargas soportadas por la estructura del fuselaje. Componente Carga(N)

Tripulación 1960N

Combustible 314N

ala 490N

aviónica 67N

Tren Principal 128N

Tren Delantero 72N

Motor 608N

Torque 300N

Empuje 400N

Giroscópica del motor 203N

Estructura 588N

Estas cargas son las que se someterán al fuselaje o estructura tubular la cual contiene a la tripulación. Aunque las aeronaves tipo pendulares se componen de un ala flexible y una estructura tubular estas se analizarán por aparte esto para efectos de practicidad y simplicidad a la hora de analizar la estructura.

Con estas cargas se procederá a analizar la estructura. Como se mencionó en las limitaciones esto solo se limitará a un análisis en el software de simulación y análisis de elementos finitos más adecuado en este caso se optó por usar el programa conocido como ANSYS, esto debido a que es el programa en el cual se cuenta con mayor experiencia y es el software con el que se cuenta en la universidad.

109

4.12.4 Modelación de la estructura en SOLID EDGE. La estructura fue modelada en un software especializado para tal fin esto se hizo en el software conocido como SOLID EDGE V20. Esto software se seleccionó para modelar la estructura debido a su fácil manejo, también es el software en el cual se cuenta con una mayor experiencia y además es el software con el que se cuenta en la universidad. La estructura se modeló en el software anteriormente mencionado y a continuación se mostrará como es la disposición de esta.

Figura 44. Estructura del fuselaje modelado en SOLID EDGE.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

4.12.5 Análisis de elementos finitos en software ANSYS. Para analizar la estructura con una mayor practicidad se optó por solo someter a una simulación en elementos finitos los elementos estructurales principales como lo son la quilla,

110 el monopole y las juntas que unen estos dos elementos. Se hace de esta forma para evitar conflictos que puedan surgir en la simulación de ANSYS ya que hay limitaciones en cuanto a la capacidad de procesamiento y el número de nodos máximos permitidos por el programa. Por lo tanto la estructura se analizará con los elementos presentados en la imagen a continuación.

Figura 45. Estructura trike antes del estudio de elementos finitos

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

A la geometría mostrada anteriormente se le ubicaron las cargas en sus respectivos centros de gravedad. Esto se hizo con la opción de cargas remotas

111 que ofrece el software ANSYS y estas se ubicaron de la siguiente manera en la estructura.

Figura 46. Simulación de la ubicación de las fuerzas soportadas por la estructura y sus apoyos.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

112

Hay que resaltar que estas cargas fueron multiplicadas por el factor de carga de 6 y el factor de seguridad de 1.5 que es el que se determinó para este proyecto por normatividad. En el análisis de la estructura solo se optó por calcular el esfuerzo equivalente o de Von Mises, la deformación total que son los indicadores principales para aceptar o rechazar un material. A continuación se mostraran los esfuerzos y deformaciones de forma gráfica.

Figura 47. Esfuerzo equivalente o de Von Mises.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

113

Figura 48. Deformación total de la estructura.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

4.12.6 Estructura del ala modelación en SOLID EDGE. La estructura del ala al igual que la estructura del trike fue modelada primero en SOLID EDGE y después fue analizada en software de elementos finitos. La imagen a continuación muestra los elementos estructurales principales los cuales son los que se van a analizar.

114

Figura 49. Estructura del ala modelado en SOLID EDGE.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

4.12.7 Análisis de elementos finitos en software ANSYS para el ala. Esta estructura fue analizada en ANSYS donde se le impuso la carga debido a la sustentación en diferentes puntos utilizando la opción de carga remota, cabe resaltar que al igual que en fuselaje solo se analizó la estructura principal con el mismo fin de evitar conflictos en ANSYS y se obtuvo los siguientes resultados.

Figura 50. Ala simplificada para el análisis por elementos finitos.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

115

Figura 51. Deformación total de la estructura del ala.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

Aunque la deflexión es bastante elevada esto es normal en este tipo de aeronaves ya que los efectos de aeroelasticidad generan grandes deflexiones en este tipo de alas las cuales son elásticas. Otro análisis de importancia que se debe realizar es el análisis de los esfuerzos equivalentes.

Figura 52. Esfuerzo equivalente o de Von Mises que ocurre en el ala.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

116

Aunque no es notorio los esfuerzos principales están localizados en las uniones principales.

4.12.8 Modelación de otras partes principales de la aeronave. De acuerdo a los objetivos planteados y además por ser elementos que soportan un gran esfuerzo fue necesario analizar la bancada del motor y los soportes de la silla por separado esto con el fin de garantizar que estos elementos sean seguros y resistentes.

La bancada al igual que el ala y el fuselaje fue analizada por separado, esto para verificar que este elemento tan importante cumpla con los requisitos de resistencia y seguridad. A continuación se observa la estructura de la bancada en mallada.

Esta se analizó usando el método de Daniel Raymer64 “AIRPLANE DESIGN: A CONCEPTUAL APPROACH” el cual indica las cargas que debe soportar la bancada de una aeronave propulsada por un motor a pistón que es el caso de las aeronaves pendulares.

Figura 53. Enmallado de la bancada del motor.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

64 RAYMER, Daniel. Airplane design: a conceptual approach p325

117

Figura 54. Análisis de la deflexión máxima de la bancada.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

Como se puede observar la deformación máxima es debido al torque que ejerce el motor sobre la bancada el cual según el método de Raymer para un motor de dos cilindros debe ser multiplicado por 4 esto como factor de seguridad de la bancada.

Como se nombró anteriormente se hizo por separado el análisis de la silla esto con el fin de garantizar que esta tendrá la resistencia necesaria para soportar a la tripulación por lo tanto es un elemento importante en la estructura del trike. La cual se Modeló en Solid Edge y al igual que los elementos estructurales anteriores. A este se le halló la deformación total y el esfuerzo equivalente o de Von Mises.

118

Figura 55. Deformación total de la silla.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

Figura 56. Esfuerzo equivalente total de la silla.

Fuente: ANSYS. Versión 11. Licencia FLEXlm v10.8.0.7 build 26147.

119

4.13 TREN DE ATERRIZAJE

Como su nombre indica es el elemento encargado de soportar las cargas generadas en tierra tanto dinámicas cuando el trike se encuentra en fase de aterrizaje y posterior frenado como estáticas que es cuando el trike se encuentra en posición de parqueo o en condición estática. Por lo general en aeronaves convencionales se encuentran varios tipos de configuraciones de tren de aterrizaje siendo la configuración en triciclo la más popular debido a su gran estabilidad y ventajas de visibilidad que ofrece respecto a otras configuraciones. Otra característica que hay que mencionar es que estos se encuentran tanto retráctiles como fijos, por lo general las aeronaves de gran tamaño y gran velocidad usan retráctil mientras que las aeronaves livianas de baja velocidad usan tren fijo la selección del esto también depende del punto de vista económico y de peso.

Este tipo de aeronaves por lo general usan una configuración del tipo triciclo por lo anteriormente expuesto y del tipo fijo ya que por obvias razones no es posible ni conveniente usar tren retráctil. Este tipo de aeronaves se pueden adaptar para aterrizar en diferentes tipos de superficie o hidroplanear esto depende del elemento que se les adapte para esta tarea ya sea llantas convencionales, esquís para la nieve o flotadores para hidroplanear, en este proyecto solo se contemplara el uso de llantas convencionales que estén disponibles en el mercado.

4.13.1 Ubicación del tren de aterrizaje respecto al centro de gravedad y las cargas a soportar. Para la ubicación del tren de aterrizaje se debe tener en cuenta la ubicación del centro de gravedad ya que se pueden hallar las distancias entre el tren delantero y el tren trasero; además es de vital importancia que el tren de aterrizaje principal sea el que absorba la mayor cantidad de energía potencial en el momento de aterrizar y que la llanta delantera sea para direccionar el trike.

120

Por textos consultados65 se busca que el tren de nariz soporte menos del 20% de la carga total y que el tren principal soporte el resto de la carga. Se hizo el cálculo para un trike ya diseñado usando estos porcentajes que deberían ser usados en todo tipo de aeronave convencional pero los resultados no coincidían con lo fabricado, al final se optó por usar un porcentaje de 25% de carga para el tren de nariz y el restante para el tren principal lo cual es una relación más acorde a lo que ya está fabricado.

En este caso se tomó una relación que:

La llanta de direccionamiento sea la que soporte el 25 % del peso.

Las llantas del tren principal sean las que soporten un peso de 75 % de la aeronave por lo mencionado anteriormente.

Las ecuaciones que relacionan la carga estática del tren con las distancias entre los ejes del tren y los centros de gravedad son las siguientes: F * X = W * X M 3 1 52. F * X =W * X N 3 2 53.

Donde FM y FN son las cargas del tren principal y de nariz respectivamente y W es el peso total de la aeronave. X1, X2 y X3 son distancias relativas entre el tren y el centro de gravedad ve la gráfica siguiente:

65 Ibid., p369; Anderson John. Aircraft performance and design

121

Figura 57. Bosquejo de ubicación del tren de aterrizaje.

Tabla 17. Pesos y distancias de ubicación del tren de aterrizaje. Datos Cantidad Unidades W 427 Kilogramos

FM 320,25 Kilogramos

FN 106,75 Kilogramos

X1 1440 Milímetros

X2 480 Milímetros

X3 1920 Milímetros

4.13.2 Selección de las llantas. Para efectos de costo y de simplicidad en el diseño se optó por usar llantas del mismo tamaño tanto en el tren principal como en el tren de nariz lo cual es común en este tipo de aeronaves. Con las cargas anteriormente calculadas se procede a realizar una selección del tipo de llanta que se debe seleccionar. Cabe resaltar que se trató de hacer un cálculo aproximado usando el método de Raymer para hallar un determinado tipo de llanta en cuanto a su dimensión pero los coeficientes que este usa son calculados por medio de tendencias en las cuales no se tienen en cuenta este tipo de aeronaves y no

122 corresponden a la realidad ya que si se utilizan estos coeficientes para determinar una dimensión aproximada de llanta esta indicará que se debe utilizar una llanta para aviones en la categoría FAR23 por lo tanto la llanta tendrá dimensiones muy grandes en cuanto al tamaño del trike.

Debido a lo anteriormente expuesto se optó por seleccionar una llanta y el rin que soportará las cargas que se calcularon anteriormente y fue la siguiente: El rin que se seleccionó es de la marca Beringer de 6 pulgadas el cual es certificado par ser usado en aviación, este se utiliza en planeadores por lo general. Soporta una carga límite de 1600kgs.

La llanta que se seleccionó es una llanta para aviación de la marca Goodyear que soporta una carga de 930kgs y tiene las dimensiones adecuadas para encajar adecuadamente en el rin seleccionado anteriormente.

Aunque bien la llanta sigue siendo grande para el tamaño de la aeronave se optó por este tipo de llanta ya que se busca que el trike pueda despegar y aterrizar casi que en cualquier superficie sea preparada o no preparada aunque bien se sacrifique algo de performance debido al incremento de la resistencia al avance.

4.13.3 Estimación del track del tren principal. Para estimar el track o la distancia entre trenes se optó por usar el método de Stinton el cual indica que esta distancia puede ser estimada de forma aproximada de la siguiente manera. El

b wing bwing método indica que la distancia entre trenes debe estar entre a 4 3 donde b es la envergadura del ala. Al computar esta fórmula con trikes ya diseñados se obtuvieron los siguientes resultados.

123

Tabla 18. Recolección de datos de la distancia del track de trike diseñados. TRIKES Track ft Track m Airborne edge x 8,18 2,45 Airborne XT-912 tourer 8,18 2,45 Mainair blade 8,70 2,61 Pegasus Quik 6,85 2,06 Pegasus GT450 7,59 2,28 Pegasus Quantum 8,49 2,55 Aquilair swing 582 s 8,53 2,56 Airborne XT-912 tundra 8,18 2,45 Airborne outback 8,17 2,45

Algunas de estas distancias fueron revisadas con la de trikes ya fabricados y se obtuvo una diferencia importante ya que por ejemplo el baseline el trike Airborne Outback tiene un track de 2.45m según el método entregado por Stinton y en realidad este trike tiene un track de 1.72m lo cual indica una enorme diferencia entre uno y el otro. Este método no es muy acertado para este tipo de aeronaves por lo tanto se optó por usar un método gráfico tomando como base trikes ya diseñados. Al hacer el ejercicio se obtuvo la siguiente distancia entre trenes:

Track =1.94mts

124

Figura 58. Distancia del track de la aeronave.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

4.13.4 Esfuerzos que debe soportar el tren principal y el amortiguamiento de este. El tren principal de aterrizaje es el elemento que debe soportar la mayor parte de la carga generado durante las fases de aterrizaje, taxeo y posterior parqueo. Como se indicó con anterioridad esta debe soportar el 75% de la carga total de el trike este porcentaje es un poco bajo en relación a aeronaves convencionales aunque ya se explicó con anterioridad la razón de este porcentaje.

El tren de aterrizaje principal es el encargado de absorber la mayor parte de la carga, por esta razón se debe tener en cuenta el tipo de elemento o sistema a absorber la carga generada durante las fases de vuelo que apliquen. Para la absorción de la carga los trikes usan por lo general amortiguadores convencionales que generalmente son usados para motocicletas aunque los primeros trikes que se fabricaron no utilizaban estos dispositivos lo cual generaba incomodidad en la fase de aterrizaje y obligaba a hacer una estructura más rígida y pesada lo cual genera costos mayores.

Para este proyecto se optó por diseñar un sistema de amortiguamiento por medio de lonas las cuales se van a elongar en el momento del aterrizaje y regresaran a su forma durante el frenado y posterior parqueo. Este sistema se muestra en la siguiente figura.

125

Figura 59. Sistema de amortiguamiento del tren principal.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica

Este sistema como se puede ver es muy sencillo económico y fácil de mantener lo cual reduce costos de mantenimiento y de fabricación. Para calcular el tipo de lonas que se deben usar, se analizó el sistema buscando la constante de las lonas como buscando la constante de un resorte y se hizo asumiendo una deflexión máxima de 20 grados lo cual es un valor razonable para la barra que sostiene la llanta la cual es de color verde.

Para hacer el análisis se hizo un diagrama simplificado para hallar la constante de las lonas con una carga de 75% del peso del trike completo multiplicado por un factor de carga de 3, esto es una carga de 9396N y que es una carga mayor que la que se puede genera al impactar bruscamente con la superficie lo cual se hizo de la siguiente manera.

126

Figura 60. Distribución de las fuerzas en el tren de aterrizaje principal.

∑ = → = → = Fx 0 Fx Ax Ax 0 54.

∑ = → = + + → = − − Fy 0 Fy Ay F k Ay F k 55.

F (* LT *cos20) ∑MA = 0 → MA = −Lm (* F) + P (* LT *cos20) → P = LM 56.

Elongación de resorte = dx LT * seno20 57. Constante de elasticidad de las lonas P K = dx 58.

127

4.13.5 Esfuerzos resistidos y amortiguamiento del tren de nariz. El tren de nariz es el encargado de soportar parte de la carga generada durante ciertas fases de vuelo como son aterrizaje y taxeo también de soportar la carga generada cuando esta en posición de reposo. Como se explicó con anterioridad este debe soportar el 25% del peso total de la aeronave. En esta parte solo se analizarán las cargas que deben soportar el tren y el amortiguador que se debe seleccionar para que soporte la carga generada en el tren de nariz. La llanta es la misma que la del tren principal y el sistema de frenado será analizado por aparte en la próxima sección.

Como se ha dicho con anterioridad el tren debe soportar el 25% de la carga lo cual indica que el tren debe soportar la siguiente carga:

= 3138.45N Fntotal

En esta carga se toma en cuenta el factor de seguridad de 3 que es usado por lo general para el cálculo de trenes de aterrizaje en aeronaves y es razonable ya que la estructura tiene un factor de seguridad mayor.

128

Figura 61. Tren delantero modelado en SOLID EDGE.

Fuente: Software Solid edge. Versión 20. Licencia académica.

Con esta carga se hizo el análisis para averiguar cuál es la carga que debe soportar el amortiguador, esto se hizo analizando el mecanismo como un bastidor el cual tiene la siguiente forma usando un esquema simplificado.

Figura 62. Distribución de las fuerzas en el tren de nariz.

129

Con este esquema simplificado se procedió a analizar el elemento de la siguiente manera:

= → = − → = ∑ Fx 0 Fx Ax Bx Ax Bx 59.

= → = − + → = − ∑ Fy 0 Fy Ay By F Ay By F 60.

P ∑mB = 0 → mB = −L (* Ax) + T (* Ay) + (* F) 2 61.

Al realizar el remplazo de las ecuaciones se encontró las reacciones que ocurren en los apoyos Ax y AY; luego se halla la fuerza resultante que ocurre al sumar estas 2 fuerzas y se podrá encontrar la fuerza que debe absorber el amortiguador que se debe seleccionar.

