Calculo De Aviones

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CONCEPTO Y CONTENIDO DE LA ASIGNATURA:

1.1 Aeronaves: Definición: todo artefacto que se mueve por el aire sustentándose en él. Clasificación: aerostatos (más ligeras que el aire) y aerodinos (más pesadas que el aire). Dentro de los aerodinos se puede distinguir: de ala giratoria y de ala fija, y a su vez estos últimos se dividen en aviones (si tienen motor) y planeadores (si no tienen motor). Categorías de aviones: Comercial Civiles Aviación

Regional General De negocios

Militares

1.2 Proyecto de avión: Cálculo de aeronaves centrado alrededor del proyecto de avión: es el conjunto de actividades que hacen posible que una compañía fabricante sea capaz de entregar un avión a un cliente. Proyecto y diseño, diferentes terminologías: no es sólo el diseño, es una actividad compleja y larga. Consiste en un conjunto de elementos de síntesis (tarea cíclica, optimización y tareas relacionadas). El proyecto como actividad creativa sin relaciones causa-efecto deterministas; uso de términos como hipótesis, estimaciones, etc.: existe un origen de la idea, en el caso civil en la compañía fabricante y en el militar del cliente, y unos datos de entrada: Especificaciones iniciales: todo el conjunto de características de muy diverso tipo que tenga el avión (prestaciones del avión). Lo mínimo para aviones de transporte: misión, actuaciones (crucero, pista, subida), mantenimiento, DOC (coste directo de operación), certificaciones especiales. Se intenta certificar el avión a la vez que se ensaya (ahorro). Base para certificación: con arreglo a qué código se quiera certificar el avión, se deben tener en cuenta las certificaciones para tomar decisiones sobre las especificaciones. El proyecto como actividad multidisciplinar.

1.3 Fases del proyecto: Diagrama básico del proyecto: secuencia y solapamiento de actividades, hitos principales, términos clave.

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Comienzo

Desarrollo de la configuración

Diseño conceptual

Configuración congelada

Diseño preliminar Aceptación

1º Vuelo

por el cliente

Certificación

Estudios detallados

de tipo

Diseño detallado

Fabricación Ensayos Comienzo de las entregas Ensayos

Ingeniería de servicio

Figura 1.3.1: Fases del proyecto Carácter cíclico e iterativo. Terminología diferente en aviones militares.

1.4 Diseño conceptual y diseño preliminar: Desarrollo o síntesis de la configuración. Equipo de trabajo único. Diseño conceptual: se estudian varias configuraciones a partir de las especificaciones iniciales, los requisitos de aeronavegabilidad, la experiencia previa y la idea o filosofía dominante en el proyecto. Hay una modificación continua de parámetros básicos y determinación de características con estimaciones rápidas. Coste

Desarrollo de configuraciones Coste comprometido

Coste desembolsado tiempo

Figura 1.4.1: Curva Coste-tiempo Se utilizan métodos rápidos de cálculo por simplicidad (decisiones razonables en tiempos cortos), también se estudia el “estado del arte” para evaluar la experiencia previa, experiencia que se utiliza en diseño. Se llega a la síntesis de la configuración aglutinando las especificaciones iniciales, la experiencia previa, los requisitos de aeronavegabilidad y la filosofía de diseño dominante. Diseño preliminar: estudios paramétricos y optimización sobre una o dos configuraciones; acotación de rangos viables; los errores son progresivamente más pequeños a medida que se avanza en el diseño. Hito importante, congelación de la configuración. Errores en cálculos del 10% (orden), asumidos por ser de este orden los errores en la configuración geométrica.

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Error 10 %

Método + incertidumbre geométrica Método

Diseño conceptual

Diseño preliminar

Diseño detallado

Ensayos en vuelo

Figura 1.4.2: Error en diseño

1.5 Diseño detallado: Varios equipos trabajando en paralelo en temas específicos para afinar el diseño preliminar. Enumeración de los grupos de trabajo. Hito importante, aceptación por el cliente (hasta este punto coste soportado por la empresa sin conocimiento del volumen de venta, en este momento compromete un número de aviones que hacen viable el proyecto). Utilización de toda la potencia de cálculo disponible. Las decisiones que mejoran la competitividad se toman en el diseño preliminar, en cambio en el diseño detallado solo se consiguen pequeñas mejoras. Tipos de ensayos realizados para el proyecto: ensayos destructivos y ensayos en vuelo.

1.6 Certificación del avión: Certificación: demostrar la aeronavegabilidad (actuaciones y cualidades mínimas de vuelo; resistencia y seguridad de estructuras; etc.) ante la autoridad competente. Certificado de tipos, para la empresa, certifica un avión concreto según certificaciones de aeronavegabilidad y autoriza a su fabricación. Las normas como guía para el proyectista. Es toda especificación de características físicas, configuración, materiales, performances, personal y procedimientos cuya aplicación se considera necesaria para seguridad y regularidad de la aviación internacional a la que se adhieren los estados firmantes. También existe el método recomendado, que es equivalente a la norma pero no necesario sino conveniente por razón de seguridad, regularidad o eficiencia a la que tratan de ajustarse los estados firmantes.

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ASPECTOS ECONÓMICOS

2.1 Factores que influyen en la adquisición de un avión: Economía del avión: costes directos de operación (dependen del tipo de avión, en contraposición de los costes indirectos, que son los mismos para cualquier avión por lo que no influyen en la adquisición) y precio del avión. Actuaciones: Diagrama carga de pago-radio de acción: da una idea de la flexibilidad del avión. Es muy importante desde el punto de vista del comprador, ya que muestra si cumple sus necesidades. PL

MPL

MTOW

MFW Zona interesante: máximo de explotación de la aeronave (maximización de PL-R) R