2 = ( 2)+   F amortiguador Ax  Ay  62.

= 2186 8. N F amortiguador

Figura 63. Amortiguador seleccionado tren delantero.

Fuente: catálogo hagon twin shocks. http://www.hagon- shocks.co.uk/HagShocks.htm.

130

Se optó por seleccionar un amortiguador de la marca Hagon número 5 el cual es de amortiguación media que soporta una carga de 18 a 20kg/cm y tiene una compresión de resorte de 12 centímetros.

4.13.6 Sistema de frenado. El sistema de frenado es de gran importancia en una aeronave. Este tiene múltiples propósitos entre los cuales se encuentra el principal el cual es el de detener la aeronaves en la menor distancia posible, mantener la aeronave en un posición estática cuando se requiere, controlar la velocidad durante taxeo y mantener la aeronave estática cuando se están corriendo los motores para pruebas.

Los frenos se encargan de trasformar la energía cinética debido al movimiento de la aeronave en energía calorífica a través de la fricción. Esta energía calorífica es disipada a través del medio ambiente específicamente el aire circundante.

Como se indicó con anterioridad la función principal del freno en una aeronave es la detener la aeronave lo más pronto posible de forma segura y constante. Por lo general las aeronaves convencionales traen el sistema de frenado en el tren principal esto es debido a que en las aeronaves convencionales la energía a disipar es bastante alta y esto conlleva a ubicar dos sistemas de frenado uno para cada tren con lo cual se asegura que la aeronave no vaya a rotar.

En los flexwing trikes el freno está ubicado en el tren delantero ya que la energía a disipar no es muy alta esto trae beneficios ya que solo tiene un solo sistema de frenado lo cual ahorra tiempo y dinero. Este sistema puede ser de tambor lo cual puede utilizar guayas o sistema hidráulico. Para efectos de rendimiento se optó por el sistema hidráulico que ofrece un frenado mas uniforme, el cual viene en conjunto con la rueda delantera de la aeronave esto con el ánimo de tener piezas de un mismo fabricante y así evitar problemas con la integración entre la rueda y el sistema de frenado.

131

El freno hidráulico esta constituido por un cuerpo de bomba principal que lleva el pistón unido al pedal de freno. La bomba principal es de desplazamiento positivo la cual descarga una cantidad definida de líquido durante el movimiento del pistón o émbolo a través de la distancia de carrera. Su cilindro de mando esta sumergido en un líquido especial (a base de aceite o de alcohol y aceite o de glicerina), que contiene un depósito al efecto. Del cilindro sale una tubería que se ramifica a cada una de las ruedas en este caso solo será para el tren de nariz.

A continuación se muestra un diagrama simplificado del sistema de frenos hidráulico.

Figura 64. Diagrama simplificado de frenos.

Fuente: http://tiscali.portalmotos.com/www/contenidos.asp?contentid=3222, Consultado, [08/09/2008: 15:45]

Como la llanta se seleccionó con anterioridad y es la misma tanto para el tren principal como el tren de nariz, solo se hará el análisis de la carga disipada por el sistema de frenado el cual se halló de la siguiente forma.

132

1 2 = *W landing * KE braking V stall 2 g 63.66

Tabla 19. Energía mecánica que debe absorber el tren de aterrizaje. Factor de LB-FT Nm KEbraking seguridad 47813Nm 1.5 52898 71720

Con la energía que debe ser absorbida por el sistema de frenado se seleccionó el siguiente sistema de frenado.

Sistema de frenado de la marca BERINGER el cual es usado en aeronaves pequeñas y en planeadores lo cual garantiza que es certificado para ser usado en aeronaves. Este sistema tiene la capacidad de disipar la siguiente cantidad de energía lo cual garantiza que no tendrá problemas para disipar la energía generada por el trike.

Tabla 20. Energía mecánica que absorber el sistema de freno.

LB-FT N-m KE braking

120000 162698 KE braking Fuente: catálogo de Beringer. P8

66 RAYMER, Daniel. Aircraft design: A conceptual approach.

133

Figura 65. Sistema de freno.

Fuente: catálogo de Beringer. P8. http://www.beringer.fr/cat/catPlaneEn.pdf

Al igual que el rin y las mordazas del sistema de frenado, la bomba, el reservorio y las mangueras se seleccionaron del mismo fabricante esto con el fin de reducir costos y evitar inconvenientes en el momento de su integración. A continuación se muestra el diagrama de funcionamiento del sistema de frenado hidráulico del trike.

134

Figura 66. Diagrama hidráulico del sistema de frenos.

Fuente: catálogo de Beringer. P8. http://www.beringer.fr/cat/catPlaneEn.pdf

4.14 SELECCIÓN DE INDICADORES DE VUELO Y RADIO NAVEGACIÓN

4.14.1 La selección de los indicadores de vuelo. Es muy importante ya que estos brindan información valiosa acerca de la condición de la aeronave en diferentes fases de vuelo. Para una correcta selección de los indicadores de vuelo necesarios se tendrá en cuanta la normatividad colombiana y se tendrán en

135 cuenta trikes ya fabricados, esto con el fin de hacer una correcta selección de los indicadores y que el trike este acorde con las normas colombianas.

Lo primero que se consultó fue el reglamento aeronáutico colombiano (RAC) el cual en su parte cuarta conocida como normas de aeronavegabilidad y operaciones de aeronaves contiene los indicadores básicos que debe tener cualquier tipo de ultraliviano. Este proyecto pretende clasificar el ultraliviano en los clase1, la norma indica que debe tener los siguientes indicadores de vuelo.

• Velocímetro • Altímetro • Compás magnético • Reloj • Radio para escucha en las frecuencias de uso aeronáutico. • Teléfono móvil con registro de los números telefónicos de los servicios de tránsito aéreo (ATS) y de búsqueda y salvamento (SAR) más cercanos para ser contactados en caso de emergencia o en caso de requerirse algún tipo de coordinación urgente, en cuanto sea posible. • Indicador de temperatura de motor. • Casco y gafas para cada ocupante, si el aparato es de cabina abierta. • Tacómetro

Al consultar diferentes fabricantes se estableció que la mayoría utiliza el siguiente equipo de aviónica.

136

Figura 67. Sistema de navegación e indicadores de vuelo SKYDAT GX2

Fuente : catálogo Amptronic Systems. http://users.iafrica.com/a/am/amptro/

Este equipo reemplaza la utilización de indicadores análogos y es usado por la mayoría de los fabricantes de trikes es conocido como SKYDAT GX2 y es fabricado por AMPTRONIC.

Este equipo mide los siguientes parámetros según el fabricante. • Altitud • Velocidad del aire • Velocidad vertical o rata de ascenso • Revoluciones por minuto del motor (rpm) • Horas de uso del motor • Duración de vuelo • Voltaje de la batería • Temperatura de los gases del exosto • Temperatura de la cabeza del cilindro • Temperatura del agua • Temperatura del aire

137

• Flujo de combustible • Nivel de combustible • Relación de planeo • Presión barométrica • Temperatura de aceite • Presión de aceite

Este equipo de aviónica tiene un peso de 950 gramos que es realmente bajo y ofrece la ventaja de tener una pantalla más grande que su antecesor y no ocupa tanto espacio como los indicadores análogos. Además este indicador incluye todos los sensores necesarios para un funcionamiento correcto tanto los sensores que van al motor como los que sensan las condiciones de la aeronave. Las dimensiones son las siguientes.

• El marco tiene una dimensión de 188mm X 124mm • La pantalla tiene una dimensión de 120mm X 90mm • En las especificaciones que entrega el fabricante indica los rangos en los cuales el equipo opera y son los siguientes: • El voltaje operativo va desde 10.5 a 16 voltios lo cual es aceptable ya que el generador del motor Rotax 582 genera 13.5 voltios. • La velocidad de aire que censa va desde 30km/h hasta 305km/h lo cual está en el rango de velocidad que el trike va a operara • El altímetro censa desde -80mts hasta 5000mts lo cual está dentro del rango de operación ya que el trike operara máximo hasta 1000mts desde el terreno de despegue. • El indicador de velocidad vertical o de rata de ascenso opera desde -7.5 m/sg hasta 7.5m/sg lo cual está dentro del rango de operación. • Las revoluciones por minuto del motor (RPM) van desde las 500 hasta 7000.

138

• Los gases de salida del exosto los censa desde 0ºc hasta 990ºc • La temperatura en la cabeza de los cilindros la censa desde 0ºc hasta 270ºc. • La temperatura del agua la censa desde 0ºc hasta 125ºc. • La temperatura de aceite la censa desde 0ºc hasta 150ºc. • La presión de aceite la censa desde 0 hasta 10 bares. Con este equipo se cumple con parte de la norma sobre los indicadores que debe tener el trike, con el SKYDAT se cumple con lo referente a la condición del trike en vuelo.

4.14.2 Radio navegación y comunicaciones. En cuanto a comunicaciones se optó por ubicar un equipo fijo de radio VHF en el panel de instrumentos. Por lo general en este tipo de aeronaves se utilizan este tipo de equipos para sus comunicaciones ya que la distancia a la que vuela no es muy grande respecto a aeronaves convencionales. El equipo que se seleccionó es un equipo M760 de la empresa Microair el cual es aprobado por varias autoridades civiles de aviación del mundo incluida la norte americana o FAA y es uno de los radios más pequeños y más usados en el mundo.

Figura 68. Sistema de radio M760 VHF

Fuente: catálogo Xcom avionics. http://www.microair.com.au/index.aspx?page=186&productID=25

139

Este equipo tiene las siguientes dimensiones

Ancho 62mm Alto 62 mm Profundidad 135mm

Entre sus características más relevantes se encuentra el peso el cual es de solo 515gr y opera con un voltaje mínimo de 10v lo cual se adapta al voltaje que el motor genera. Este radio se conecta a un receptor, en este caso se optó por un casco ya que este ofrece tanto claridad en la comunicación como protección a los ojos y esto es de gran importancia ya que el fuselaje es abierto no tiene windshield.

Aunque hay diferentes tipos y marcas de cascos se recomendara el uso del casco de la marca LYNX AVIONICS el cual es usado en este tipo de aeronaves. Este ofrece gran comodidad para la comunicación al utilizar audífonos que cubren todo el oído y un micrófono para transmitir la información con facilidad.

140

Figura 69. Casco para el sistema de comunicaciones

Fuente: catálogo lynx avionics. http://www.lynx- avionics.com/English_Site/E_Site_Index/e_frame_set.html

Figura 70. La conexión básica sistema de comunicación.

Fuente: catálogo Lynx avionics. http://www.lynx- avionics.com/English_Site/E_Site_Index/e_frame_set.html

141

En esta configuración se ofrece la posibilidad de conectar hasta dos cascos por medio de un componente que conecta los cascos con el radio el cual va montado en el panel de instrumentos. Este componente llamado Radio/Power interface provee los medios para conectar los cascos con el radio transmisor y así proveer de un sistema de transmisión y recepción de información a la tripulación. Este componente opera con 12 voltios lo cual está dentro de lo admisible de acuerdo al voltaje generado por el motor.

Con este sistema de radio y transmisión de voz se cumple con los requerimientos en cuanto a comunicaciones y con el equipo skydat se cumple con los requerimientos de indicadores de vuelo y condición del trike. Estos dos sistemas cumplen con los requerimientos de la Aerocivil enunciados en el RAC en su parte cuarta y cumple con los requerimientos de este proyecto.

Figura 71. Ubicación de los indicadores de vuelo en la estructura del trike.

142

4.15 SELECCIÓN DEL MOTOR Y LA HÉLICE

El motor y la hélice son los elementos encargados de generar el empuje en cualquier tipo de aeronave. Lo primero que se debe tratar en este tema es la ubicación de esta en la aeronave, por lo general se puede encontrar en la nariz de la aeronave, lo que se conoce como configuración tractor o en la parte trasera de la aeronave lo que se conoce como configuración pusher. En los ultralivianos por lo general podemos encontrar la configuración tractor en aeronaves de control convencional y la configuración pusher en las aeronaves de control pendular o flexwing trikes que es el caso de este proyecto.

4.15.1 Selección del motor. La configuración de tipo pusher aunque es menos eficiente que al tipo tractor ofrece ventajas sobre la configuración en este tipo de aeronaves, ya que el motor al quedar en la parte trasera en caso de un fallo del motor o de la hélice no generara situaciones riesgosas para la tripulación. También hay que resaltar que esta configuración proporciona una mayor visibilidad respecto a la tipo tractor y no hay riesgo con los gases de escape del motor. En esta decisión también tiene que ver la forma estructural del trike ya que ubicar el motor en la parte delantera del trike haría necesario la instalación de elementos estructural adicionales ya que el motor solo estaría soportado por la quilla del trike.

El motor estará ubicado en la parte trasera del trike lo cual se clasifica en configuración pusher, este va unido a la estructura tanto a la quilla del trike como al elemento conocido como monopole el cual es el tubo vertical que une la quilla del trike y el ala.

Para la selección del motor se tendrá en cuenta como parámetro inicial la potencia requerida la cual fue obtenida en los datos preliminares para el diseño del trike. Esta potencia fue de 47Hp como potencia mínima requerida de acuerdo al estudio

143 preliminar. Para la selección del motor solo se tendrán en cuenta motores generalmente usados en este tipo de aeronaves y de fabricantes que tengan cierta representación en el país esto para reducir costos y reducir el riesgo que se pueda generar a la hora de una reparación o para la localización de componentes en caso que se necesite.

De la tabla de datos anteriormente expuesta se puede resaltar que todos o la gran mayoría utiliza motores del fabricante ROTAX los cuales son confiables y son usados por lo general en la categoría de ultralivianos y en el país existen centros especializados en la reparación de los mismos y hay disponibilidad de componentes. Por lo expuesto anteriormente se optó por seleccionar un motor del fabricante ROTAX. Con la potencia requerida de forma preliminar se sabe que el motor que se seleccione debe tener una potencia mayor a 47hp. Este fabricante tiene tres modelos que superan esta potencia y que generalmente son usados en este tipo de aeronaves lo cuales son:

ROTAX 503 este motor de dos tiempos refrigerado por aire tiene una potencia de 50hp, este motor fue usado en el pasado en trikes biplaza pero este pierde potencia con facilidad a medida que se aumenta la altura lo cual no es bueno para el proyecto también la potencia aunque es mayor que la requerida sigue siendo baja para los requerimientos ya que a estos 50hp hay que restarle la eficiencia de la hélice lo cual hace que se reduzca su potencia en aproximadamente 5hp.

ROTAX 582 este motor de dos tiempos refrigerado por agua tiene una potencia de 65hp, este motor es usado bastante en la actualidad por trikes de características similares lo cual lo hace un candidato propio para la selección del motor. Como se puede observar la potencia es mayor a la mínima requerida lo cual cumple con el parámetro inicial establecido.

144

ROTAX 912 este motor de cuatro tiempos refrigerado por agua tiene una potencia de 80hp, al ser un motor de cuatro tiempos es más eficientes que los anteriores también es un motor más potente. Este tipo de motores por lo general son usados en trikes de alto rendimiento también cabe resaltar que este motor tiene un mayor costo y también un peso mayor respecto a los anteriores. Cabe resaltar que este motor también cumple con los requerimientos de potencia aunque de forma bastante excedida.

Analizando los tres motores respecto a la potencia requerida se concluye de forma inicial que el motor a utilizar es el motor ROTAX 582 el cual cumple con los requerimientos de potencia sin excederse demasiado y tiene un costo bajo y un peso bajo. Este motor tiene las siguientes especificaciones según el fabricante:

Tabla 21. Características del motor ROTAX 582. Potencia 65 HP

Par del motor 75 Nm a 6000 rpm

Revoluciones máximas 6.800 rpm

Diámetro 76 mm

Carrera 64 mm

Cilindrada. 580 cm3

Fuente: manual de mantenimiento ROTAX 582, P98

Como se puede observar el motor opera a altas RPM`S lo cual hace necesario usar una caja reductora para evitar que la hélice entre en pérdida. El fabricante ofrece tres tipos de caja reductora y son las siguientes:

145

Tabla 22. Tipos de caja de reducción para motor ROTAX 582. Caja Reductora Relación de reducción

B 1 a 2.58

C 1 a 3.47

E 1 a 3

Fuente: manual de mantenimiento ROTAX 582, P100

Al investigar sobre trikes ya diseñados y fabricados, estos usan la relación de reducción más elevada la cual es de 3.47 para este tipo de motor esto es debido a que al ser un motor de dos tiempos las RPM son muy elevadas por lo tanto requiere una relación de reducción elevada. El rendimiento del motor consta de la siguientes tablas que da el fabricante y que serán utilizas en el capítulo de performance y en la evaluación del desempeño.

146

Figura 72. RPM versus potencia del motor.

Fuente: Manual de mantenimiento ROTAX 582 http://www.rotax-aircraft- engines.com/a_engine_582.htm.

Figura 73. RPM versus torque del motor

Fuente: Manual de mantenimiento ROTAX 582 http://www.rotax-aircraft- engines.com/a_engine_582.htm.

147

Figura 74. RPM versus consumo del motor.

Fuente: Manual de mantenimiento ROTAX 582 http://www.rotax-aircraft- engines.com/a_engine_582.htm.

4.15.2 Selección de la hélice. Como se sabe la hélice es el elemento encargado de acelerar el aire para generara el empuje por lo tanto la selección de esta debe hacerse tratando de buscar la máxima eficiencia.

Se dice que entre más grande sea la hélice más eficiente es esta, aunque la limitante es la velocidad que desarrollen estas en las puntas que deben estar por debajo de la velocidad del sonido. Como se nombró con anterioridad este tipo de aeronaves utilizan hélices con diámetros bastante grandes respecto al tamaño de la aeronave esto con el fin de obtener la mayor eficiencia posible. Las hélices inicialmente eran fabricadas en madera o en metal, hoy en día son fabricadas en material compuesto lo cual hizo que fueran más livianas, resistentes y más eficientes. Este tipo de hélices son las que se utilizan en la actualidad en los flexwing trike, por lo general se usan tres palas las cuales tienen un gran diámetro

148 respecto al tamaño de la aeronave. Las hélices que usan este tipo de aeronaves por lo general son de diámetros superiores a los 1.5metros.

Se trató de determinar el diámetro requerido de la hélice para la aeronave usando el método de DANIEL RAYMER pero este está hecho en base de tendencias de aeronaves convencionales lo cual no aplica para este proyecto, al hacer el cálculo con respecto a hélices comúnmente usadas en flexwing trike estos cálculos no corresponden con la realidad. Por lo tanto para determinar el diámetro de la hélice que se debe usar se optara por usar hélices que se usen comúnmente y de fabricantes que se usen en este tipo de aeronaves.

Para este proyecto se optó por seleccionar una hélice WARP DRIVE de tres palas fabricada por HOVERHAWK CORPORATION las cuales tienen un diámetro de 1.72m y son las hélices mas económicas que hay en el mercado.

Para probar que la hélice no desarrolla velocidades supersónicas se hace el siguiente calculo.   =   + () Vhe tip V V Max  tip 0  64.67

RPM = π * * V tip Dh 0 60 65.68

m = 173 Vhetip sg

67 RAYMER, Daniel. Aircraft design: A conceptual approach. 68 Ibid.,

149

En este cálculo se tuvo en cuenta que las RPM que genera el motor pero con la caja reductora instalada.

Como se mencionó anteriormente la hélice que se escogió es de 3 palas y dadas las revoluciones del motor con su respectiva caja reductora la hélice genera un empuje de 175 lb, que sería un buen rendimiento para la aeronave tipo pendular.

Figura 75. Empuje generada por la hélice a diferentes revoluciones.

Fuente: HOVERHAWK CORPORATION CATALOG. http://www.warpdriveprops.com/

150

4.16 EVALUACIÓN DE DESEMPENO

4.16.1Desempeño de la aeronave estático. En todo elemento que se diseñe y se construya o se fabrique, siempre se buscará medir las cualidades que esta nueva aeronave tiene y revisar si esta cumple con la misión o las especificaciones dadas en un principio del proyecto.

En las aeronaves convencionales por lo general se busca que cumplan primero con la normatividad de la Aeronáutica Civil además debe cumplir con la misión que se les impuso y por último debe tener un desempeño muy similar o mejorado respecto a aeronaves similares.

En los flexwing trikes el desempeño se evalúa de la misma manera que una aeronave convencional impulsada por una hélice. En la evaluación del desempeño de la aeronave hay que tener en cuenta que esta cumpla con los requerimientos de la aeronáutica civil y la misión que se le estableció a esta.

El primer parámetro que se analizó fue la relación de sustentación contra arrastre en su punto máximo. Lo cual se hizo con la siguiente ecuación.

 L  1   =  D  4*CD * K max 0 66.69

Para poder encontrar gráficamente la máxima eficiencia que tiene la aeronave se debe realzar la gráfica de “drag polar” que es la comparación entre el coeficiente de sustentación y el coeficiente de resistencia al avance, después se cruza una línea tangente a la curvatura ya graficada y el punto donde esta línea intercepta la curva es la máxima eficiencia de la aeronave hallada gráficamente.

69ANDERSON, John. Aircraft performance: Boston, WCG McGrawHill , 1999, P315

151

Figura 76. Drag polar de la aeronave pendular.

Con este valor se procedió a calcular la potencia mínima requerido que se da cuando la relación de sustentación contra arrastre es máxima. Esto se calculó con la siguiente ecuación.

= W = W PR *V ⇒ TR L / D L / D 67.70

Se analizó la velocidad cuando la eficiencia es la máxima, esto por obvias razones se da cuando la relación de sustentación contra arrastre es máxima. Esto se hizo con la siguiente ecuación.   =  2 K W  V()L D * * MAX  ρ CD S   0  71 68.

70 Ibid., 71 Ibid.,

152

El valor que se obtuvo fue de 23.5 m/sg, esto indica que el valor que se estimó en la misión de velocidad crucero propuesta, se aproxima a valor tomado inicialmente lo cual cumple con las especificaciones iníciales del proyecto.

Se hizo un cálculo que relacione el empuje requerido con la carga alar para hallar la velocidad a la cual el avión volará en mayor parte del vuelo, esto se hizo con la siguiente ecuación matemática.

1  2  2  T  W  W   T   R *  +  *  R  − 4*CD * K   W   S   S   W  0  V = ∞  ρ   *CD0      69.72 El valor que se obtuvo al final fue de 45.9 nudos lo cual cumple con los requerimientos de la aeronave en cuanto a velocidad óptima de un vuelo recto y nivelado.

Para los cálculos de desempeño de la aeronave se requiere encontrar ciertas relaciones aerodinámicas que muestran el desempeño de la aeronave; un factor importante para aeronaves con motores recíprocos es la siguiente:

 CL 2/3  1  3  4/3   =     * 3/1 CD 4  K *CDo   max 70.73

La anterior relación indica que cuando el valor es máximo se obtiene el empuje requerido mínimo con esta relación se podrá calcular la velocidad a la cual se necesita la menor potencia.

72 Ibid.,P315 73 Ibid.,

153

  /1 2 =  2  K  W  V 3 / 2  *   *  CL   ρ     3* CDo  S  CD    max 71.74

En adelante se calculó y se graficó la potencia mínima requerida esto con el fin de corroborar que el motor cumple con los requerimientos de desempeño que requiere este proyecto. Esto se hizo con la siguiente ecuación.

2*W 3 *CD 2 P = R ρ * S *CL3 72.75

A esta tendencia se le añadió la línea de potencia disponible la cual se halla por medio de la siguiente ecuación.

P =η * P A PR 73.76

Al final se obtuvo la siguiente gráfica en la cual se incluye el valor de potencia disponible contra potencia requerida. El valor donde se intersecan estas dos líneas corresponde al valor donde se encuentra la máxima velocidad a la cual la aeronave va puede volar. El valor que se obtuvo fue el siguiente.

Vmax = 150 ft/sg

74 Ibid, P316 75 Ibid., 76 Ibid, P280

154

Figura 77. Comparación entre el empuje requerido y empuje disponible

Dado que la gráfica se realizó en sistema inglés ya que se obtiene un mejor entendimiento de la misma y así poder expresar la potencia en caballos de fuerza. Un factor muy importante dentro del cálculo de desempeño de cualquier aeronave es el rango el cual debe ser tal que cumpla con la misión de la aeronave. Este factor de desempeño se calculó por medio de la siguiente ecuación. η L  W  R = 326 * p * * Ln 0     C p D  W1    74.77

La siguiente ecuación entrega el resultado en millas náuticas que es la unidad que se usa para indicar el rango en aeronaves debido a esto se utiliza el factor de 326 para que el resultado de en millas náuticas y el valor fue de 251nm lo cual cumple con lo establecido en la misión.

77 Ibid, P282

155

El tiempo de vuelo se calculó de acuerdo al consumo de combustible del motor el cual es de 20,5 litros por hora por lo tanto el tiempo de vuelo aproximado de acuerdo al tanque con el cual se dispone es de 2 horas de vuelo.

Para calcular el ángulo de planeo mínimo que debe tener la aeronave cuando el motor se encuentra inoperativo, dado que es un factor importante para la aeronave ya que podrá hacer un aterrizaje de emergencia sin necesidad de la planta de poder.      1  θ = arctag min   L         D   78 max 75.

Para calcular la rata de ascenso máxima y la rata de descenso máxima se rigen por ecuaciones que dependen de la eficiencia, de la hélice, del peso el área alar y de la potencia del motor.

Para la rata de ascenso es dada por la siguiente ecuación:

2/1   η * P 2  3K W   .1 155  ()R = PR −    C MAX W ρ  CDo  S   ()L   D MAX  76.79 Para la rata de descenso es dada por la siguiente ecuación:

78 Ibid., 79 Ibid.,

156

    = 2 * W V v  3   ρ (CL )S   2  CD 77.80

4.16.2 Desempeño de la aeronave dinámico. En el desempeño estático se resuelven dudas de cómo se comporta la aeronave respecto a sus velocidades tales como en ascenso, descenso y vuelo recto y nivelado, además se calculó cuánto es el tiempo máximo en vuelo y la distancia máxima que podría recorrer en línea recta. Ahora el desempeño dinámico se resolverá dudas respecto a los giros de la aeronave, aterrizaje y despegue.

Para analizar el desempeño de la aeronave realizando cualquier tipo de giro ya sea de banqueo o se a de “pull-up o de pull-down” se tienen que tomar en cuenta el radio de giro y la rata de giro los cuales son los dos principales indicadores de desempeño durante los giros.

Para calcular estos es necesario encontrar el factor de carga que realmente va a soportar la aeronave, aunque por norma se impuso un factor de carga positivo de 6 para cumplir la norma pero realmente no es el factor real al cual está sometida la aeronave. Por esta razón se iniciara esta sección hallando el factor de carga dinámico real que ocurre en la aeronave.

2/1    5.0 *ρ *V 2  T CDo  n =  − 5.0 ρ *V 2   W W W  k *    S S  46.

Este factor se utiliza a unas condiciones dinámicas de vuelo normales, ya que o se puede garantizar que la aeronave siempre tenga este comportamiento se debe

80 Ibid. P300

157 hallar el factor de carga máximo en circunstancias extremas que está representado por la siguiente ecuación:

2/1    5.0 * ρ *V 2  T  CDo  n =    − 5.0 ρ *V 2  max  W W  W  k *  max   S S  47.

 T  Donde   se calcula cuando T es máximo lo cual se halla utilizando la W max siguiente formula.  ρ  P P = P *   ⇒ T = MAX MAX A  ρ  MAX V  0  48

4.16.2.1 Desempeño de la aeronave en un banqueo. Al calcular los valores del factor de carga se procederá a calcular el radio de giro máximo para el banqueo y la rata de giro al que debe realizarse. Antes de esto se deberá calcular el ángulo máximo al que la aeronave puede realizar un banqueo.

φ =  1  Arc cos   n  78.81 Para calcular el radio de giro máximo de banqueo se tiene una ecuación que depende del factor de carga, la velocidad y la gravedad.

2 = V RB 2 g n −1 82 79.

81 Ibid. P302 82 Ibid.,

158

Este giro también depende de la rata máxima a la que la aeronave podrá girar sin entrar en una condición insegura. 2 − ω = g n 1 B V 80.83 Otro parámetro de gran importancia que se debe calcular es el radio mínimo de giro el cual se halla por medio de la siguiente expresión matemática.

4* k * (W ) = S Rmin ρ ()T − ()T 2 g * * * 1 4*CD0 / W W 81.84

Al igual que el radio mínimo que es una condición extrema en el giro de una aeronave se debe calcular la máxima rata de giro esto se halla por medio de la siguiente ecuación.

 T 1  ρ  CD  2 ω = g  W −  0   MAX W 2* K  K     S 82.85

4.16.2.2 Desempeño de pull-up y de pull-down. Al calcular los factores de carga para un pull-up y para un pull-down se deberá encontrar el máximo ángulo para realizar esta maniobra o giro de la aeronave. Para calcular el radio de giro en una acrobacia llamada pull up es descrita por:

83 Ibid.,P310 84 Ibid., 85 Ibid.,.

159

V 2 R − = P U g()n −1 83.86

Este giro también depende de la rata máxima a la que la aeronave podrá girar sin entrar en una condición insegura. ( − ) ω = g n 1 P−U V 84.87 para calcular a otra condición llamada pull-down será las fórmulas que será dependientes del factor de carga, la gravedad y la velocidad.

V 2 R − = P D g()n +1 85.88

Este giro también depende de la rata máxima a la que la aeronave podrá girar sin entrar en una condición insegura. ( + ) ω = g n 1 P−D V 86.89

4.17 Calculo de la distancia de despegue. Para calcular esta distancia se plateo un problema simple de dinámica ya que las ecuaciones convencionales aunque salen de este análisis muchas veces usan factores de corrección los cuales son para aeronaves convencionales lo cual no aplica para este proyecto.

86Ibid., 87 Ibid., 88 Ibid., 89 Ibid.,

160

Lo primero que se hizo fue ubicar las fuerzas sobre en bosquejo, esto para que el análisis sea mas sencillo de entender. Esto se puede observar en la siguiente figura.

Figura 78. Fuerzas que actúan en la etapa de despegue.

En el análisis que se realizará usando la gráfica 74 para hallar la distancia de despegue, se utilizará la segunda ley de Newton donde la sumatoria de las fuerzas es igual a masa por aceleración que será representado por la siguiente ecuación:

87. El desarrollo de esta sumatoria se tiene en cuenta las fuerzas mostradas en la grafica 74, donde la ecuación que representa las fuerzas es la siguiente:

161

88. En donde; • “m” es la masa de la aeronave. • “E” es el empuje que tendrá la aeronave a lo largo de la trayectoria. • “D” es el la resistencia al avance de la aeronave sabiendo que esta fuerza varía con la velocidad que tenga la aeronave. • F es la fuerza de fricción que se genera el contacto de las ruedas del avión y el terreno. Además teniendo en cuenta que esta fuerza varía con la sustentación porque cuando se aumenta la velocidad se aumenta la sustentación y disminuye la fuerza normal (N) que es la que genera la fuerza de fricción. La interpretación matemática de F es igual:

89.

90. Pero como se quiere es encontrar la distancia de despegue de la aeronave, la aceleración se entiende como:

91.

92.

Remplazando la ecuación 91 en la ecuación 92 se tiene;

93.

162

La ecuación para hallar la distancia de despegue para este tipo de aeronaves es la siguiente:

∫ *2.1( VS ) dv = ∫x dx 0 T W 1  0.04  0 m −0.04⋅ − ⋅ρ⋅V⋅{}()()S⋅()C + C + ()S ⋅ C + ⋅ρ⋅S⋅C ⋅V   D0w Diw WETF D0F  L  V V 2  2 

La ecuación queda toda en términos de “v” con el fin de poder integrar y encontrar la distancia de despegue que tendrá la aeronave; el desarrollo de esta ecuación se encuentra en el anexo D. Para encontrar el ángulo de ataque óptimo para el despegue se canalizaron las fuerzas en contra al avance, para ver a que ángulo de ataque estas fuerzas generadas debido al drag y a la fuerza de fricción son menores para un mejor rendimiento al despegue de la aeronave.

Para hallar la menor fuerza se analizó de la siguiente manera donde las fuerzas producidas por el drag de la aeronave aumentan a medida que aumenta la velocidad pero en caso contrario la fuerza producida por la normal de la aeronave disminuye debido que si se aumenta la velocidad, se aumenta la sustentación y así se reduce la fuerza normal.

Se analizó a varios ángulos de ataque debido a que si se varía el ángulo de ataque también se varía la sustentación y el drag. Se puede ver en la figura XX que el punto de corte de estas dos fuerzas a un ángulo de 5 grados es en la velocidad de despegue de la aeronave. Y además los otros ángulos de ataque se generan una fuerza en contra mayor a la velocidad de despegue y esto indicaría que debería utilizar mas pista para el despegue.

163

Figura 79. Cambio de las fuerzas producidas en el despegue a diferentes ángulos de ataque.

Para ver como es el cambio de las fuerzas a lo largo de la velocidad se realizó una sumatoria de las fuerzas contrarias a medida que se cambia la velocidad y se puede volver a firmar que el ángulo de 5 grados es el más adecuado porque la suma de estas fuerzas se mantiene casi constante. Y esta puede ser la mejor situación que puede ocurrir en hablando en términos de despegue de la aeronave y lo mas óptimo que se puede tener.