Figura 2.1.1: Diagrama PL-R Velocidad de crucero (Vcr): mayor importancia a mayor distancia de trayecto. Si aumenta, se disminuye el tiempo de viaje y aumenta la capacidad de vuelos. Actuaciones en pista (de campo): determinante que el avión pueda aterrizar en los aeropuertos de origen y destino en los que se va a utilizar. ACN (avión) ha de ser menor o igual a PCN (pista) para que el avión pueda operar en dicha pista. Actuaciones tras el fallo de un motor: importantes para aviones bimotores. Las normas obliga a que todo avión de transporte lleve al menos 2 motores. Debe mantener un gradiente de subida mínimo en el 2º segmento con fallo de motor crítico y ha de ser capaz de volar una hora con un motor parado. Aviones con 2 motores pueden recibir certificación de operación con alcance extendido (EROPS – ETOPS), lo que asegura la posibilidad de operar con un motor parado un tiempo mínimo de 2 horas, permitiendo el accedeso a rutas transoceánicas. Comportamiento frente a ráfagas: es poco importante, aunque influye en el confort del pasajero. Mejora con la altura (ráfagas de menor intensidad) y al aumentar la carga alar. Fabricante: Servicio posventa: influye en gran medida para la continuidad del cliente. Financiación: facilidad de compra. Plazos de entrega: 5-6 años si la compañía ha pedido el diseño. Experiencia previa: aspectos comunes con los aviones del fabricante (desventaja si aviones anteriores dan problemas). Otros: Atractivo para el pasajero: la mayor influencia son los interiores, comodidad en los asientos, espacio físico disponible y entretenimiento. Capacidad evolutiva: se refiere a la capacidad para desarrollar un derivado (más pasajeros a menor distancia o menos pasajeros a mayor distancia con un cambio de fuselaje). Para satisfacer este aspecto se potencia el concepto de familia, se desarrolla un avión con capacidad de admitir estos pequeños cambios, y esta gama de aviones se denomina familia (los costes de entrenamiento disminuyen para una familia de aviones por su similar operatividad).

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Ruido y contaminación ambiental: las normas de ruido cada vez son más restrictivas.

2.2 Costes asociados a la explotación comercial del avión: Distribución típica de cotes de una compañía aérea: Gastos Tn-km Ingresos Tn-km

Costes directos

t

Figura 2.1.1: Costes compañía aérea De la tendencia observada se pueden sacar las siguientes conclusiones: el coste de trasladar una masa determinada disminuye con el tiempo (puede haber repuntes por el precio de los combustibles), los ingresos pueden ser menores a los gastos (conlleva pérdidas). Costes

Directos: dependen del avión Indirectos: no dependen del avión

Hay discrepancias en las clasificaciones, los directos suelen ser el 50% del total (los costes indirectos suelen ser publicidad, billetaje, instalaciones de la compañía, etc.). Las fuentes de ingresos habituales son: transporte de pasajeros (77%), transporte de carga (12%), correo (1.4%), vuelos no regulares, etc. Diversos métodos de estimación de costes: existen métodos para poder calcular el coste por asiento-km transportado antes de volar, dichos métodos varían con la compañía y el fabricante. Falta de uniformidad en la terminología, clasificación y parámetros: tanto en métodos como en otros campos, debido a que la compañía adopta convenciones según su circunstancia y el fabricante utiliza métodos que le ayudan en las decisiones de diseño (influencia de cambios en el coste de operación).

2.3 Coste Directo de Operación (D.O.C.): Proporciona una primera orientación sobre el potencial comercial del avión y su competitividad. Se refiere a la utilización durante un periodo (anual) del avión por una compañía en una determinada ruta. Tiempo y velocidad bloque (tiempo entre calzos y velocidad media asociada a la ruta para dicho tiempo) en relación con el C.D.O. (D.O.C.). Para las comparaciones entre aviones se utiliza el coste directo de operación por pasajerokilómetro. También puede utilizarse por asiento-kilómetro, la diferencia entre ambos es que el primero aumenta al disminuir la ocupación del vuelo mientras que el coste por asiento-kilómetro disminuye. Existen otras maneras de expresar el D.O.C. como coste por vuelo o por hora de vuelo. Contribuciones: combustible, tripulación, tasas aeroportuarias y de navegación, mantenimiento, dependientes del precio. Importancia de los distintos costes según el tipo de avión: Combustible (18%): depende del avión (peso, motor, aerodinámica, etc.). Tripulación (18%): depende del avión (aviones capaces de volar con menos tripulación, adiestramiento, etc.). Tasas de utilización de aeropuerto y ayudas a la navegación (10%): dependen del peso del avión.

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Mantenimiento (18%): motor (9%) y célula (9%) Dependientes del precio del avión (36%): amortización (plazo de tiempo en el que se debe pagar el avión), intereses (para financiar la compra), seguros (mayor precio a mayor cuantía de lo asegurado). Este coste depende del punto de explotación del diagrama PL-R en el que se situe. D.O.C./pax-km

Mínimo coste Máximo de explotación R

Figura 2.3.1: D.O.C.-R Criterios para reducir los costes de operación: mejorar el parámetro de alcance, mejorar el empuje específico y reducir el consumo específico de la planta propulsora, reducir el peso en vacío del avión y de la planta propulsora (disminuye las tasas y el consumo por disminución de resistencia asociada a la disminución de sustentación), facilitar las labores de mantenimiento (menos motores), mejorar aerodinámica, reducir el precio del avión (baja amortización e intereses), reducir el coste de la tripulación (disminuir tripulantes, bajar coste entrenamiento).

2.4 Precio del avión: Es uno de los factores de mayor peso en el coste directo de operación e influye notablemente en la decisión de adquirir el avión. Contribuciones: grupo moto-propulsor (20%), equipos (20%), materiales (10%), costes de personal (20%), amortización de los costes comunes -investigación, diseño, prototipos, ensayos, infraestructura de producción- (10%), beneficios (10%), intereses (10%). Ganancias

Flujo de caja Comienzo de producción

+10% Referencia Primera entrega Objetivo -10%

Perdidas

t

Figura 2.4.1: Esquema de amortización El flujo de caja de un fabricante sigue el esquema adjunto, el cual muestra claramente que la compañía fabricante soporta todos los gastos de diseño y producción. El abandono del proyecto en un instante avanzado del desarrollo puede ser fatal para la compañía ya que implicaría unas pérdidas inadmisibles. También se puede apreciar que es una inversión a largo plazo, ya que para conseguir el objetivo de “no más pérdidas” hace falta alrededor de 15 años. Este proceso se puede acelerar si la moneda aumenta su cotización, además de aumentar los beneficios aún con menos producción, por el contrario, puede ser catastrófico si ésta se devalúa pudiendo alargar la consecución de dicho objetivo hasta más allá de los 20 años.

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Criterios para reducir costes de diseño y fabricación: reducir el número de piezas; normalizar las piezas y asegurar la intercambiabilidad izquierda-derecha; combinar pruebas de ingeniería, control de calidad y certificación; utilizar tecnologías, plantas propulsoras y materiales conocidos.

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CONFIGURACIÓN SUBSÓNICO

GENERAL

DE

UN

AVIÓN

DE

TRANSPORTE

3.1 Introducción: Objetivo de la configuración general: selección inicial de la forma y características globales del fuselaje, ala, superficies de cola, planta propulsora y tren de aterrizaje; así como de las relaciones entre ellos, a partir de las especificaciones iniciales, los requisitos de aeronavegabilidad (bases de certificación), la experiencia previa y la idea o filosofía dominante en el proyecto. No hay criterios absolutos; la decisión debe estar basada en consideraciones generales y en información disponible acerca de los aviones semejantes. Industria aeronáutica muy conservadora por lo que configuraciones generales muy parecidas entre sí. Aviones semejantes: especificaciones iniciales, peripecias de sus diseños, características principales, análisis de las diferencias entre ellos, posibilidad de mejorarlos. Factores determinantes: requisitos funcionales (función principal, requisitos de pasajeros y mercancías y comodidad tanto en uso como en operación), seguridad (obligaciones para certificación, compromisos de los fabricantes), envolvente de vuelo (campo de altura y velocidades de vuelo, requisitos en actuaciones), atractivo para el usuario (configuración interior atractiva para pasajero muy importante en aviones de negocios), capacidad evolutiva (desarrollo de familia para mayor diversidad en alcances y carga de pago manteniendo lo máximo posible el diseño de las piezas, como contra se tienen elementos sobredimensionados), comportamiento a baja velocidad (interferencias entre elementos del avión), D.O.C. (económicamente competitivo).

3.2 Fuselaje: Misiones del fuselaje: albergar y proteger a la carga de pago (ha de tener un volumen interno que acondicionar para colocarla); albergar a la tripulación (ha de tener una cabina con visibilidad suficiente); albergar instrumentos y aviónica; resistir las reacciones del resto de elementos del avión y sus propias cargar internas, aerodinámicas, etc. (es la estructura central del avión); proporcionar la distancia necesaria al centro de gravedad de ala y superficies estabilizadoras (para equilibrar momentos y dar capacidad de mando, lo cual proporciona requisitos de dimensiones). Formas típicas de fuselajes dependiendo del tipo de avión. Las características principales son: Aspecto longitudinal: caracterizado por una geometría suave para conseguir buenas propiedades longitud ≈ 8 − 13 . En aerodinámicas, pero no demasiado esbelta. esbeltez = tam caract transv dirección longitudinal, el fuselaje se divide en zona de morro, zona del volumen útil (incluye cabina) y fuselaje de cola. Respecto a su diseño, debe impedirse que éste no toque el suelo al despegar o aterrizar y que no haya desprendimiento de la corriente. Sección transversal: puede ser rectangular o circular. Las secciones circulares se utilizan en aviones que necesitan presurización (necesario en aviones en subsónico alto, por altura de vuelo), esta sección también puede diseñarse como una línea cerrada compuesta por arcos de circunferencia u óvalos. Las secciones aproximadamente rectangulares se utilizan en aviación regional para aprovechamiento de la cabina, con las limitaciones que conlleva en cuanto a baja velocidad y altura, además de no presurización. Altura a la que cruza el ala al fuselaje: existen tres tipos: Página 7 de 75

Alta Media Baja

Figura 3.2.1: Posición del ala

3.3 Ala: Forma en planta del ala: alargamiento (A), estrechamiento (λ) y flecha (Λ). Éstas características indican cual es su resistencia inducida, cómo entra en pérdida y el comportamiento a ángulo de ataque elevado. Variando el estrechamiento, varía la sección en la que se obtiene máximo CL, y la sección donde comienza la pérdida (interesa que este punto se encuentre en la mitad de la semienvergadura, de otra manera si entra primero el encastre la estela baña la cola; y si entra la punta del ala se pierde control de alerones). Se distinguen los siguientes tipos: Elíptica: geometría predominante en la primera mitad del siglo XX, proporciona la menor resistencia inducida, con el inconveniente de que la ley de cuerdas que genera es de difícil fabricación (razón por la que dejó de usarse). Figura 3.3.1: Ala elíptica Rectangular: fácil de fabricar, aunque tiene una peor aerodinámica (ideal para aviación general). Figura 3.3.2: Ala rectangular Trapezoidal: más ligera que un ala rectangular, momento en el encastre menor y mejores cR características aerodinámicas. ( λ = ) cT cT

cR

Figura 3.3.3: Ala trapezoidal Solución intermedia rectangular-trapezoidal: para turbohélice, subsónico bajo y regionales.

Figura 3.3.4: Ala intermedia Trapezoidal con flecha: para disminuir problemas de compresibilidad (disminuye el Mach aparente en borde de ataque), aviones en subsónico alto.

Figura 3.3.5: Ala con flecha Trapezoidal con flecha y quiebros: la más habitual, sobre todo en subsónico alto, se aprovecha la zona recta trasera para replegar el tren de aterrizaje y amarrarlo (por lo que esta ala suele ser baja), se debe rigidizar esta zona para reconducir las cargas. Amarre del tren

Figura 3.3.6: Ala con flecha y quiebro Página 8 de 75

Dado el régimen de vuelo se conoce la forma en planta del ala. Posición vertical: el cajón de torsión es un ente continuo por lo que el ala atraviesa el fuselaje, dividiendo su volumen en dos. Tipos: Ala alta: no todo el cajón de torsión está embebido en el fuselaje, útil para carga y descarga de la carga de pago, no interfiere apreciablemente con el volumen interno del fuselaje (todo el volumen disponible, ventajoso para mercancías voluminosas), avión más cerca del suelo (tren alojado en fuselaje no tan alto), volumen interno diáfano y próximo al suelo, fácil entrar y salir (transporte militar), colocación del tren de alto coste de mantenimiento y problemático, reducción del efecto suelo (disminuye distancia de aterrizaje pero aumenta distancia de despegue). Posicione s del tren

Adosado al fuselaje

En góndolas

Restar volumen interno o añadir protuberancias al fuselaje que aumentan la resistencia

Pata muy larga, problemas estructurales de flexión (aumentar rigidez y peso de tren), no se usa en ala alta