164

Figura 80. Sumatoria de las fuerzas en contra del movimiento variando el ángulo de ataque y la velocidad de la aeronave.

La distancia calculada aproximadamente es 115 metros.

4.18 Cálculo de la distancia de aterrizaje. Para el cálculo de la distancia de aterrizaje se optó por utilizar una fórmula entregada por el libro de Daniel Raymer la cual ofrece un resultado cercano a la realidad.

W   1  S = 80* *  Landing  S   CL   max  95.90

Cabe resaltar que esta distancia es desde el punto en que el trike toca la pista hasta que el trike frena totalmente. La distancia calculada aproximadamente es 70

90 Ibid., P. 125.

165 metros. La senda de planeo de aterrizaje no se calculo ya que las normas consultadas no especifican la altura del obstáculo a ser superada.

166

5 PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS

5.1 PERFORMANCE

5.1.2 Geometría del ala. Dentro del análisis de resultados, pudo notarse el valor de cada uno de los parámetros que se analizaron, y la relevancia que este tiene la aeronave pendular respecto a las encontradas en el mercado, a continuación se presentan los resultados más importantes obtenidos durante el desarrollo del proyecto, los cuales seguramente serán suficientes para evaluar y comparar el diseño con otros de su misma categoría.

Tabla 23. Resultados de los parámetros geométricos obtenidos VARIABLE VALOR UNIDAD

Área alar 14.55 m2 Envergadura 10.34 m Relación de aspecto 6.92 Relación de cuerdas 0 Angulo de Twist 18 Grados Angulo de nariz 120 Grados Cuerda 2.81 m Cuerda media geométrica 1.41 m Cuerda media aerodinámica 1.88 m Perfil 1408 NACA

La geometría alar para este tipo de aeronaves es muy similar al área alar que se requería, en lo referente a la relación de aspecto se analizo con la ecuación 12 que se usa para este tipo de alas. Y con este valor se puede hallar la relación que hay cuerda versus envergadura, que según este análisis se encontró que una

167

óptima relación de b/L es cuando b es 3.5 veces mayor que L, lo que genera una mayor eficiencia en este tipo de alas.

Al encontrar un ángulo de twist tan elevado y que sería anormal en aviones convencionales; para las aeronaves tipo pendular es necesario que el ala sea autoestable ya que no contiene superficies de control y al ser un ala volante se busco un coeficiente de momento positivo.

5.1.3 velocidades de operación. Para una correcta operación de la aeronave se tienen en cuenta las velocidades más relevantes para aeronaves tipo pendular.

Tabla 24. Resultados de velocidad obtenidos. VARIABLE VALOR UNIDAD

Velocidad de pérdida Vs 14.6 m/seg

Velocidad de crucero Vα 23.5 m/seg

Velocidad máxima Vmax 42.5 m/seg

Velocidad de nunca exceder Vne 56.6 m/seg Velocidad de ascenso Vr/c 17.8 m/seg

Rata de asenso R/Cmax 8 m/seg

Rata de descenso VV 11.4 m/seg

5.1.4 pesos calculados para el aeronave pendular. Los pesos fueron estimados siempre a lo largo del diseño. Estos fueron tomados por consultas hacia los fabricantes y autores de libros descritos en la bibliografía.

168

Tabla 25. Resultados de pesos obtenidos.

VARIABLE VALOR UNIDAD

Peso en vacío 195 Kg- fuerza Peso de combustible 32 Kg- fuerza Peso instrumentos 6.8 Kg- fuerza

Peso carga paga 200 Kg- fuerza Peso ala 50 Kg- fuerza

Peso estructuras 51 Kg- fuerza Peso tren de aterrizaje 20.3 Kg- fuerza Peso del motor y hélice 62 Kg- fuerza Peso total 427 Kg- fuerza Factor de carga + 6 Kg- fuerza Factor de carga - -3 Kg- fuerza Carga alar 6 Kg- fuerza

5.1.5 Datos aerodinámicos del ala. Los datos encontrados en el análisis aerodinámico son importantes debido a que afecta los rendimientos de la aeronave.

169

Tabla 26. Resultados aerodinámicos obtenidos.

VARIABLE VALOR UNIDAD

Coef. de sustentación del ala CLmax 2.2

Coef. de sustentación del ala CL0 0.112 Pendiente del ala 4.23 1/Rad Coef. de arrastre del ala CDo 0.008

Coef. de arrastre del ala CDimax 0.227

Coef. de arrastre del ala total CDmax 0.236 Coef. de arrastre aeronave CDo 0.044 Coef. de arrastre aeronave CDi 0.227

Coef. de arrastre aeronave total CDmax 0.271 Coef. de momento CMp -0,016 Coef de momento CMw 0,169 Coef. de momento total CM 0,152 Punto neutral Np 1.87 m Factor de Oswald 0.9

Como se muestra en la tabla anterior el desempeño aerodinámico es referenciado por el coeficiente de sustentación; ya que el valor expuesto puede ser mayor, debido a que no se sabe a qué ángulo se encuentra la pérdida, se asumió y se tomó cuando el ángulo de ataque de la aeronave es de 28 grados. La pendiente de sustentación de la aeronave tiene una inclinación elevada ya que por el fenómeno de vorticidad que ocurre en el ala hace que la pendiente se incremente.

El coeficiente de momento del perfil es negativo pero muy cercano a cero esto es gracias a que cuenta con un réflex, para poder tener un coeficiente de momento positivo para que el ala sea auto estable se realizó el cambio en la geometría expuesta anteriormente donde el flechamiento y el ángulo de twist pronunciado

170 generan un gran coeficiente de momento positivo y como resultante del ala se logra un coeficiente de momento positivo.

Los coeficientes de arrastre no son lo más ideales debido a que los tripulantes de la aeronave van a la intemperie y generan una gran resistencia al avance por tal motivo se cuenta con un motor con gran potencia respecto al tamaño del aeronave para que puede romper con gran facilidad esta resistencia.

Al comparar los resultados obtenidos en los tres estudios expuestos en el capitulo 4.6 y 4.7 se encontro que:

• Solo en el análisis de las alas delta se tuvo en cuenta un valor más aproximado por la sustentación adicional que se da debido a los vórtices ver figura 22.

• La sustentación cuando el ángulo de ataque es cero es muy parecido en todos los análisis y se puede decir que esto depende totalmente del perfil que se utilice

• El software AVL no maneja viscosidad debido a esto la pérdida del ala no se puede hallar.

• Las tres pendientes halladas para cada uno de los análisis son menores que la del perfil y que teóricamente tiene que suceder de esa manera.

• Al comparar varias teorías para hallar las pendientes de sustentación de alas delta, se encontró que la teoría que más se aproxima es la de alas convencionales con flechamiento de John Anderson.

171

Figura 34. Comparación resultados teóricos y resultados computacional

172

5.1.6 Desempeño de la aeronave.

Tabla 27. Resultados de los parámetros de desempeño de la aeronave estático. VARIABLE VALOR UNIDAD

L/Dmax 10.55

V L/Dmax 23.5 m/seg Vα 23.1 m/seg E 2.10 horas

CLL/D MAX 0.92

α L/D MAX 10.52 grados CL3/2/CD 11.58 CL/CD^2 12.48

CL CL^3/CD^2 1.60 R/C max 480 m/min

V R/C max 17.1 m/seg Tr 400 Newton Ta 900 Newton Rango (R) 251 Millas náuticas

173

Tabla 28. Resultados de los parámetros de desempeño de la aeronave dinámico. VARIABLE VALOR UNIDAD BANQUEO Rmin 23.73 m nmax 2.37 ωmax 0.989 Rad/ seg ωmax 56.7 Grados /seg

VάRmin 16 m/seg PULL-UP Rmin 48.67 m ωmax 0,48 Rad/ seg ωmax 27,6 Grados /seg PULL-DOWN

Rmin 17.83 m ωmax 1,31 Rad/ seg ωmax 75,5 Grados /seg

174

5.2 ESTABILIDAD Y CONTROL

Dentro del análisis de estabilidad y control se obtuvieron los siguientes resultados:

Tabla 29. Resultados de las derivadas de estabilidad y control.

DERIVADA VALOR ESTADO

Estable CMq -2,621286 Estable Clβ -0,000108 Estable Cnβ 0,000494 Estable ClP -0,0494 Estable CnP -1,55483 Estable Clr -0,000659 Estable Cnr -0,00312 Estable aCNp/aαp 0,00000206

Estos valores que se obtuvieron en este análisis básicamente indican el grado de estabilidad de la aeronave pendular. Los valores obtenidos son realmente bajos por lo tanto se puede garantizar que la aeronave es estable. El resultado de estas derivadas básicamente son las pendientes de unas curvas de comportamiento de la aeronave pendular. Para lograra una estabilidad longitudinal adecuada en las aeronaves de tipo pendular se debe garantizar que el coeficiente de momento sea positivo y que la pendiente sea negativa esto debe garantizarse para todos los ángulos de ataque. Esto ya se había mencionado con anterioridad y garantiza un vuelo seguro desde el punto de vista de estabilidad y control.

5.3 ESTRUCTURAS

Por lo general en todo tipo de aeronave incluyendo las aeronaves de tipo pendular se busca que esta sea lo más liviana posible esto con el fin de aumentar el desempeño de esta. Como se mencionó con anterioridad solo se usarán

175 materiales convencionales que su uso en este tipo de aeronaves sea comprobado y de un costo bajo, por esta razón se descartó el uso de materiales compuestos como la fibra de carbono o la fibra de vidrio, que aunque son más livianos que el aluminio y más resistentes que este su análisis es más complejo y su costo es mucho mayor.

El material que se seleccionó fue el aluminio 6061-T6 el cual es un material ampliamente usado en las aeronaves de tipo pendular y a demostrado una gran confiabilidad. Este material se consigue con facilidad en el mercado además su reparación es sencilla respecto a los materiales compuestos. También las inspecciones que este material requiere son más fáciles de realizar en el país que la de los materiales compuestos.

La estructura fue modelada y se sometió a cargas en un software de elementos finitos donde se le impuso la carga que por norma se debe aplicar a este tipo de aeronaves. Aunque se sabe que esta carga tan grande nunca será experimentada por este tipo de aeronaves por lo tanto es posible que si en algún momento esta se construye, se haga notorio que la estructura esté sobredimensionada respecto a las “verdaderas” cargas que va a soportar esta aeronave.

El esfuerzo máximo que soporta la estructura principal fue de 463MPA esto incluye el factor de seguridad. El aluminio 6061-T6 soporta un esfuerzo máximo de 606MPA91 lo cual indica que el material seleccionado soporta adecuadamente el esfuerzo máximo de la aeronave pendular.

91 MILHDBK5H

176

5.4 ANÁLISIS DE DATOS TREN DE ATERRIZAJE

Las cargas que deben soportar el tren delantero y tren trasero y su ubicación desde el centro de gravedad. Siendo FN el peso que debe soportar el tren de nariz y FM el tren principal.

Tabla 30. Distancias y pesos distribuidos en el tren de aterrizaje. Datos Cantidad Unidades W 427 Kilogramos

FM 320,25 Kilogramos

FN 106,75 Kilogramos

X1 480 Milímetros

X2 1440 Milímetros

X3 1920 Milímetros

Con estas cargas se procedió a seleccionar la llanta y el rin los cuales soportan los siguientes pesos.

Tabla 31. Pesos que soportan las partes principales del tren de aterrizaje. Componente Peso que soporta Unidades Rin 1600 Kilogramos Llanta 930 Kilogramos

Las llantas y el rin seleccionado son usados en aviación lo cual garantiza que este puede ser usado en la aeronave pendular sin ningún problema también como se puede observar estos soportan una carga mucho mayor a la requerida.

El track de la aeronave como se mencionó anteriormente se estableció de forma gráfica y se obtuvo el siguiente resultado

177

Tabla 32. Distancia entre trenes principales. Distancia Unidades Track 1.94 metros

Como se mencionó con anterioridad como elemento encargado de absorber las cargas durante el aterrizaje se utilizó un sistema de absorción de impacto por lonas, la elongación y la constante de las lonas se listan a continuación.

Tabla 33. Cargas que debe absorber el tren de aterrizaje. Elemento Cantidad Unidades Lonas 43185 Newton/metro Carga 3973 Newton Elongación 0.092 metros LT 0.27 metros Lm 0.2 metros

Para el tren de nariz se optó por seleccionar un amortiguador convencional que su función al igual que las lonas del tren principal es el de absorber las cargas durante las fases de vuelo que apliquen.

La fuerza que debe soportar el amortiguador es la siguiente

Tabla 34. Cargas que soporta el amortiguador de nariz. Elemento Carga Unidades Amortiguador 2187 Newton

Por lo tanto el amortiguador que se seleccionó fue un amortiguador de la marca Hagon número 5 el cual absorbe 196N por centímetro y como este se contrae 12

178 centímetros la carga total que soporta es de 2352N lo cual es suficiente para la carga que se tiene. Cabe resaltar que este incluye el factor de seguridad de 3 que deben llevar los elementos de los trenes de aterrizaje. Sistema de frenado

Para seleccionar el sistema de frenado se obtuvo la energía que debía disipar este, la cantidad de energía que debe disipar el freno es la siguiente.

Tabla 35. Energía cinética que debe disipar el sistema de frenado. Factor de LB-FT Nm KEbraking seguridad 47813Nm 1.5 52898 71720

Por lo tanto se buscó un freno que pudiera disipar esta cantidad de energía y se seleccionó el siguiente sistema de frenado el cual es de la misma marca que el rin lo cual garantiza que no abra problemas durante su instalación. La cantidad de energía que absorbe el freno es la siguiente.

Tabla 36. Energía cinética que disipa el sistema de frenado seleccionado.

LB-FT N-m KE braking

120000 162698 KE braking

Como se puede observar la energía que absorbe el freno es bastante grande en comparación a la requerida lo cual garantiza que no abra problemas durante el frenado.

179

5.5 ANALISIS DE DISTANCIA DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE.

Tabla 37. Distancias de despegue y aterrizaje. Distancia de Despegue 375 pies 115 metros Distancia de Aterrizaje 220 pies 68 metros

Cabe resaltar que esta distancia es sin superar el obstáculo que para aviones FAR 23 es de 50 pies, pero para este tipo de aeronaves no hay una normatividad acerca de esto por lo tanto las distancia enunciadas en la tabla anterior solo son cuando la aeronave se encuentra en contacto con el suelo, hasta que despega o hasta que se detiene por completo.

5.6 ANÁLISIS DE COSTOS

El análisis de costos al igual que el proyecto es solo de forma preliminar solo se indicaran los costos de los componentes principales. Hay que resaltar que al igual que en una aeronave convencional la mayoría de componentes hay que importarlos ya que la industria colombiana carece de fabricantes de la mayoría o se podría decir que todos los componentes.

En el momento de realizar este análisis de costo se tomó como referencia el precio del dólar equivalente a 2000 pesos colombianos.

180

Tabla 38. Estimación del costo de los materiales de la aeronave. Componente Proveedor Costo Cantidad Costo total unidad Requerid a Rin delantero con freno Beringer $ 996000 1 $ 996000 Rin trasero Beringer $ 898000 2 $ 1796000 Llantas flight especial II Goodyear $ 272000 3 $ 816000 Motor con caja Rotax $ 1 $ 15726000 reductora 15726000 Kit hélices de tres Warp Drive $ 1220000 1 $ 1220000 palas Mylar PX20 Teinser $ 87000 33mt2 $ 2871000 Transmisor VHF M760 Microair $ 1672000 1 $ 1672000 avionics Sistema de Lynx $ 4160000 1 $ 4160000 comunicaciones avionics Aluminio extruido Eagle $ 60000 38mt $ 2280000 6061-T6 en forma Alloys tubular. Amortiguador Hagon $ 300000 1 $ 300000 shock absorber

Total costos de componentes $ 31, 837,000

A estos costos hay que sumarles el arancel de importación que es aproximadamente del 32% por lo tanto el precio de los componentes principales de la aeronave pendular seria de $ 42, 024,840. Este es el costo de los materiales principales a esta suma hay que añadirle el precio de los conectores, pernos y

181 demás accesorios de unión que deben ser tomados en cuenta en el análisis detallado que no hace parte de este proyecto.

Aparte de los costos de los componentes principales enunciados en la tabla 30 se debe sumar los costos de la mano de obra los cuales son mensuales y del diseño, que están enunciados en la siguiente tabla:

Tabla 39. Estimación del costo de recursos humanos y diseño de la aeronave. Recursos humanos Costo total Ingenieros $ 3000000 Técnico de ensamble $ 1000000 Diseño $5000000

Total costos Recursos humanos $9, 000,000

Por lo tanto el costo total de fabricación y ensamble de una aeronave de tipo pendular en Colombia será de $51, 024,840.

182

6. CONCLUSIONES

• Se comprobó que las alas delta volantes generan más sustentación que el perfil seleccionado debido a la sustentación por vorticidad.

• Se realizó un procedimiento básico para el dimensionamiento de las aeronaves de tipo pendular que puede servir como base para otros proyectos de características similares.

• Al comparar varias teorías para hallar las pendientes de sustentación de alas delta, se encontró que la teoría que más se aproxima es la de alas con flechamiento de John Anderson.

• La estabilidad de las alas volantes es inherente a ellas por lo tanto es poco lo que se debe hacer para mejorar la estabilidad de estas. Esto respecto a aeronaves convencionales.

• Se demostró que para las alas volantes el coeficiente de momento del perfil debe ser positivo aunque si esto no es así esta condición se puede corregir en el ala usando torsión (twist).

• Al aumentar la envergadura, o mejorar la relación de aspecto se incrementa la mejor relación de planeo, pero a su vez se afecta la estabilidad longitudinal, y se incrementa la estabilidad lateral.

183

• Las limitaciones en el software AVL hace imposible predecir con exactitud la pendiente de sustentación y el ángulo en el cual entra en pérdida la aeronave pendular sin embargo trata de acercase a la realidad.

• Predecir la resistencia al avance con exactitud en este tipo de aeronaves es muy complejo ya que al tener un fuselaje abierto se tienen muchas variables como lo son, el tamaño de los pasajeros, la ropa y el equipo que estos estén usando, por lo tanto hacer este cálculo con exactitud es muy difícil.

• Al encontrar una formula para predecir la distancia de despegue se encontró que el ángulo de incidencia que genera menos resistencia al avance para el despegue, es menor que el ángulo de máxima eficiencia de la aeronave.

184

7. RECOMENDACIONES

• Realizar una simulación del ala usando CFD para medir con mayor exactitud las condiciones aerodinámicas del ala.

• Realizar un análisis estructural de la aeronave pendular usando materiales compuestos como material base lo cual reduce peso y mejora el desempeño de la aeronave.

• Realizar un análisis más profundo del arrastre generado por el fuselaje de la aeronave pendular ya que este al ser “abierto” difiere respecto a las aeronaves tradicionales.

• Realizar un modelo escala 1 a 1 para poder analizar todos los coeficientes aerodinámicos del ala, ya que se encontró que por motivos de aeroelasticidad pueden variar los coeficientes aerodinámicos si se varía la escala.

• Si es posible en determinado momento sería recomendable usar un túnel de viento para medir los parámetros aerodinámicos más importantes de la aeronave pendular con mayor exactitud que lo simulados por CFD.

• Encontrar la factibilidad de usar materiales hechos en Colombia para realizar la construcción de este tipo de aeronaves sin afectar la seguridad y su certificación.

185

8. BIBLIOGRAFÍA

ANDERSON, John. Airplane Performance. 2ed. New York: McGraw-Hill, 2001. ______. Fundamentals of Aerodynamics. 3 ed. New York: McGraw- Hill, 2001.

ASSELIN, Mario. An introduction to aircraft performance. Ohio: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1997

BEDFORD, Anthony y FOWLER, Wallace. Mecánica para ingenieros, estática. Bogotá D.C.: Addisson Wesley Iberoamericana, 1996.

CURREY, Norman S. Aircraft landing gear design. Washington: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1988.

ETKIN, Bernard. Dynamics of flight: stability and control. New York: John Wiley &

HOERNER, Sighard. Fluid - Dynamic Drag: Theoretical, experimental and statistica. New Jersey, Liselotte A. Hoerner, 1992.

______. Fluid- Dynamic lift. New Jersey, Liselotte A. Hoerner, 1985.

INSTITUTO COLOMBIANO DE NORMAS TECNICAS. Normas colombianas para la presentación de trabajos de investigación. Quinta actualización. Bogotá D.C. ICONTEC, 2002. NTC 1486.

MEGSON, T.H.G. Aircraft structures for engineering students. Amsterdam, el sevier, 2005.

186

MUNSON, Brucer. Fundamentos de mecánica de fluidos México, Limusa Wiley, 2004.

NELSON, Robert C. Flight stability and automatic control. Estados Unidos, Segunda edición. Education Series, 1992.

NICKEL, Karl and WOHLFAHRT, Michael. Tailless aircraft in theory and practice. 2 ed. Oxford: Butterworth-Heinemann, 1994.

PEERY, David J. Aircraft structures. New York: Mc Graw Hill, 1982.

RAYMER, Daniel. Aircraft design: a conceptual approach. Washington, DC: AIAA. 1992.

ROSKAM, Jan. Airplane Aerodynamics and performance. Lawrence: DAR Corporation, 1997.

______Airplane Design. TOMO I, II, III, IV, V Y VI. Lawrence: DAR Corporation, 2004.

REFERENCIAS CITADAS EN INTERNET

1) http://www.hagon-shocks.co.uk/HagShocks.htm consultado [12/08/2008: 16:30]

2) http://www.ultraligeros.net/Descargas/Descargas.htm consultado [15/09/2008: 20:00]

3) http://www.unitconversion.org/ consultado [07/06/2008: 13:30]

187

4) http://www.eaa.org/ultralights/ consultado [10/10/2008: 17:45]

5) http://www.casa.gov.au/casadata/cota/aust.htm consultado [24/09/2008: 10:50]

6) http://portal.aerocivil.gov.co/portal/page/portal/Aerocivil_Portal_Internet/nor matividad/rac/indice_general consultado [30/01/2008: 20:30]

7) http://www.luminum.com/tube/t6061-t6t.html consultado [28/07/2008: 15:15]

8) http://www.beringer.fr/cat/catPlaneEn.pdf consultado [30/08/2008: 16:48]

9) http://www.lynx-avionics.com/English_Site/E_Site_Index/e_frame_set.html consultado [27/08/2008: 20:40]

10) http://www.microair.com.au/index.aspx?page=186&productID=25 consultado [15/07/2008: 17:45]

11) http://users.iafrica.com/a/am/amptro/ consultado [29/09/2008: 13:50]

12) http://www.rotax-aircraft-engines.com/a_engine_582.htm consultado [07/06/2008: 16:50]

13) http://www.warpdriveprops.com/ consultado [08/07/2008: 16:40]

14) http://www.airborne.com.au/pages/ml_microlights.html consultado [06/02/2008: 15:30]

15) http://www.pmaviation.co.uk/our%20aircraft.html consultado [07/02/2008: 16:50]

188

16) http://www.usairnet.com/ultralight/trike/ consultado [07/06/2008: 18:30]

17) http://www.flyhardtrikes.com/skycycle.html consultado [08/06/2008: 13:45]

18) http://www.aircreation.fr/anglais/Products/Trikes/tabid/101/language/en- US/Default.aspx consultado [09/06/2008: 17:45]

19) http://www.solowings.com/products/products.html consultado [09/06/2008: 18:30]

189

ANEXO A

PLANOS FLEXWING TRIKE

(AERONAVE PENDULAR) NUMERO DE NOMBRE DEL CANTIDAD SUB-CONJUNTOS CONJUNTO 1 ALA 1 2 FUSELAJE 1

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA TITULO: CONJUNTO AERONAVE ESCALA1:20 2008/10/21 PENDULAR JORGE LUIS CALDERON MATERIAL : NO Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON APLICA cotas en milimetros ángulos en grados TRATAMIENTO TERMICO : NO tolerancias ±0,5 y ±1º APLICA Numero Titulo Material Cantidad 3 pieza 1 keel tube aluminio 6066 T6 1 2 nose plate acero 1020 2 3 leading edge tube aluminio 6066 T6 2 5 4 base plate acero 1020 2 5 leading/cross junction aluminio 6066 T6 4 6 cross tube aluminio 6066 T6 2 7 hang point acero 1020 1 9 8 junction acero 1020 1 7 8 6 9 lower junction acero 1020 1 1 10 basebar aluminio 6066 T6 1 4 11 borde de ataque fibra de vidrio 2

O N

2 M L DETALLE O

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA ALA GENERAL TRIKE FLEXWING DETALLE M ESCALA1:20 2008/10/21

JORGE LUIS CALDERON MATERIAL : NO IVAN FELIPE CAÑON Salvo indicación contraria DETALLE L APLICA cotas en milimetros ángulos en grados DETALLE N TRATAMIENTO TERMICO : NO tolerancias ±0,5 y ±1º APLICA 11

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

ALA PERFIL ESCALA1:20 2008/10/21 JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en pulgadas ángulos en grados MATERIAL:NO APLICA tolerancias ±0,5 y ±1º 1 1475 130 1395 C D 1091 B A 3000 40 39

10 O O 63 O 10 O 57,2 O 50,8 5 2,9

DETALLE B 49 DETALLE C DETALLE D UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO KEEL TUBE ESCALA 1:20 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados DETALLE A ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 2 O 0

2 1 0 R 8 O 10 21,8

O 10 1 0 O

1 39 0 10 R O 95,8 20 15

R 20 26 69,3 69,3 26 20 20

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO: NOSE PLATE ESCALA 1:1 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º 3

F G E 2626 5626 30 15

0 O 1 10 O 10 O 57,2 O O 50,8 28,6

DETALLE G DETALLE F DETALLE E UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA LEADING/EDGE TUBE ALA ESCALA1:20 2008/10/21 JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en pulgadas ángulos en grados MATERIAL: ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 4

R 0 4 87,4 31,5

R 10 8 10 50 R 27,4 100 27,4

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO BASE PLATE ESCALA 1:1 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º 5

R 15 8 10 O 00 70 70 1

10 O R 15

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO: LEADING/CROSS ESCALA 1:1 2008/10/22 JUNCTION JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º 6

2600

H I 15 J 10 15 O

O 57,2 O 50,8

10 O DETALLE I DETALLE J UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO: CROSS TUBE ESCALA 1:10 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria DETALLE H IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 7 25 96 R 2 13 2 18 30 30 18 R 5

10 10 10 16 2 R 46,5 3,5 0 1 0 2 26,5

50 5 R R O 20 2

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO: HANG POINT ESCALA 1:1 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º 8

120 3

14,8 27,6 28,6 3 30,2 30 30 30 30

,6 28 R R 31 ,6

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO: UPPER JUNCTION ESCALA 1:1 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en pulgadas MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º 9

R 8,6 31 2 14,8 ,6 R 30,2 30 30 30 30 3 27 34,6 3

120

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO: LOWER JUNCTION ESCALA 1:1 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º 10 95,2

O 30 O 26

37,2 0 1

,3 2 6 4 1 67,2

6 7 ,7 ° ° ,7 7 DETALLE K 55 6 R R 25 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

1106,7 TITULO: BASEBAR ESCALA 1:10 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º K 11 5000

3500 2500 1550 50 1769,2 1468,1 970,1 50 50 500 50 599,4 999,4 50

5600 400 180

R A 200

R 90 57,2 171,4 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA BORDE DE ATAUE Y LINEALIZACION DEL PERFIL DETALLE A ESCALA1:20 2008/10/21 JORGE LUIS CALDERON Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON cotas en pulgadas ángulos en grados MATERIALFIBRA DE VIDRIO Y tolerancias ±0,5 y ±1º ACERO 1020 Numero Titulo Material cantidad 18 pieza 1 QUILLA HORIZONTAL ALUMINIO 6066 T6 1 2 QUILLA VERTICAL ALUMINIO 6066 T6 1 3 TUBO FRONTAL ALUMINIO 6066 T6 1 2 4 TREN DE NARIZ ALUMINIO 6066 T6 1 5 BANCADA MOTOR ACERO 1020 1 6 TREN PRINCIPAL ALUMINIO 6066 T6 2 3 7 FRONTAL TREN PRINCIPAL ALUMINIO 6066 T6 2 9 8 SOPORTE BANCADA ACERO 1020 2 5 9 SOPORTE SILLA LATERAL ALUMINIO 6066 T6 2 10 SOPORTE SILLA TRANSVERSAL ALUMINIO 6066 T6 2 11 TUBO AMORTIGUADOR TREN ALUMINIO 6066 T6 2 23 12 JUNTAS DE UNION QUILLA ACERO1020 2 13 JUNTAS UNION TREN ACERO 1020 2 14 LLANTAS NO APLICA 3 8 11 15 RIN NO APLICA 3 16 PANEL INSTRUMENTOS NO APLICA 1 17 SOPORTE TREN NARIZ ALUMINIO 6066 T6 2 22 18 JUNTAS UNION FRONTAL ALUMINIO 6066 T6 8 12 19 JUNTAS TREN PRINCIPAL ALUMINIO 6066 T6 4 20 AMORTIGUADOR TREN NARIZ ALUMINIO 6066 T6 1 6 16 21 LONAS DE TREN PRINCIPAL NO APLICA 1 13 22 JUNTAS UNION SILLAS ALUMINIO 6066 T6 2 23 JUNTA BANCADA ACERO 1020 2

17 19 10

1 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA 7 TITULO FUSELAJE DEL ESCALA1:10 2008/10/22 TRIKE GENERAL 4 15 JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. 14 cotas en milimetros TRATAMIENTO TERMICO: ángulos en grados tolerancias ±0,5 y ±1º B C D A SECCION C SECCION D

SECCION A UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO DETALLES DE ESCALA1:50 2008/10/22 UNION EN EL FUSELAJE JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados SECCION B NO APLICA tolerancias ±0,5 y ±1º 1 60 20 O 10 10 10 O

O O 10

DETALLE F DETALLE G 150° 50 968,55 311,45 382,49

57,15 F G 2274,1 E 57,15

50,8 O O UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA TITULO QILLA HORIZONTAL ESCALA1:10 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados DETALLE E ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 2 30

10 40 90 10

O O 20 10 O O 10 O DETALLE I DETALLE J DETALLE K

20 530 1250 I J K 2000 H 57,15

,8 O O 50 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO QILLA VERTICAL ESCALA1:10 2008/10/22 MONOPOLE JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria DETALLE H IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 3 10 10

O 10 10 25,4 O

DETALLE M DETALLE N 2298,7 L M N 25,4

5 O 19,0 O UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO TUBO FRONTAL ESCALA1:10 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros DETALLE L MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 4 621,6 30 50,8 160,8 O 2 0 10 621,6 30 321,6 30 O 30

24 25

220 60 25,4

357,4 V V 272,4 254,6 20 O 30 50,8 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA 38,1 38,1 TITULO TREN DE NARIZ ESCALA1:5 2008/10/22

JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros CORTE V-V MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 5

0 1

O 8 10x 15 SMAW 7015

15 O 35 10 50

10 20 O

20 O 30 77,2 8 8 210 10 30 73,15 30 CORTE O-O 10 10x 15 SMAW 7015 10x 15 SMAW 7015

53,4 10 10x 15 SMAW 7015 35° 260 230 10x 15 10 SMAW 7015 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA TITULO BANCADA ESCALA1:4 2008/10/22 108,5

JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. 10x 15 cotas en milimetros 93,2 SMAW 7015 MATERIAL: ACERO 1020 ángulos en grados LIBERACION DE TENSIONES tolerancias ±0,5 y ±1º 6 10 8 O O

DETALLE R DETALLE Q 38,1 Q20 15

P R 800 38,1

O 31,8 O UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA TITULO TUBO TREN ESCALA1:4 2008/10/22 PRINCIPAL JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados DETALLE P ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 7 10 10 O O

DETALLE S DETALLE T

1200 S T 10 8 U 25,4 O 2,9 O 2 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO TUBO FRONTAL ESCALA1:10 2008/10/22 DETALLE U TREN PRINCIPALE JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 8

8 5

O 8 R 10 10

594 614

1250 15

15 W O 25,4

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA 19,1

O TITULO SOPORTE BANCADA ESCALA1:5 2008/10/22 SOPORTE SILLA LATERAL JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros DETALLE W MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º 10 O 25,4 500 10 10 19,1 O O

20 25 O O 10 O 10 DETALLE X 198,4 198,4 X

17 241,4 R 5 15 R 12,5 10 20 20 O O 44 O 6,35 O 10 72,7 O 48,3 6,35 96,8

0 2

R UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA 1 2 9 TITULO SOPORTE SILLA 1:5 ,6 ESCALA 2008/10/22 9 ROTULA DE TREN NARIZ 1:2 JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ALUMINIO 6061 T6 tolerancias ±0,5 y ±1º R 2 12 0 10 O

12 5 24,1 ,3 6 31,9 29 98,56 10 138,56 O 20 55 20 R 2 20 0 R 60

100

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

TITULO JUNTAS DE UNION ESCALA1:2 2008/10/22 QUILLAS JORGE LUIS CALDERON P. Salvo indicación contraria IVAN FELIPE CAÑON G. cotas en milimetros MATERIAL: ángulos en grados ACERO 1020 tolerancias ±0,5 y ±1º