Media: inusual en aviación de transporte, causa una interrupción en el fuselaje, limita el volumen interno, típica configuración en entrenadores sin requisitos de volumen interno y aviones de combate (armamento debajo del ala). Baja: no es normal en aviones de transporte, el cajón de torsión atraviesa el fuselaje (a diferencia del ala alta). Dentro de esta clasificación se incluye el ala media-baja que es muy usada en aviones de pasajeros. Ésta compartimenta el fuselaje en 2 pisos, cabina (encima) y bodegas (debajo, compartimentada en 2 a su vez), con distinto acabado interior, lo que permite descargar paralelamente pasajeros y carga (reduce tiempo de espera). Aumenta el efecto suelo (disminuye distancia de despegue, aumenta la de aterrizaje), absorbe gran parte de la energía del choque en un impacto y al ser una cavidad estanca provee de reserva de flotabilidad para evacuación en un amerizaje. Para transporte subsónico, escoger la posición de ala baja excepto: STOL o próximos a STOL (disminuir distancia de despegue con mayor planta propulsora), carga y descarga (volumen interno diáfano), planta propulsora de gran tamaño (limitada por distancia mínima al suelo de la góndola o de punta de hélice). Posición longitudinal determinada por el centrado. La posición longitudinal queda definida por la distancia relativa de su CMA, por lo que hay que identificar su valor y su posición. Ubicando la 1 resultante de la sustentación en el punto CMA y la resultante del peso en el centro de gravedad, 4 interesa que L y W se persigan (para lo cual se mueve la posición longitudinal del ala). Mover el ala implica mover los motores si están en o debajo del ala (los cuales son una parte importante del peso del avión), y si estos no se encuentran en el ala, ésta deberá retrasarse.

Figura 3.3.7: Posición longitudinal del ala Página 9 de 75

Hay que minimizar el brazo de momentos intentando aproximar sustentación y peso, lo que cambia la posición del tren de aterrizaje (esto modifica a su vez la batalla), y el brazo de momentos de cola (redimensionado del estabilizador horizontal). Situando los motores atrás, la posición del estabilizador horizontal se debe elevar. En cuanto a CMA, habrá que decir que se define como: S 1 b2 2 2 b2 2 CMA = c ( y ) dy = c ( y ) dy; CMG = W ; ∫ ∫ S W −b 2 SW 0 b CMA − CMG =

2 SW

∫

b2

0

c 2 ( y ) dy −

SW SW =2 ∫0b 2 c ( y ) dy   → b

(

)

2 b2 2  b 2 2 ∫0 c( y ) dy  dξ =2 dy b c ( y ) dy −  →  SW  ∫0 b2   2 2 f 2 ≥( f ) 2  1 2 1  ∫0 c ( ξ ) dξ − ∫0 c( ξ ) dξ  ∫ ∫ →  SW 

(

)

CMA − CMG ≥ 0 → CMA ≥ CMG 2 b2 2 b2 X BACMA = xBA ( y ) c( y ) dy; YBA CMA = y c( y ) dy ∫ SW 0 SW ∫0 Para el caso de una ley de cuerdas lineal, con estrechamiento λ, el valor de CMA será: 2 λ2 + λ + 1 CMA = c r , donde cr es la cuerda en la raíz; CMG = 12 (1 + λ ) c r y SW = 12 (1 + λ ) c r b . Los 3 1+ λ 1 (1 + 2λ ) ( (1 − λ ) 4 + tan Λ 1 4 b 2 ) valores de posición serán, para flecha Λ1/4: X BA CMA = cr , 3 1+ λ 1 + 2λ b YCMA = (independiente de la flecha). En el caso de una ley de cuerdas de doble 1+ λ 6 estrechamiento (λ1, λ2) y áreas correspondientes a éstos (S1, S2), se podrá calcular las características de CMA según las fórmulas: S S S S CMA = 1 CMA( λ1 ) + 2 CMA( λ 2 ) ; YCMA = 1 YCMA ( λ1 ) + 2 YCMA ( λ 2 ) , donde se tendrá en SW SW SW SW cuenta que cr para λ2 será crλ1, b/2 para λ1 será yq (distancia hasta el quiebro) y b/2-yq para λ2. Existe un método geométrico de cálculo para alas con flecha y simple estrechamientos: cp XBACMA

cr cr

CMA cp

cp YCMA

cr

Figura 3.3.8: Cálculo geométrico de XBACMA y YCMA Carenados ala-fuselaje para mejorar la aerodinámica del avión

3.4 Planta propulsora: Selección del tipo de motor en función del régimen de vuelo. No se tiene influencia sobre el diseño de la planta propulsora, por lo que se selecciona a partir de los disponibles entre los catálogos de

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fabricantes. Los tipos de planta disponibles para vuelo subsónico son alternativo, turbohélice o turbofan. Los criterios a seguir son: Rendimiento propulsivo: altitud y velocidad que puede mantener. Hélice: hasta 0.6 M hélice convencional, entre 0.6 y 0.7 M propfan, y a partir de 600 km/h turbofan. Peso: motores alternativos muy pesados, solo para avionetas. Consumo específico.

Figura 3.4.1: Consumo específico frente a Mach Alcance: este se evalúa en primera aproximación con la ecuación de Breguet. Para vuelo horizontal rectilíneo se escribirán las siguientes ecuaciones, para motor turbofan: L =W T =D dW W L dt = − = V W dW V L dW dW c jT T D dx = Vdt     → −   → − = −c j T cj T W cj D W dt dx V= dt Wf R R Vcr L  Wi  DL = E V V L dW dx = − dx = R → R = ln  → K TF = cr E ∫0 ∫W c j D W ∫0 c j D  W f  cj i

Para motor turbohélice: L =W T =D dW TV W L dt = − = η L dW V W dW V T L dW P = η dW c P T D dx = Vdt     → −    → −   → − P = −c P P cP P W cP P D W cP D W dt dx V= dt Wf L R R η P L dW η P L  Wi  D = E η dx = − dx = R → R = ln   → KTH = P E ∫0 W∫ cP D W ∫0 cP D  W f  cP i K, indistintamente del motor a usar, tiene dimensiones de distancia (los consumos específicos deberán expresarse en unidades de peso, por lo que si el dato suministrado es en unidades de masa se deberá multiplicar por g), está comprendido entre 10000 y 30000 Km para TF y 10000 y 20000 Km para TH, crece con la tecnología. Dependiendo del alcance, elegimos el tipo de motor adecuado. Número de motores: debido a que la certificación será bajo la norma JAR 25 o FAR 25, como mínimo tendrá 2 motores (mono-motor para aviación general). Criterios a tener en cuenta: Gradiente de subida mínimo en 2º segmento con fallo de motor crítico: indica la suposición de fallo del motor que produce mayor desequilibrio en momentos de balance. El segundo segmento es la fase de despegue en la que se encuentra el avión con un ángulo de subida (de P