ANEXO B

RESULTADOS OBTENIDOS EN XFOIL PARA CADA PERFIL

Figura. Perfil NACA 1408

alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr -5 -0.4309 0.00682 0.00234 -0.0285 0.9915 0.0157 -4 -0.3124 0.00599 0.00156 -0.0299 0.9740 0.0309 -3 -0.2053 0.00535 0.00106 -0.0286 0.9349 0.0829 -2 -0.0975 0.00473 0.00070 -0.0277 0.8745 0.2096 -1 0.0111 0.00421 0.00049 -0.0271 0.7879 0.4056 0 0.1196 0.00377 0.00043 -0.0267 0.6778 0.6600 1 0.2263 0.00365 0.00054 -0.0255 0.5507 0.8734 2 0.3325 0.00404 0.00075 -0.0240 0.4188 0.9829 5 0.6716 0.00720 0.00235 -0.0262 0.0265 10000 6 0.7778 0.00817 0.00328 -0.0252 0.0137 10000 9 10858 0.01266 0.00812 -0.0213 0.0061 10000 10 11889 0.01366 0.00915 -0.0205 0.0055 10000 11 12851 0.01547 0.01107 -0.0188 0.0046 10000 12 13552 0.02050 0.01670 -0.0137 0.0039 10000 13 13851 0.02863 0.02565 -0.0053 0.0037 10000 14 14035 0.03416 0.03154 0.0031 0.0037 10000 15 13753 0.04799 0.04590 0.0018 0.0037 10000

Figura. Perfil EPPLER 182

alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr -2.000 -0.1693 0.00596 0.00085 0.0026 0.6250 0.0927 -1.000 -0.0589 0.00520 0.00057 0.0027 0.6045 0.2648 0.000 0.0484 0.00414 0.00040 0.0032 0.5784 0.6049 1.500 0.2238 0.00336 0.00055 0.0019 0.5327 0.9886 2.000 0.2973 0.00350 0.00061 -0.0020 0.5127 0.9924 3.000 0.4439 0.00389 0.00075 -0.0101 0.4396 0.9986 4.000 0.5617 0.00508 0.00120 -0.0124 0.2433 10.000 5.000 0.6647 0.00643 0.00195 -0.0116 0.0904 10.000 6.000 0.7654 0.00794 0.00303 -0.0103 0.0064 10.000 7.000 0.8663 0.00929 0.00455 -0.0086 0.0038 10.000 8.000 0.9522 0.01316 0.00895 -0.0052 0.0026 10.000 9.000 10.568 0.01266 0.00828 -0.0045 0.0024 10.000 10.000 11.497 0.01380 0.00939 -0.0023 0.0013 10.000 11.000 10.602 0.03643 0.03420 0.0177 0.0021 10.000

Figura. Perfil EPPLER 184

alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr -4.000 -0.4708 0.00920 0.00413 0.0212 0.6713 0.0104 -3.000 -0.3643 0.00743 0.00209 0.0225 0.6506 0.0114 -2.000 -0.2535 0.00666 0.00116 0.0231 0.6305 0.0141 -1.000 -0.1438 0.00577 0.00067 0.0235 0.6090 0.1498 0.000 -0.0381 0.00448 0.00042 0.0243 0.5818 0.5158 1.000 0.0675 0.00318 0.00047 0.0258 0.5528 0.9747 2.000 0.2112 0.00351 0.00065 0.0188 0.5133 0.9903 3.000 0.3531 0.00398 0.00084 0.0119 0.4259 0.9966 4.000 0.4914 0.00576 0.00147 0.0045 0.1205 10.000 5.000 0.5984 0.00730 0.00255 0.0046 0.0055 10.000 6.000 0.7033 0.00849 0.00389 0.0055 0.0044 10.000 7.000 0.8050 0.01012 0.00567 0.0067 0.0035 10.000 8.000 0.8957 0.01390 0.00977 0.0091 0.0032 10.000 9.000 0.9650 0.02221 0.01892 0.0146 0.0038 10.000 10.000 10.234 0.02806 0.02526 0.0193 0.0034 10.000 11.000 10.355 0.03559 0.03332 0.0262 0.0032 10.000 12.000 0.9795 0.05100 0.04928 0.0235 0.0031 10.000 13.000 0.9062 0.08029 0.07908 0.0041 0.0032 10.000

Figura. Perfil EPPLER 186

Alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr -3.000 -0.4105 0.00779 0.00202 0.0406 0.5574 0.0131 -2.000 -0.3001 0.00724 0.00136 0.0412 0.5385 0.0155 -1.000 -0.1946 0.00611 0.00084 0.0425 0.5204 0.2022 0.000 -0.0933 0.00482 0.00058 0.0443 0.5024 0.5408 1.000 0.0259 0.00359 0.00067 0.0428 0.4815 0.9621 2.000 0.1541 0.00404 0.00099 0.0395 0.4557 0.9788 3.000 0.2940 0.00445 0.00129 0.0333 0.4255 0.9848 4.000 0.4341 0.00485 0.00155 0.0269 0.3793 0.9890 5.000 0.5715 0.00613 0.00214 0.0201 0.2004 0.9933 6.000 0.6987 0.00825 0.00336 0.0148 0.0117 0.9966 7.000 0.8260 0.00937 0.00455 0.0104 0.0045 0.9993 8.000 0.9346 0.01087 0.00621 0.0097 0.0039 1.0000 9.000 1.0300 0.01261 0.00808 0.0113 0.0032 1.0000 10.000 1.1109 0.01588 0.01160 0.0142 0.0027 1.0000 11.000 1.1537 0.02191 0.01806 0.0210 0.0026 1.0000 12.000 1.1483 0.02824 0.02478 0.0316 0.0026 1.0000 13.000 1.1440 0.03723 0.03416 0.0342 0.0026 1.0000 14.000 1.1332 0.04900 0.04629 0.0321 0.0027 1.0000

PORCENTAJE DE ERROR ENTRE LOS DATOS OBTENIDOS POR XFOIL Y LOS DATOS EXPERIMENTALES

Angulo Experimental Xfoil Error absoluto Error relativo Porcentaje de error -6 -0,55 -0,5300 0,02 -0,036 -3,6 -4 -0,32 -0,3124 0,0076 -0,024 -2,4 -2 -0,1 -0,0975 0,0025 -0,025 -2,5 0 0,115 0,1196 0,0046 0,040 4,0 2 0,33 0,3325 0,0025 0,008 0,8 4 0,54 0,5674 0,0274 0,051 5,1 6 0,75 0,7778 0,0278 0,037 3,7 8 0,96 0,9891 0,0291 0,030 3,0 10 1,15 1,1889 0,0389 0,034 3,4 12 1,32 1,3552 0,0352 0,027 2,7

Diferencia pendientes

Experimental Xfoil Error absoluto Error relativo Porcentaje de error 0,1051 0,102165 -0,002935 -0,027925785 -2,8

ANEXO C

REPORTE DE ANÁLISIS ESTRUCTURAL EN ANSYS WORKBENCH

ANALISIS DEL ALA.

First Saved Wednesday, October 22, 2008 Last Saved Wednesday, October 22, 2008 Product Version 11.0 Release

TABLE 1 Unit System Metric (mm, kg, N, °C, s, mV, mA) Angle Degrees Rotational Velocity rad/s

Modelo

TABLE 2 Model > Geometry Object Name Geometry State Fully Defined Definition C:\Documents and Settings\308\Mis documentos\piezas nuevas Source trike\ala\ala bien mamonuda.igs Type Iges Length Unit Meters Element Control Program Controlled Display Style Part Color Bounding Box Length X 70,575 mm Length Y 3011,8 mm Length Z 9885,7 mm Properties Volume 5,0102e+007 mm³ Mass 138,78 kg Statistics Bodies 9 Active Bodies 9 Nodes 20264 Elements 8983 Preferences Import Solid Bodies Yes Import Surface Bodies Yes Import Line Bodies Yes Parameter Processing Yes Personal Parameter Key DS CAD Attribute Transfer No Named Selection No Processing Material Properties No Transfer CAD Associativity Yes Import Coordinate Systems No Reader Save Part File No Import Using Instances Yes Do Smart Update No Attach File Via Temp File No Analysis Type 3-D Mixed Import Resolution None Enclosure and Symmetry No Processing

TABLE 3 Model > Geometry > Parts Object Name Part 1 Part 2 Part 3 Part 4 Part 5 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Aluminum Alloy Stiffness Behavior Flexible Nonlinear Material Yes Effects Bounding Box Length X 8, mm 57,15 mm 8, mm 57,15 mm 110,31 110,31 Length Y 401,17 mm 2862,5 mm 401,17 mm mm mm 126,76 126,76 Length Z 2584,6 mm 4900,8 mm 2584,6 mm mm mm Properties 42450 6,6597e+006 1,4417e+007 42450 6,6597e+006 Volume mm³ mm³ mm³ mm³ mm³ 0,11759 0,11759 Mass 18,448 kg 39,934 kg 18,448 kg kg kg 32,575 -2,8044e-005 9,2649e-005 32,575 2,8044e-005 Centroid X mm mm mm mm mm 1561,8 1561,8 Centroid Y 1752,4 mm 1448,6 mm 1752,3 mm mm mm 2625,9 -2625,9 Centroid Z 1323,6 mm 2493,4 mm -1323,7 mm mm mm Moment of Inertia 120,22 1,0285e+007 1,0435e+008 120,22 1,0285e+007 Ip1 kg·mm² kg·mm² kg·mm² kg·mm² kg·mm² Moment of Inertia 142,5 142,5 7410,1 kg·mm² 16036 kg·mm² 7410,1 kg·mm² Ip2 kg·mm² kg·mm² Moment of Inertia 23,53 1,0285e+007 1,0435e+008 23,53 1,0285e+007 Ip3 kg·mm² kg·mm² kg·mm² kg·mm² kg·mm² Statistics Nodes 582 1675 3329 582 1675 Elements 70 795 1639 70 795

TABLE 4 Model > Geometry > Parts Object Name Part 6 Part 7 Part 8 Part 9 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Aluminum Alloy Stiffness Behavior Flexible Nonlinear Material Yes Effects Bounding Box Length X 8, mm 57,15 mm 68, mm Length Y 87,405 mm 95,87 mm 2862,5 mm 3000, mm Length Z 154,81 mm 230,52 mm 4900,8 mm 68, mm Properties 1,1467e+005 Volume 62384 mm³ 1,4417e+007 mm³ 7,6876e+006 mm³ mm³ Mass 0,1728 kg 0,31765 kg 39,934 kg 21,295 kg Centroid X 32,575 mm 9,2649e-005 mm 2,5978e-004 mm Centroid Y 1909,5 mm 48,22 mm 1448,6 mm 1502, mm Centroid Z -2,2334e-004 4,3373e-004 -2493,4 mm 3,994e-005 mm mm mm 1,0435e+008 1,5786e+007 Moment of Inertia Ip1 78,42 kg·mm² 171,31 kg·mm² kg·mm² kg·mm² 292,19 Moment of Inertia Ip2 1155,7 kg·mm² 16036 kg·mm² 8598,3 kg·mm² kg·mm² 215,61 1,0435e+008 1,5786e+007 Moment of Inertia Ip3 987,81 kg·mm² kg·mm² kg·mm² kg·mm² Statistics Nodes 889 1098 3329 7105 Elements 109 134 1639 3732

Connections

TABLE 5 Model > Connections Object Name Connections State Fully Defined Auto Detection Generate Contact On Update Yes Tolerance Type Slider Tolerance Slider 0, Tolerance Value 25,836 mm Face/Face Yes Face/Edge No Edge/Edge No Priority Include All Same Body Grouping Yes Revolute Joints Yes Fixed Joints Yes Transparency Enabled Yes

TABLE 6 Model > Connections > Contact Regions Contact Contact Contact Contact Contact Object Name Region Region 2 Region 3 Region 4 Region 5 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 1 Face Target 1 Face 2 Faces 1 Face Contact Bodies Part 1 Part 2 Part 3 Target Bodies Part 2 Part 3 Part 6 Part 9 Part 7 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Program Controlled Conductance Pinball Region Program Controlled

TABLE 7 Model > Connections > Contact Regions Contact Contact Contact Contact Contact Object Name Region 6 Region 7 Region 8 Region 9 Region 10 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 1 Face Target 1 Face 2 Faces 1 Face Contact Bodies Part 4 Part 5 Part 6 Target Bodies Part 5 Part 8 Part 6 Part 9 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Program Controlled Conductance Pinball Region Program Controlled

TABLE 8 Model > Connections > Contact Regions Object Name Contact Region 11 Contact Region 12 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 1 Face Target 1 Face Contact Bodies Part 7 Target Bodies Part 8 Part 9 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Conductance Program Controlled Pinball Region Program Controlled Mesh

TABLE 9 Model > Mesh Object Name Mesh State Solved Defaults Physics Preference Mechanical Relevance 0 Advanced Relevance Center Coarse Element Size Default Shape Checking Standard Mechanical Solid Element Midside Nodes Program Controlled Straight Sided Elements No Initial Size Seed Active Assembly Smoothing Low Transition Fast Statistics Nodes 20264 Elements 8983

Static Structural

TABLE 10 Model > Analysis Object Name Static Structural State Fully Defined Definition Physics Type Structural Analysis Type Static Structural Options Reference Temp 22, °C

TABLE 12 Model > Static Structural > Loads Fixed Remote Remote Force Remote Force Remote Force Object Name Support Force 2 3 4 State Fully Defined Scope Scoping Geometry Selection Method Geometry 2 Faces 8 Faces X Coordinate 0, mm Y Coordinate 1000, mm 2000, mm Z Coordinate 1000, mm -1000, mm 3000, mm -3000, mm Location Defined Definition Fixed Type Remote Force Support Suppressed No Define By Components X Component 1000, N (ramped) 800, N (ramped) Y Component 0, N (ramped) Z Component 0, N (ramped) Behavior Deformable

TABLE 13 Model > Static Structural > Loads Object Name Remote Force 5 Remote Force 6 Fixed Support 2 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Geometry 8 Faces 2 Faces X Coordinate 0, mm Y Coordinate 2500, mm Z Coordinate 4000, mm -4000, mm Location Defined Definition Define By Components Type Remote Force Fixed Support X Component 33,5 N (ramped) Y Component 0, N (ramped) Z Component 0, N (ramped) Suppressed No Behavior Deformable

Solution

TABLE 14 Model > Static Structural > Solution Object Name Solution State Solved Adaptive Mesh Refinement Max Refinement Loops 1, Refinement Depth 2,

TABLE 15 Model > Static Structural > Solution > Solution Information Object Name Solution Information State Solved Solution Information Solution Output Solver Output Newton-Raphson Residuals 0 Update Interval 2,5 s Display Points All

TABLE 16 Model > Static Structural > Solution > Results Total Object Name Equivalent Elastic Strain Equivalent Stress Deformation State Solved Scope Geometry All Bodies Definition Total Equivalent (von-Mises) Elastic Equivalent (von-Mises) Type Deformation Strain Stress Display Time End Time Results Minimum 0, mm 1,7966e-009 mm/mm 1,2756e-004 MPa Maximum 44,077 mm 7,6874e-003 mm/mm 545,81 MPa Minimum Occurs Part 1 Part 9 On Maximum Occurs Part 8 Part 4 On Information Time 1, s Load Step 1 Substep 1 Iteration Number 1

Material Data

TABLE 17 Aluminum > Constants Structural Young's Modulus 71000 MPa Poisson's Ratio 0,33 Density 2,77e-006 kg/mm³ Thermal Expansion 2,3e-005 1/°C Tensile Yield Strength 280, MPa Compressive Yield Strength 280, MPa Tensile Ultimate Strength 310, MPa Compressive Ultimate Strength 0, MPa Thermal Specific Heat 875, J/kg·°C Electromagnetics Relative Permeability 1, Resistivity 5,7e-005 Ohm·mm

TABLE 18 Aluminum Alloy > Thermal Conductivity > Thermal Conductivity vs. Temperature Temperature °C Thermal Conductivity W/mm·°C -100, 0,114 0, 0,144 100, 0,165 200, 0,175

TABLE 19 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Property Attributes Interpolation Semi-Log Mean Curve Type R-Ratio

TABLE 20 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress Curve Data Mean Value -1, -0,5 0, 0,5 TABLE 21 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress vs. Cycles Cycles Alternating Stress MPa 1700, 275,8 5000, 241,3 34000 206,8 1,4e+005 172,4 8,e+005 137,9 2,4e+006 117,2 5,5e+007 89,63 1,e+008 82,74

ANALISIS DEL FUSELAJE

First Saved Tuesday, October 21, 2008 Last Saved Tuesday, October 21, 2008 Product Version 11.0 Release

Units

TABLE 1 Unit System Metric (mm, kg, N, °C, s, mV, mA) Angle Degrees Rotational Velocity rad/s

Model Geometry

TABLE 2 Model > Geometry Object Name Geometry State Fully Defined Definition C:\Documents and Settings\308\Mis documentos\jorge\analisis Source ansys\ESTRUCTURA PRINCIPAL.asm Type Solid Edge Length Unit Meters Element Control Program Controlled Display Style Part Color Bounding Box Length X 2274,1 mm Length Y 226,18 mm Length Z 2060,5 mm Properties Volume 4,5903e+006 mm³ Mass 12,715 kg Statistics Bodies 6 Active Bodies 6 Nodes 27541 Elements 12717 Preferences Import Solid Bodies Yes Import Surface Bodies Yes Import Line Bodies Yes Parameter Processing Yes Personal Parameter Key DS CAD Attribute Transfer No Named Selection No Processing Material Properties No Transfer CAD Associativity Yes Import Coordinate No Systems Reader Save Part File No Import Using Instances Yes Do Smart Update No Attach File Via Temp File No Analysis Type 3-D Mixed Import Resolution None Enclosure and Symmetry Yes Processing

TABLE 3 Model > Geometry > Parts Object Name quilla junta junta quilla tren quilla tren horizontal.par:1 quillas.par:1 quillas.par:2 platina.par:1 platina inferior.par:1 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Aluminum Alloy Stiffness Flexible Behavior Nonlinear Yes Material Effects Bounding Box Length X 2274,1 mm 100, mm 77,98 mm Length Y 57,15 mm 8, mm 226,18 mm Length Z 203,32 mm 138,56 mm 44,347 mm Properties 2,3108e+006 Volume 73642 mm³ 58068 mm³ 57449 mm³ mm³ Mass 6,4009 kg 0,20399 kg 0,16085 kg 0,15913 kg Centroid X 1145,7 mm 91,137 mm 167,48 mm 167,47 mm -7,8001e-005 Centroid Y -3,462e-003 mm -32,575 mm 32,575 mm -0,30532 mm mm Centroid Z 9,6889 mm 36,89 mm 20,168 mm -43,491 mm Moment of 71,596 8216, kg·mm² 301,08 kg·mm² 70,55 kg·mm² Inertia Ip1 kg·mm² Moment of 2,7684e+006 355,43 394,54 kg·mm² 359,25 kg·mm² Inertia Ip2 kg·mm² kg·mm² Moment of 2,7643e+006 405,42 95,643 kg·mm² 408,87 kg·mm² Inertia Ip3 kg·mm² kg·mm² Statistics Nodes 13851 549 1054 1169 Elements 6652 64 412 470

TABLE 4 Model > Geometry > Parts Object Name quilla vertical.par:1 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Aluminum Alloy Stiffness Behavior Flexible Nonlinear Material Effects Yes Bounding Box Length X 572,79 mm Length Y 57,15 mm Length Z 1946,6 mm Properties Volume 2,0167e+006 mm³ Mass 5,5863 kg Centroid X 351,63 mm Centroid Y 4,7083e-003 mm Centroid Z 1013,9 mm Moment of Inertia Ip1 1,8468e+006 kg·mm² Moment of Inertia Ip2 1,8468e+006 kg·mm² Moment of Inertia Ip3 3527,5 kg·mm² Statistics Nodes 10369 Elements 5055

Connections

TABLE 5 Model > Connections Object Name Connections State Fully Defined Auto Detection Generate Contact On Update Yes Tolerance Type Slider Tolerance Slider 0, Tolerance Value 7,6925 mm Face/Face Yes Face/Edge No Edge/Edge No Priority Include All Same Body Grouping Yes Revolute Joints Yes Fixed Joints Yes Transparency Enabled Yes

TABLE 6 Model > Connections > Contact Regions Contact Contact Contact Contact Object Name Contact Region 4 Region Region 2 Region 3 Region 5 State Fully Defined Scope Scoping Geometry Selection Method Contact 1 Face Target 1 Face 3 Faces 1 Face junta Contact Bodies quilla horizontal.par:1 quillas.par:1 Target Bodies junta junta quilla tren quilla tren platina quilla quillas.par:1 quillas.par:2 platina.par:1 inferior.par:1 vertical.par:1 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Program Controlled Stiffness Update Never Stiffness Thermal Program Controlled Conductance Pinball Region Program Controlled

TABLE 7 Model > Connections > Contact Regions Object Name Contact Region 6 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 1 Face Target 1 Face Contact Bodies junta quillas.par:2 Target Bodies quilla vertical.par:1 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Conductance Program Controlled Pinball Region Program Controlled

Mesh

TABLE 8 Model > Mesh Object Name Mesh State Solved Defaults Physics Preference Mechanical Relevance 0 Advanced Relevance Center Coarse Element Size Default Shape Checking Standard Mechanical Solid Element Midside Nodes Program Controlled Straight Sided Elements No Initial Size Seed Active Assembly Smoothing Low Transition Fast Statistics Nodes 27541 Elements 12717

Static Structural

TABLE 9 Model > Analysis Object Name Static Structural State Fully Defined Definition Physics Type Structural Analysis Type Static Structural Options Reference Temp 22, °C

TABLE 10 Model > Static Structural > Analysis Settings Object Name Analysis Settings State Fully Defined Step Controls Number Of Steps 1, Current Step Number 1, Step End Time 1, s Auto Time Stepping Program Controlled Solver Controls Solver Type Program Controlled Weak Springs Program Controlled Large Deflection Off Inertia Relief Off Nonlinear Controls Force Convergence Program Controlled Moment Convergence Program Controlled Displacement Program Controlled Convergence Rotation Convergence Program Controlled Line Search Program Controlled Output Controls Calculate Stress Yes Calculate Strain Yes Calculate Results At All Time Points Analysis Data Management C:\DOCUME~1\308\CONFIG~1\Temp\Project Simulation Files\Static Solver Files Directory Structural (2)\ Future Analysis None Save ANSYS db No Delete Unneeded Files Yes Nonlinear Solution No

TABLE 11 Model > Static Structural > Loads Fixed Remote Remote Force Remote Force Object Name Remote Force 3 Support Force 2 4 State Fully Defined Scope Scoping Geometry Selection Method Geometry 8 Faces 4 Faces 2 Faces X Coordinate 628, mm 1120, mm 580, mm 2220, mm Y Coordinate 0, mm Z Coordinate 446, mm 220, mm 1900, mm -190, mm Location Defined Definition Fixed Type Remote Force Support Suppressed No Define By Components X Component 0, N (ramped) Y Component 0, N (ramped) -2940, N -432, N Z Component -5880, N (ramped) (ramped) (ramped) Behavior Deformable

TABLE 12 Model > Static Structural > Loads Remote Force Remote Remote Remote Force Remote Force Object Name 5 Force 6 Force 7 8 9 State Fully Defined Scope Scoping Geometry Selection Method Geometry 4 Faces 2 Faces 8 Faces X Coordinate 1820, mm 130, mm 275, mm -240, mm Y Coordinate 0, mm -870, mm 870, mm 0, mm Z Coordinate 220, mm -280, mm 220, mm 930, mm Location Defined Definition Define By Components Type Remote Force X Component 0, N (ramped) Y Component 0, N (ramped) -402, N -1884, N -3648, N Z Component -63,7 N (ramped) (ramped) (ramped) (ramped) Suppressed No Behavior Deformable

TABLE 13 Model > Static Structural > Loads Object Name Remote Force 10 Moment State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Geometry 6 Faces X Coordinate -240, mm Y Coordinate 0, mm Z Coordinate 930, mm Location Defined Definition Define By Components Type Remote Force Moment X Component 0, N (ramped) -3,e+005 N·mm (ramped) Y Component 1218, N (ramped) 0, N·mm (ramped) Z Component 0, N (ramped) 0, N·mm (ramped) Suppressed No Behavior Deformable

Solution

TABLE 14 Model > Static Structural > Solution Object Name Solution State Solved Adaptive Mesh Refinement Max Refinement Loops 1, Refinement Depth 2,

TABLE 16 Model > Static Structural > Solution > Results Total Equivalent Equivalent Maximum Object Name Normal Stress Deformation Elastic Strain Stress Shear Stress State Solved Scope Geometry All Bodies Definition Total Equivalent (von- Equivalent Maximum Type Normal Stress Deformation Mises) Elastic (von-Mises) Shear Stress Strain Stress Display Time End Time Orientation X Axis Results 5,0706e-008 3,6001e-003 2,0603e-003 Minimum 0, mm -331,13 MPa mm/mm MPa MPa 4,3515e-003 Maximum 9,3025 mm 308,96 MPa 167,79 MPa 274,17 MPa mm/mm Minimum quilla horizontal.par:1 Occurs On Maximum quilla tren quilla quilla horizontal.par:1 Occurs On platina.par:1 horizontal.par:1 Information Time 1, s Load Step 1 Substep 1 Iteration 1 Number

Material Data

Aluminum

TABLE 17 Aluminum Alloy > Constants Structural Young's Modulus 71000 MPa Poisson's Ratio 0,33 Density 2,77e-006 kg/mm³ Thermal Expansion 2,3e-005 1/°C Tensile Yield Strength 280, MPa Compressive Yield Strength 280, MPa Tensile Ultimate Strength 310, MPa Compressive Ultimate Strength 0, MPa Thermal Specific Heat 875, J/kg·°C Electromagnetics Relative Permeability 1, Resistivity 5,7e-005 Ohm·mm

TABLE 18 Aluminum Alloy > Thermal Conductivity > Thermal Conductivity vs. Temperature Temperature °C Thermal Conductivity W/mm·°C -100, 0,114 0, 0,144 100, 0,165 200, 0,175

TABLE 19 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Property Attributes Interpolation Semi-Log Mean Curve Type R-Ratio

TABLE 20 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress Curve Data Mean Value -1, -0,5 0, 0,5

TABLE 21 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress vs. Cycles Cycles Alternating Stress MPa 1700, 275,8 5000, 241,3 34000 206,8 1,4e+005 172,4 8,e+005 137,9 2,4e+006 117,2 5,5e+007 89,63 1,e+008 82,74

ANALISIS BANCADA DEL MOTOR

First Saved Friday, October 24, 2008 Last Saved Friday, October 24, 2008 Product Version 11.0 Release

Units

TABLE 1 Unit System Metric (mm, kg, N, °C, s, mV, mA) Angle Degrees Rotational Velocity rad/s

Model 2

Geometry

TABLE 2 Model 2 > Geometry Object Name Geometry State Fully Defined Definition C:\Documents and Settings\308\Mis Source documentos\montura\bancada.asm Type Solid Edge Length Unit Meters Element Control Program Controlled Display Style Part Color Bounding Box Length X 200, mm Length Y 278, mm Length Z 689,02 mm Properties Volume 9,1416e+005 mm³ Mass 7,1762 kg Statistics Bodies 3 Active Bodies 3 Nodes 3087 Elements 929 Preferences Import Solid Bodies Yes Import Surface Bodies Yes Import Line Bodies Yes Parameter Processing Yes Personal Parameter Key DS CAD Attribute Transfer No Named Selection Processing No Material Properties Transfer No CAD Associativity Yes Import Coordinate Systems No Reader Save Part File No Import Using Instances Yes Do Smart Update No Attach File Via Temp File No Analysis Type 3-D Mixed Import Resolution None Enclosure and Symmetry Yes Processing

TABLE 3 Model 2 > Geometry > Parts Object Name armadura principa.par:1 BARRA.par:1 BARRA.par:2 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Structural Steel Stiffness Behavior Flexible Nonlinear Material Effects Yes Bounding Box Length X 200, mm 20, mm Length Y 278, mm 30, mm Length Z 90, mm 624,02 mm Properties Volume 1,7967e+005 mm³ 3,6725e+005 mm³ Mass 1,4104 kg 2,8829 kg Centroid X 8,6268e-009 mm 56,575 mm -56,575 mm Centroid Y -107,49 mm -235, mm Centroid Z 9,1288 mm -316,88 mm Moment of Inertia Ip1 12989 kg·mm² 90278 kg·mm² Moment of Inertia Ip2 1970,3 kg·mm² 90397 kg·mm² Moment of Inertia Ip3 14484 kg·mm² 311,94 kg·mm² Statistics Nodes 2299 394 Elements 857 36

Connections

TABLE 4 Model 2 > Connections Object Name Connections State Fully Defined Auto Detection Generate Contact On Update Yes Tolerance Type Slider Tolerance Slider 0, Tolerance Value 1,9236 mm Face/Face Yes Face/Edge No Edge/Edge No Priority Include All Same Body Grouping Yes Revolute Joints Yes Fixed Joints Yes Transparency Enabled Yes

TABLE 5 Model 2 > Connections > Contact Regions Object Name Contact Region Contact Region 2 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 1 Face Target 1 Face Contact Bodies armadura principa.par:1 Target Bodies BARRA.par:1 BARRA.par:2 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Conductance Program Controlled Pinball Region Program Controlled

Mesh

TABLE 6 Model 2 > Mesh Object Name Mesh State Solved Defaults Physics Preference Mechanical Relevance 0 Advanced Relevance Center Coarse Element Size Default Shape Checking Standard Mechanical Solid Element Midside Nodes Program Controlled Straight Sided Elements No Initial Size Seed Active Assembly Smoothing Low Transition Fast Statistics Nodes 3087 Elements 929

Static Structural TABLE 7 Model 2 > Analysis Object Name Static Structural State Fully Defined Definition Physics Type Structural Analysis Type Static Structural Options Reference Temp 22, °C

TABLE 8 Model 2 > Static Structural > Analysis Settings Object Name Analysis Settings State Fully Defined Step Controls Number Of Steps 1, Current Step Number 1, Step End Time 1, s Auto Time Stepping Program Controlled Solver Controls Solver Type Program Controlled Weak Springs Program Controlled Large Deflection Off Inertia Relief Off Nonlinear Controls Force Convergence Program Controlled Moment Convergence Program Controlled Displacement Program Controlled Convergence Rotation Convergence Program Controlled Line Search Program Controlled Output Controls Calculate Stress Yes Calculate Strain Yes Calculate Results At All Time Points Analysis Data Management C:\DOCUME~1\308\CONFIG~1\Temp\Project Simulation Files\Static Solver Files Directory Structural (17)\ Future Analysis None Save ANSYS db No Delete Unneeded Files Yes Nonlinear Solution No

TABLE 9 Model 2 > Static Structural > Loads Object Name Fixed Support Remote Force State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Geometry 7 Faces 1 Face X Coordinate 0, mm Y Coordinate -300, mm Z Coordinate 200, mm Location Defined Definition Type Fixed Support Remote Force Suppressed No Define By Components X Component 202,33 N (ramped) Y Component 2400, N (ramped) Z Component 3642, N (ramped) Behavior Deformable

Solution

TABLE 10 Model 2 > Static Structural > Solution Object Name Solution State Solved Adaptive Mesh Refinement Max Refinement Loops 1, Refinement Depth 2,

TABLE 11 Model 2 > Static Structural > Solution > Solution Information Object Name Solution Information State Solved Solution Information Solution Output Solver Output Newton-Raphson Residuals 0 Update Interval 2,5 s Display Points All

TABLE 12 Model 2 > Static Structural > Solution > Results Total Equivalent Elastic Directional Object Name Equivalent Stress Deformation Strain Deformation State Solved Scope Geometry All Bodies Definition Total Equivalent (von- Equivalent (von- Directional Type Deformation Mises) Elastic Strain Mises) Stress Deformation Display Time End Time Orientation X Axis Results Minimum 0, mm 1,2595e-007 mm/mm 2,5191e-002 MPa -4,9549 mm Maximum 5,8962 mm 7,0434e-004 mm/mm 140,87 MPa 4,641 mm Minimum armadura principa.par:1 BARRA.par:1 Occurs On Maximum BARRA.par:1 armadura principa.par:1 BARRA.par:1 Occurs On Information Time 1, s Load Step 1 Substep 1 Iteration 1 Number

Material Data

Structural Steel

TABLE 13 Structural Steel > Constants Structural Young's Modulus 2,e+005 MPa Poisson's Ratio 0,3 Density 7,85e-006 kg/mm³ Thermal Expansion 1,2e-005 1/°C Tensile Yield Strength 250, MPa Compressive Yield Strength 250, MPa Tensile Ultimate Strength 460, MPa Compressive Ultimate Strength 0, MPa Thermal Thermal Conductivity 6,05e-002 W/mm·°C Specific Heat 434, J/kg·°C Electromagnetics Relative Permeability 10000 Resistivity 1,7e-004 Ohm·mm

TABLE 14 Structural Steel > Alternating Stress > Property Attributes Interpolation Log-Log Mean Curve Type Mean Stress

TABLE 15 Structural Steel > Alternating Stress > Alternating Stress Curve Data Mean Value MPa 0,

TABLE 16 Structural Steel > Alternating Stress > Alternating Stress vs. Cycles Cycles Alternating Stress MPa 10, 3999, 20, 2827, 50, 1896, 100, 1413, 200, 1069, 2000, 441, 10000 262, 20000 214, 1,e+005 138, 2,e+005 114, 1,e+006 86,2

TABLE 17 Structural Steel > Strain-Life Parameters > Property Attributes Display Curve Type Strain-Life

TABLE 18 Structural Steel > Strain-Life Parameters > Strain-Life Parameters Strength Coefficient MPa 920, Strength Exponent -0,106 Ductility Coefficient 0,213 Ductility Exponent -0,47 Cyclic Strength Coefficient MPa 1000, Cyclic Strain Hardening Exponent 0,2

ANALISIIS SOPORTE DE SILLAS.