P

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asiento de velocidad) γ2, a una altura de 35 pies (100 ft → 30.48 m) y una velocidad V2≥1.2 VSTO. En dicho punto las ecuaciones del movimiento son: L2 = W2 cos γ 2 L2 ≈ W 2 T D 1 2 <<1 γ → → 2 = 2 +γ2 = +γ2 T2 = D2 + W2 sin γ 2 T2 ≈ D2 + W2 γ 2 W 2 L2 E2 Este criterio exige un ángulo de asiento mínimo de subida, (γ2)min, el cual es función del número de motores (puede ser restrictivo para bimotores, su exigencia disminuye con el número de motores). ↑Ne. Criterios estructurales: la posición habitual de los motores es bajo las alas, por lo que, para favorecer un alivio del momento flector producido por la sustentación distribuida en el ala, interesa aumentar el número de motores y disminuir su masa para distribuirlos a lo largo del ala. Efecto pernicioso por vibraciones en el aterrizaje (por el impacto) más acusado cuanto mas grandes sean los motores. ↑Ne. Economía: en cuanto a mantenimiento interesa disminuir el número de motores, éste es muy complejo. En cuanto al precio, interesa también disminuirlo, ya que, aunque tenga más potencia, disminuye el precio del grupo propulsor (sistema que se compra a otro fabricante). ↓Ne. De estos tres criterios, el primero es un criterio de dimensionado (indica la potencia que necesita el avión), mientras que el tercero es el que prima hoy día. Posición: dependiente de: Tipo: con hélice obliga a colocarlos en el ala o en el morro, imposible en cola (posición más común en ala, simétricamente al plano vertical longitudinal). Sin hélice en las alas o en el cono de cola. Número: Número de motores

Impar

Par

Un motor en el plano de simetría, el resto simétricamente a dicho plano

De forma simétrica al plano vertical longitudinal del avión

1 Aviación general: morro 3 Uno en cada ala, otro morro o cola

2 Simétricamente, en ala o en cola 4 Dos en cada semi-ala, uno en cada semi-ala y dos en cola, cuatro en cola (desuso)

Tamaño: si es de gran tamaño conviene llevarlo en el cono de cola (retrasar motores). Selección final del motor: empuje o potencia, peso, consumo específico, precio, mantenimiento, etc.

3.5 Superficies de cola: Tipos de configuración:

Figura 3.5.1: Tipologías de colas A-1: amarre independiente de los dos estabilizadores al fuselaje, cargas al fuselaje, hay independencia, buen comportamiento respecto a la resistencia parásita, usual en aviones turbofan con motores bajo las alas.

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A-2: cola cruciforme, variedad de posiciones en altura, amarre distinto a A-1 y a A-3. No es una configuración común, utilizada en aviones regionales, turbohélice o ejecutivos. No tiene ventajas aerodinámicas, como A-3, ni estructurales, como A-1, y tiene problemas en pérdida producidos por el ala (estela se traga la cola). A-3: cola en T, el estabilizador vertical se comporta aerodinámicamente muy bien, lo que permite usar alargamientos pequeños (en comparación con A-1). Presenta problemas de flutter (flameo) lo que obliga a rigidizarlo, que a su vez lo vuelve más pesado. Se usa cuando los motores se encuentran en el cono de cola o en el caso de avión de ala alta (problemas de interferencia ala-estabilizador). B-1: estabilizador vertical partido, en desuso. Solución a un estabilizador vertical demasiado grande. Aviones de superioridad aérea que necesitan mucha maniobrabilidad. B-2: No se usa hoy en día. C: no hay distinción entre estabilizador horizontal y vertical, se utiliza en algunos aviones entrenadores Relación con la posición de los motores. Efecto de la estela del ala a elevados ángulos de ataque.

3.6 Tren de aterrizaje: Tipos de configuración: tren triciclo (avión de transporte) y con rueda de cola. Retracción de las patas principales del tren en diferentes tipos de aviones: patas principales recogidas en fuselaje o en góndolas (aviones muy grandes, más de 2 patas principales para soportar mejor las cargas).

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ARQUITECTURA DE AVIONES

4.1 Introducción:

Tiempo

Identificar arquitectura con estructura es incorrecto pues aquélla engloba además la disposición de los equipos y el acondicionamiento interno. Descomposición del avión en bloques y como paso final ensamblaje. Elementos arquitectónicos esenciales de un avión: fuselaje, ala, cola, planta propulsora y tren de aterrizaje. Estructura semejante para todos los aviones, con largueros, larguerillos, cuadernas, paneles, revestimiento, etc. Independientemente del rango de vuelo, misión, etc. Ha de soportar las cargas de vuelo (requisito de diseño).

Historia

Estructura reticular (barras y cables) Problemas DAERODINAMICA Carenado no estructural (carenados para superficie sustentadora) Poco peso disminuye mucho DAERODINAMICA Estructura semi-monocasco (recubrimiento de toda la estructura) Recubrimiento resistente que soporta cargas y redistribuye

4.2 Arquitectura del fuselaje: Configuración general: Acondicionamiento de cabina de pasajeros: debido a la altitud, el fuselaje debe ser un receptáculo calentado, presurizado (ha de soportar esfuerzos de presurización) y adaptado al pasajero, con la ventilación adecuada; y con control sobre la humedad y temperatura.