First Saved Friday, October 24, 2008 Last Saved Friday, October 24, 2008 Product Version 11.0 Release

Units

TABLE 1 Unit System Metric (mm, kg, N, °C, s, mV, mA) Angle Degrees Rotational Velocity rad/s

Model

Geometry

TABLE 2 Model > Geometry Object Name Geometry State Fully Defined Definition C:\Documents and Settings\308\Mis documentos\piezas nuevas Source trike\silla\silla completa.igs Type Iges Length Unit Meters Element Control Program Controlled Display Style Part Color Bounding Box Length X 588,66 mm Length Y 556,8 mm Length Z 1171,1 mm Properties Volume 1,4022e+006 mm³ Mass 3,884 kg Statistics Bodies 8 Active Bodies 8 Nodes 28102 Elements 13410 Preferences Import Solid Bodies Yes Import Surface Bodies Yes Import Line Bodies Yes Parameter Processing Yes Personal Parameter Key DS CAD Attribute Transfer No Named Selection No Processing Material Properties Transfer No CAD Associativity Yes Import Coordinate Systems No Reader Save Part File No Import Using Instances Yes Do Smart Update No Attach File Via Temp File No Analysis Type 3-D Mixed Import Resolution None Enclosure and Symmetry Yes Processing

TABLE 3 Model > Geometry > Parts Object Name Part 1 Part 2 Part 3 Part 4 Part 5 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Aluminum Alloy Stiffness Behavior Flexible Nonlinear Material Yes Effects Coordinate System Global Coordinate System Bounding Box 40,756 Length X 516,85 mm 40, mm 25,4 mm mm Length Y 25,402 mm 40, mm 500, mm 50,603 Length Z 1158,5 mm 50, mm 25,4 mm mm Properties 4,7339e+005 1,8602e+005 Volume 20841 mm³ mm³ mm³ Mass 1,3113 kg 5,7729e-002 kg 0,51526 kg -538,39 -5,9117e-004 Centroid X -281,53 mm -24,677 mm mm mm Centroid Y -15,699 mm 490,91 mm 9,0892 mm 250, mm 1120,6 -5,6348e-004 5,6348e-004 -2,3016e-003 Centroid Z 560,45 mm mm mm mm mm Moment of Inertia 1,6812e+005 15,806 kg·mm² 10601 kg·mm² Ip1 kg·mm² Moment of Inertia 130,14 kg·mm² 16,496 kg·mm² 51,294 kg·mm² Ip2 Moment of Inertia 1,6812e+005 25,223 kg·mm² 10601 kg·mm² Ip3 kg·mm² Statistics Nodes 4770 2714 3853 Elements 2350 1257 1841

TABLE 4 Model > Geometry > Parts Object Name Part 6 Part 7 Part 8 State Meshed Graphics Properties Visible Yes Transparency 1 Definition Suppressed No Material Aluminum Alloy Stiffness Behavior Flexible Nonlinear Material Effects Yes Coordinate System Global Coordinate System Bounding Box Length X 516,85 mm 40,756 mm 25,783 mm Length Y 25,402 mm 40, mm 500, mm Length Z 1158,5 mm 50,603 mm 25,783 mm Properties Volume 4,7339e+005 mm³ 20841 mm³ 1,8602e+005 mm³ Mass 1,3113 kg 5,7729e-002 kg 0,51526 kg Centroid X -281,54 mm -538,39 mm -563,07 mm Centroid Y 515,7 mm 9,0909 mm 250, mm Centroid Z 560,45 mm 1120,6 mm 1120,3 mm Moment of Inertia Ip1 1,6812e+005 kg·mm² 15,806 kg·mm² 10601 kg·mm² Moment of Inertia Ip2 130,14 kg·mm² 16,496 kg·mm² 51,294 kg·mm² Moment of Inertia Ip3 1,6812e+005 kg·mm² 25,223 kg·mm² 10601 kg·mm² Statistics Nodes 4770 2714 3853 Elements 2350 1257 1841

Coordinate Systems TABLE 5 Model > Coordinate Systems > Coordinate System Object Name Global Coordinate System State Fully Defined Definition Type Cartesian Ansys System Number 0, Origin Origin X 0, mm Origin Y 0, mm Origin Z 0, mm Directional Vectors X Axis Data [ 1, 0, 0, ] Y Axis Data [ 0, 1, 0, ] Z Axis Data [ 0, 0, 1, ]

Connections

TABLE 6 Model > Connections Object Name Connections State Fully Defined Auto Detection Generate Contact On Update Yes Tolerance Type Slider Tolerance Slider 0, Tolerance Value 3,5602 mm Face/Face Yes Face/Edge No Edge/Edge No Priority Include All Same Body Grouping Yes Revolute Joints Yes Fixed Joints Yes Transparency Enabled Yes

TABLE 7 Model > Connections > Contact Regions Contact Contact Contact Contact Contact Object Name Region Region 2 Region 3 Region 4 Region 5 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 1 Face 3 Faces 2 Faces Target 3 Faces 1 Face Contact Bodies Part 1 Part 2 Part 3 Target Bodies Part 4 Part 7 Part 6 Part 8 Part 5 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Program Controlled Conductance Pinball Region Program Controlled

TABLE 8 Model > Connections > Contact Regions Object Name Contact Region 6 Contact Region 7 Contact Region 8 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Contact 3 Faces 2 Faces Target 1 Face Contact Bodies Part 3 Part 4 Part 7 Target Bodies Part 6 Part 5 Part 8 Definition Type Bonded Scope Mode Automatic Behavior Symmetric Suppressed No Advanced Formulation Pure Penalty Normal Stiffness Program Controlled Update Stiffness Never Thermal Conductance Program Controlled Pinball Region Program Controlled

Mesh

Static Structural

TABLE 10 Model > Analysis Object Name Static Structural State Fully Defined Definition Physics Type Structural Analysis Type Static Structural Options Reference Temp 22, °C

TABLE 11 Model > Static Structural > Analysis Settings Object Name Analysis Settings State Fully Defined Step Controls Number Of Steps 1, Current Step Number 1, Step End Time 1, s Auto Time Stepping Program Controlled Solver Controls Solver Type Program Controlled Weak Springs Program Controlled Large Deflection Off Inertia Relief Off Nonlinear Controls Force Convergence Program Controlled Moment Convergence Program Controlled Displacement Program Controlled Convergence Rotation Convergence Program Controlled Line Search Program Controlled Output Controls Calculate Stress Yes Calculate Strain Yes Calculate Results At All Time Points Analysis Data Management C:\DOCUME~1\308\CONFIG~1\Temp\Project Simulation Files\Static Solver Files Directory Structural (17)\ Future Analysis None Save ANSYS db No Delete Unneeded Files Yes Nonlinear Solution No TABLE 12 Model > Static Structural > Loads Object Name Fixed Support Remote Force Remote Force 2 State Fully Defined Scope Scoping Method Geometry Selection Geometry 16 Faces 4 Faces Coordinate System Global Coordinate System X Coordinate -300, mm -120, mm Y Coordinate 250, mm Z Coordinate 900, mm 400, mm Location Defined Definition Type Fixed Support Remote Force Suppressed No Define By Components X Component -980, N (ramped) Y Component 0, N (ramped) Z Component 0, N (ramped) Behavior Deformable

Solution

TABLE 13 Model > Static Structural > Solution Object Name Solution State Solved Adaptive Mesh Refinement Max Refinement Loops 1, Refinement Depth 2,

TABLE 14 Model > Static Structural > Solution > Solution Information Object Name Solution Information State Solved Solution Information Solution Output Solver Output Newton-Raphson Residuals 0 Update Interval 2,5 s Display Points All

TABLE 15 Model > Static Structural > Solution > Results Total Object Name Equivalent Elastic Strain Equivalent Stress Deformation State Solved Scope Geometry All Bodies Definition Total Equivalent (von-Mises) Elastic Equivalent (von-Mises) Type Deformation Strain Stress Display Time End Time Results Minimum 0, mm 9,698e-007 mm/mm 6,8856e-002 MPa Maximum 6,807 mm 8,6224e-003 mm/mm 612,19 MPa Minimum Occurs Part 5 On Maximum Occurs Part 6 Part 7 On Information Time 1, s Load Step 1 Substep 1 Iteration Number 1

Material Data

Aluminum Alloy

TABLE 16 Aluminum Alloy > Constants Structural Young's Modulus 71000 MPa Poisson's Ratio 0,33 Density 2,77e-006 kg/mm³ Thermal Expansion 2,3e-005 1/°C Tensile Yield Strength 280, MPa Compressive Yield Strength 280, MPa Tensile Ultimate Strength 310, MPa Compressive Ultimate Strength 0, MPa Thermal Specific Heat 875, J/kg·°C Electromagnetics Relative Permeability 1, Resistivity 5,7e-005 Ohm·mm

TABLE 17 Aluminum Alloy > Thermal Conductivity > Thermal Conductivity vs. Temperature Temperature °C Thermal Conductivity W/mm·°C -100, 0,114 0, 0,144 100, 0,165 200, 0,175

TABLE 18 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress Curve Data Mean Value -1, -0,5 0, 0,5

TABLE 19 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress vs. Cycles Cycles Alternating Stress MPa 1700, 275,8 5000, 241,3 34000 206,8 1,4e+005 172,4 8,e+005 137,9 2,4e+006 117,2 5,5e+007 89,63

ANEXO D

CÁLCULOS MATEMÁTICOS DE DISTANCIA DE DESPEGUE

∑ f = m ⋅ a

dv m ⋅V = f (v) dx dv m ⋅V = T − D − fr dx = + DT DW DF

1 D = ⋅ ρ ⋅ S ⋅ (C + C )⋅V 2 W D0w Diw 2 1 D = ⋅ ρ ⋅ S ⋅ (C )⋅V 2 F WETF D0 F 2

 1  fr = µ ⋅ N → .0 04W − ⋅ ρ ⋅CL ⋅ S ⋅V 2   2 

dv 1  1    1  ⋅ = − ⋅ρ⋅ ⋅()+ ⋅ 2 + ⋅ρ⋅ ⋅()⋅ 2 − − ⋅ρ⋅ ⋅ ⋅ 2  m V T  S CD CD V   SWET CD V   .004W S CL V  dx 2 0w iw  2 F 0F    2 

dv 1  .0 04 m⋅V =T − .0 04⋅W − ⋅ ρ ⋅V 2 ⋅{}()()S ⋅()C +C + ()S ⋅ C + ⋅ ρ ⋅ S ⋅C ⋅V 2 dx 2 D0w Diw WETF D0F  2 L

dv T W 1  .0 04  m⋅V =V ⋅ − .0 04⋅ − ⋅ρ ⋅V ⋅{}()()S ⋅()C +C +()S ⋅ C + ⋅ρ ⋅S ⋅C ⋅V   D0w Diw WETF D0F  L  dx V V 2  2 

∫ *2.1( VS ) dv = ∫x dx 0 T W 1  0.04  0 m −0.04⋅ − ⋅ρ⋅V⋅{}()()S⋅()C +C + ()S ⋅ C + ⋅ρ⋅S⋅C ⋅V   D0w Diw WETF D0F  L  V V 2  2 

ANEXO E

ALA NASA PARA LA VALIDACION SIMULADA EN AVL

ALFA CL CD CM 0 0 0,01155 0 1 0,04992 0,01183 -0,00604 2 0,0998 0,01268 -0,01208 3 0,14959 0,01408 -0,0181 4 0,19925 0,01605 -0,0241 5 0,24873 0,01856 -0,03007 6 0,29798 0,02162 -0,036 7 0,34697 0,02521 -0,04189 8 0,39566 0,02932 -0,04773 9 0,44399 0,03394 -0,05351 10 0,49193 0,03906 -0,05922 11 0,53944 0,04466 -0,06487 12 0,58648 0,05072 -0,07043 13 0,63301 0,05723 -0,07591 14 0,67899 0,06416 -0,08129 15 0,72438 0,07149 -0,08658 16 0,76916 0,07921 -0,09176 17 0,81328 0,08728 -0,09683 18 0,85671 0,09569 -0,10178 19 0,89943 0,1044 -0,10661 20 0,9414 0,11339 -0,1113 21 0,9826 0,12263 -0,11587 22 1,02299 0,13209 -0,12029 23 1,06256 0,14174 -0,12456 24 1,10128 0,15156 -0,12868 25 1,13912 0,16151 -0,13265

Distribución De Sustentación Del Ala A Un Angulo De 5 Grados.

Distribución de sustentación del ala cuando el L/D es máximo

. ALA DEL PROYECTO SIMULADA EN AVL

ALFA CL CD CM L/D 0 0,06033 0,0129 -0,02593 4,67674419 1 0,13287 0,01365 -0,03648 9,73406593 2 0,20522 0,01488 -0,04686 13,7916667 3 0,27732 0,01657 -0,05706 16,7362704 4 0,34914 0,01871 -0,06706 18,6606093 5 0,42062 0,0213 -0,07685 19,7474178 6 0,49172 0,02431 -0,08642 20,2270671 7 0,56239 0,02774 -0,09575 20,2736121 8 0,6326 0,03156 -0,10485 20,0443599 9 0,70231 0,03577 -0,11368 19,6340509 10 0,77146 0,04034 -0,12226 19,1239465 11 0,84002 0,04525 -0,13055 18,5639779 12 0,90796 0,05048 -0,13856 17,9865293 13 0,97523 0,05601 -0,14627 17,4117122 14 1,04180 0,06182 -0,15367 16,8521514 15 1,10763 0,06789 -0,16077 16,3150685 16 1,17269 0,07419 -0,16753 15,8065777 17 1,23695 0,08069 -0,17397 15,3296567 18 1,30038 0,08737 -0,18007 14,8835985 19 1,36294 0,09421 -0,18581 14,4670417 20 1,42461 0,10117 -0,19121 14,0813482 21 1,48537 0,10824 -0,19624 13,7229305 22 1,54519 0,11537 -0,20091 13,3933432 23 1,60404 0,12255 -0,20521 13,0888617 24 1,66191 0,12975 -0,20913 12,8085549 25 1,71877 0,13694 -0,21266 12,5512633 26 1,77461 0,14408 -0,21581 12,3168379 27 1,82942 0,15116 -0,21857 12,1025404 28 1,88317 0,15814 -0,22093 11,9082459 29 1,93585 0,165 -0,2229 11,7324242 30 1,98746 0,1717 -0,22447 11,5751893 Distribución de sustentación del ala a un ángulo de 5 grados.

Distribución de sustentación del ala cuando el L/D es máximo

ANEXO F

MATERIALES Y SUS PROPIEDADES

La tela que se usara es la MYLAR PX20 la cual es una tela especializada para este tipo de aeronaves y presenta las siguientes propiedades.

Physical Properties Properties Typical Value Units Test Method Tensile Strength (MD) 28,000 psi ASTM-D882 Tensile Strength (TD) 34,000 psi ASTM-D882 Strength Elongation MD 15,000 psi ASTM-D882 Strength F-5 TD 14,000 psi ASTM-D882 Modulus MD 710,000 psi ASTM-D882 Modulus TD 740,000 psi ASTM-D882 Elongation MD 115 % ASTM-D882 Elongation TD 92 % ASTM-D882 Surface Roughness 38 nm Optical Profilometer Density 1.39 g/cc ASTM-D1505 Viscosity 0.56 dL/g ASTM-D4603 Yield 21,000 in2/lb n/a

Propiedades del aluminio 6061-T6

Composición

Componente Cantidad % Aluminio Balanceado Magnesio 0.8-1.2 Silicón 0.4-0.8 Hierro Max 0.7 Cobre 0.15-0.4 Zinc Max 0.25 Titanio Max 0.15 Manganeso Max 0.15 Cromo 0.04-0.35 Otros 0.05

Propiedades típicas del aluminio 6061-T6

• Alta resistencia. • Buena resistencia contra la corrosión. • Puede ser anodizado • Fácilmente soldable. • Maquinable. • Se consigue con facilidad.

Propiedades físicas

Propiedad Cantidad Densidad 2.7 g/cm3 Punto de Fusión 580 C Modulo de Elasticidad 70 MPA Relación de possion 0.33

Propiedades Térmicas

Conductividad Térmica 173 W/m.k Coeficiente de expansión Térmica 23.5x10-6 m/m. C

Propiedades Eléctricas

Resistencia Eléctrica 4.0 x 10-6 Ω.cm