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Zona no presurizada

Cajón de torsión del ala

Figura 4.2.1: Fuselaje presurizado Estructura: suele ser semi-monocasco, tubo de pared delgada con elementos rigidizadores longitudinales (largueros y larguerillos) y transversales (cuadernas, marcos y mamparos). Los tipos de cargas que ha de soportar son:

Cargas

Aerodinámicas (distribución de presiones) No dominantes en dimensionado Concentradas (reacción elementos que pasan al fuselaje del cajón de torsión del ala, superficies horizontal y vertical de cola, y tren si va en él) obligan a reforzar Inercia (equipos instalados) Presurización (volumen grande con presión similar a tierra) Dominante en dimensionado, uso de sección circular (aprox.) para minimizar esfuerzos

Equipos instalados dentro del fuselaje. Estructura típica (semi-monocasco, tubo único de pared delgada): cuadernas, largueros, larguerillos, revestimiento y mamparos de presión. Zonas reforzadas. División en cabina y bodegas. Los estados de carga que soporta el fuselaje, debido a estas cargas, son: flexión, torsión y cargas auxiliares. Para soportar estos estados de carga se utilizan: Elementos longitudinales (tipo viga) del morro a cono de cola: largueros y larguerillos (diferenciados por el tamaño), soportan flexión (largueros distintos a los del ala). Elementos transversales (cuadernas y marcos): mantienen la forma de tubo en torsión, soportan cargas concentradas (reacción o inercia), estabilizan el revestimiento a pandeo (disminuyen las dimensiones de las regiones de revestimiento que trabajan como paneles), estabilizan los larguerillos a pandeo (al interrumpirlos evitan el pandeo como columna). Las cuadernas no reciben cargas muy elevadas, excepto las que soportan cargas concentradas. Éstas se refuerzan, pasando a llamarse marcos (frames). Mamparos: ligados a la presurización, sólo presuriza la zona necesaria, el resto no va presurizado. Estructura interna de mamparos (anterior y posterior los más importantes), de los que algunos pueden ser planos y otros tienen el diámetro del fuselaje, por lo que estos últimos son casquetes esféricos (resisten mejor aunque son más difíciles de fabricar). Éstos soportan esfuerzos radiales y circunferenciales, y su unión al fuselaje es complicada. Elementos auxiliares como pueden ser: marcos de refuerzo en ventanillas y puertas (interrupción de cuadernas y revestimiento), larguerillos integrados en el fuselaje, etc. Además de la carga de pago y la tripulación, el fuselaje alberga los sistemas de acondicionamiento de cabina y bodegas, navegación, eléctrico, etc. Se deben tener en cuenta el espacio que ocupan y las servidumbres que imponen.

4.3 Arquitectura del ala: Configuración general: estructura, equipos y mandos. Misión fundamental: generar sustentación, el estado de cargas principal es flexión y ésta en primera aproximación se comporta como una viga en voladizo (pudiendo estar arriostrada). Alas de gran alargamiento: generalmente bilargueras, en el sentido de la envergadura, un larguero cerca del borde de ataque y el segundo cerca del borde de salida. Aviones con más largueros (en encastre ala-fuselaje por cargas del tren). Para mayores alargamientos se utilizan alas con multi-largueros (utilización de falsos largueros, que no atraviesan el fuselaje, en alas

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de gran flecha para soportar mejor la flexión). Alas en delta tienen una tipología muy distinta. Diseño para características propias del avión. Alas de corto alargamiento: pueden tener menos largueros. Elementos constitutivos: largueros, costillas, larguerillos, revestimiento. Posición de largueros y costillas. Cajón de torsión. Uniones entre elementos. Zonas reforzadas. Unión ala-fuselaje. Alojamiento del tren. Las cargas en el ala son la primaria (sustentación) y las secundarias (concentradas, como el tren, y debidas al combustible contenido en el ala). Para tener un orden de la sustentación en el ala se multiplicará el peso máximo al despegue por el factor de carga límite para certificación y por un factor de 1.5 que se utiliza para obtener la carga última (carga que debe soportar el ala durante al menos 3 segundos). L=1.5·W·nlimite. Largueros (vigas): soportan flexión. Larguero anterior a 10% de la cuerda y posterior al 60% (o 70%) de la cuerda. Costillas: mantienen la forma del perfil, reciben cargas concentradas y la carga dinámica del combustible. Estados de tensión diagonal (inestabilidades de placas de pared delgada). Disposición paralela al fuselaje cerca del encastre, conforme se alejan del ala se acomodan a la flecha. Revestimiento: soporta cargas aerodinámicas y redistribuye cargas. Se puede permitir que ocurra pandeo hasta cierto punto o no (decisión de diseño), para estabilizar a pandeo se utilizan larguerillos, largueros y costillas. Efecto de la curvatura ayuda a los paneles del fuselaje. Mayor espesor en los paneles del ala. Alta tolerancia al daño y buen comportamiento a fatiga. El ala es continua, solo se ahorra el revestimiento al atravesar el fuselaje. Revestimiento

Extradós: problemas de estabilización debido a la compresión, se lleva alto porcentaje del peso del ala Intradós: estado ideal, tracción.

Revestimiento

Costilla

Larguero posterior

Larguero anterior

Carenados de borde de ataque y salida: misión de mantener su geometría para satisfacer la aerodinámica. Anclajes de dispositivos de control o hipersustentadores a costillas o al encastre ala-fuselaje. Cajón de torsión: redirecciona y soporta cargas.

Revestimiento

Figura 4.3.1: Cajón de torsión Instalaciones en el ala: combustible, sistema hidráulico, anti-hielo, etc. El sistema de combustible es el propio ala, la cual es un tanque integral dispuesto a lo largo de su envergadura (suelen ser dos tanques principales y dos de reserva en cada semi-ala o tanque central para aviones de largo alcance, pudiendo utilizar el estabilizador horizontal para este fin). Ha de preverse un volumen de dilatación para el combustible. La colocación de los tanques es muy importante por: Impacto del consumo de combustible en la posición del c.d.g.: debido al movimiento del mismo en vuelo, se debe asegurar el control de momentos a lo largo del vuelo.

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Diseño estructural: la colocación de peso en el ala alivia el momento flector producido por la sustentación (razón por la que es ventajoso colocar motores y combustible en el ala). Por esta razón, el consumo de combustible comienza por el cercano al plano de simetría y acaba con el más alejado de éste (tanques de reserva en punta del ala). Mandos en el ala: dispositivos hipersustentadores, alerones, spoilers. Posición, actuadores, amarres y guías.

4.4 Arquitectura de la cola: Semejanza con la arquitectura del ala. El estado principal de carga es flexión (debido a la sustentación), aunque no tan severo como el caso del ala (menor envergadura). No se utilizan dispositivos hipersustentadores de borde de ataque. El larguero anterior está muy próximo al borde de ataque (no se necesita mucho espacio, a lo sumo para el sistema anti-hielo). En el borde de salida se encuentran los timones, los cuales producen carga de charnela importante (puede llegar a ser dimensionante). Fenómeno de flutter importante en cola. El estabilizador horizontal es como un ala pero más pequeño, ambos tienen la misma estructura. En aviones de gran radio de acción, puede llevar combustible en el cajón, para aumentar la capacidad del avión. Esta masa se consume, lo cual hace variar el centro de gravedad; para mitigar este problema se utilizan estabilizadores de incidencia variable, ajustando dicha incidencia para cada condición de vuelo. Cajón (interior)

Punto móvil para control de incidencia

Herrajes

Figura 4.4.1: Cajón central de estabilizador horizontal En la polar, existe un término que depende del estabilizador horizontal el cual varía al variar su incidencia. El estabilizador vertical al no sustentar utiliza un perfil simétrico (suele llevar dos tanques de combustible). Por el contrario, el estabilizador horizontal, al sustentar, posee una curvatura, la cual suele ser hacia abajo para compensar el momento de cabeceo. Configuraciones diferentes de superficies de cola: cola baja, cruciforme, en T. Para colas en T, el estabilizador vertical tiene 3 largueros para soportar el estabilizador horizontal. La posición de los largueros se suele estudiar por su unión al fuselaje, cuadernas, etc. Se pueden combinar los largueros de ambos estabilizadores para ahorrar peso, lo que conlleva una menor rigidez del conjunto.

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DISEÑO DEL FUSELAJE

5.1 Introducción: Misiones del fuselaje: receptáculo y protección de la carga de pago; alojamiento de la cabina de tripulación; estructura central a la que se acoplan las demás; alojamiento de diversos sistemas y equipos.

5.2 Disposición de la cabina en aviones de transporte: Aspectos que afectan a la disposición: accesos, duración del vuelo, diseño y distribución de asientos (dimensiones de asientos, asientos por fila, nº asientos total y paso son dimensionantes), servicios a bordo, impresión estética, tripulación auxiliar, volumen de cabina por pasajero (aumenta con duración de vuelo), etc. lf Aspectos determinantes de la esbeltez del fuselaje ( λ f = ): la esbeltez es la comparación de la df longitud de la cabina con un parámetro característico de las dimensiones transversales (se suele utilizar la semisuma del ancho y el alto). Los valores característicos están comprendidos entre 8 y 12. Se utiliza un cuerpo esbelto y fuselado para disminuir la resistencia. CD Sección central cilíndrica

a) CD frontal

c) CD (volumen)2/3

10 CD wet

b)

λ Figura 5.2.1: Relación CD-λ Para el cálculo de la resistencia se puede utilizar una de estas tres curvas. En el caso a), en el cual se fija la superficie frontal, existiría un pequeño rango donde la resistencia sería mínima (no se suele utilizar). En el caso b), donde se fija el volumen de cabina, existe un incremento más suave de la resistencia después del mínimo (se utiliza normalmente, no es dramático aumentar esbeltez por encima del mínimo). En el caso c) se multiplica por 10 por ser la superficie mojada bastante mayor que las demás utilizadas (siendo ésta la utilizada como referencia, no es normal su uso). Este parámetro (λ) tiene diferentes argumentos que imponen el orden del mismo: Grande: dar brazo suficiente a las superficies de cola (alejándolas del c.d.g.), control de maniobra, generación momentos de guiñada, disminuir superficies de cola (y con ello el peso), aumentar la capacidad de control (si no se disminuyen las superficies). Pequeño: tren bajo (necesario cumplir ángulo de guarda en despegue, si la longitud es grande, aumenta la pata del tren y aparecen problemas estructurales en éste). En el diseño de una familia de aviones, los componentes de ésta se diseñan para cubrir el rango de esbeltez razonable (8-12). Distribución general: las normas dicen que como máximo habrá una distancia transversal, desde cualquier asiento, de dos asientos hasta un pasillo (no puede haber cuatro asientos pegados a una pared ni siete seguidos). Por lo que se llega a las siguientes distribuciones: Menos de 200 pasajeros (un pasillo): con una esbeltez de 12 y seis asientos por fila, esta es la configuración para un avión de fuselaje estrecho. Página 17 de 75

De 200 a 500 pasajeros (dos pasillos): en comparación con el anterior, si se utiliza un fuselaje ancho, aumentará el número de filas y el número de asientos por fila, pero para esto último habrá que aumentar el número de pasillos por la norma. Este tipo de concepción aumenta el volumen de bodegas y por tanto la capacidad de carga. Más de 500 pasajeros (dos pisos): necesidades de volumen muy grande, se puede buscar una configuración de dos pisos (la habitual), y distribuirlos de manera análoga a los casos anteriores, o se pueden aplicar otras configuraciones, como un único piso con tres pasillos, pero en este caso la sección no sería circular (volumen desaprovechado), sino que se buscaría una sección con dimensión horizontal predominante que a la vez contribuyese a la sustentación (ala volante, control complejo, imposibilidad de familia). Otra posibilidad es utilizar parte de las bodegas para pasaje (problemática). Aviones ejecutivos: dimensionado del fuselaje crítico, comparar con la competencia y no salirse del rango, bajo riesgo de quedar sin mercado. Ejemplos de distribuciones. Una variable fundamental en la distribución general es el paso (distancia entre filas). Ésta define la configuración de la cabina de pasajeros. Para una configuración de alta densidad se utiliza un paso de 76 cm (mínimo en normas 70-72 cm), para una configuración turista (normal) se utiliza 86 cm, y para primera clase 1m. La carga se puede llevar en cabina o bodegas. Cabina en diáfano para mejor manejo o estiba. Interés de la estandarización con contenedores (rapidez y facilidad de manejo, integridad, bajas primas). Aviones cargueros puros no existen muchos. Se utiliza método de carga y descarga lateral. Puestos de pilotaje y navegación. Posición relativa de piloto, mandos y paneles. Visibilidad desde cabina.

5.3 Accesos y evacuación. Servicios del avión en tierra: Importancia de la evacuación: Facilidad y tiempo límite según normas: para caso de aterrizaje forzoso o incendio, interior ignífugo durante 90s. Por tanto evacuación en tiempo menor a éste (tripulación debe abrir puertas y desplegar rampa en menos de 15 s). Este requisito dimensiona el número y tamaño de las salidas y las condiciones de evacuación (a oscuras o con pequeña luz de emergencia, miedo de pasajeros, tripulación preparada para evacuación). Para comprobar que se cumplen las normas, se realizan ensayos normalizados. Una condición para estos ensayos es que no se utilicen las salidas de uno de los lados (se supone que el avión vuelca sobre dicho lado). La evacuación será hasta tierra, excepto casos especiales que será hasta plataforma. Tipos de entradas y salidas: los tipos se numeran desde A a C y desde I a IV (de mayor a menor capacidad de evacuación). Del tipo II al IV, pueden encontrarse sobre el ala. Situación de las salidas (vuelo prolongado sobre el mar): van por parejas, una a cada lado del fuselaje. Las normas restringen el número de salidas que puede haber de cada tipo. La suma de pasajeros que pueden evacuarse ha de ser mayor o igual a la capacidad del avión. Puede haber una salida trasera que tiene capacidad para evacuar de 20 a 25 pasajeros. Las normas no aseguran la supervivencia (ya que depende de la violencia del impacto), en caso de aterrizaje forzoso. Accesos de pasajeros, mercancías, equipajes y servicios. Carga y descarga de material voluminoso: aperturas en morro y cola; rampas de cola. Importancia de una buena distribución de accesos para rapidez y seguridad de los servicios en tierra (reducir el tiempo entre vuelos, intentando minimizarlo para aumentar el tiempo de utilización del avión). Los pasajeros bajan más rápido que suben. Hay tiempos críticos que limitan la optimización (una mala organización de cabina obliga a no realizar operaciones en paralelo aumentando el tiempo).

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5.4 Dimensionado de cabina y fuselaje: Dibujo esquemático con definiciones: Anchura de cabina y fuselaje: Distancias importantes: ancho de apoya-brazos (5 cm), ancho de pasillo (50 cm, fija la norma, menor en suelo, utilizan superior al de la norma). Característica \ longitud (cm) Alta densidad Turista Primera clase Ancho asiento (con brazo) 40-43 42-45 47-53 Paso 75 ± 2.5 85 ± 2.5 95 ± 2.5 Tabla 5.4.1: Distancias de dimensionado 5 cm 1m

50 cm

5 cm

1m

dC=diámetro de cabina (ancho) Na=nº asientos Np=nº pasillos dC=(Na+Np)·0.5+0.1 dF=diámetro de fuselaje dF=1.04· dC +0.05 Solape

dC 5 cm

50 cm 1m

50 cm

1. 5 m

1m

5 cm

dC

Figura 5.4.1: Ejemplo de dimensionado Las últimas distancias a tener en cuenta para el dimensionado del fuselaje son el ancho de cuaderna (2% del diámetro más una pulgada), que se multiplica por dos para calcular el ancho de fuselaje al haber dos cuadernas, y la distancia adicional entre los reposa-brazos de los asientos extremos y la pared (10 cm en total para ambos lados). Longitud de cabina y fuselaje: la longitud de la cabina será la necesaria para meter las filas de n º plazas paso . Hay que tener en cuenta que asientos más el espacio para aseos l = n º asiento por fila el fuselaje se estrecha en la parte de atrás (filas con menos asientos), y que las salidas de emergencia y entradas y salidas normales restan filas de asientos. Para tener en cuenta este efecto, se incrementa l para obtener l C en un 25% para aviones pequeños, 30% medianos y 35% en grandes. Para obtener la longitud total del fuselaje se ha de añadir la cabina de tripulación (1-1.5 diámetros) y el cono de cola (1.5-2.5 diámetros, la menor si motores en las alas y la mayor si en cola); lo que da un total ente 2.5 y 4 diámetros. Una vez calculados longitud y anchura de fuselaje se puede obtener la esbeltez del mismo como proporción de éstas. Los cálculos previos son fórmulas aproximadas, por lo que siempre se operará de forma conservativa. mC Densidades típicas de equipaje y carga. Dimensionado de bodegas ( V B = ). ρC

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POLAR DEL AVIÓN

6.1 Introducción: Importancia de la polar del avión para estimar actuaciones y comprobar que se cumplen las especificaciones iniciales del Proyecto. Es vital en condiciones de crucero, 2º segmento (gradiente de subida con un solo motor operativo), en aterrizaje (interés de alta resistencia). Variabilidad de la polar con M (por compresibilidad, de 0.6 en adelante), Re (poca influencia) y la configuración del avión (con flap, etc.): no hay una polar sino varias. La polar se construye contabilizando las distintas partes por separado y sumándolas luego con factores de corrección.

6.2 Polar del avión: Polar en condiciones de crucero: bondad de la aproximación parabólica. Formas derivadas de la polar: L/D frente a CL. La mayor parte de los textos suponen que la sustentación procede únicamente del ala (polar no equilibrada). Terminología utilizada: resistencia de presión y fricción (procedente de Mecánica de Fluidos y Aerodinámica); resistencia parásita y resistencia inducida; interferencias; resistencia de onda. Resistencia total.

6.3 Cálculo de los coeficientes de la polar: La mayoría de los métodos se refieren a geometrías más o menos clásicas; por ejemplo, alas con flechas inferiores a 40º y alargamientos mayores a 4. Coeficiente de resistencia sin sustentación, CD0, y factor de eficiencia aerodinámica, φ (e). Estimación rápida. Método más detallado. Analogía de la placa plana: se supone que la superficie bañada por el fluido está en contacto con su capa límite, la cual posee un perfil de velocidades que da lugar al esfuerzo de fricción en la pared. Este esfuerzo se contabiliza en el coeficiente de fricción, cf, el cual depende fuertemente de Re. Esta dependencia se debe en gran medida a que la estructura de la capa límite pasa de un perfil laminar a un perfil turbulento para altos Re, siendo este causante de mayor fricción (al aumentar la velocidad cerca de la superficie en cuestión). La resistencia derivada se puede 2 calcular como D = 12 ρV c f S wet , donde la superficie mojada es el ÁREA QUE ESTÁ EN CONTACTO CON EL FLUIDO. El cálculo del coeficiente CD0 se realiza igualando la expresión anterior con la siguiente D = 12 ρV 2 C D SW , por otra parte si se trata de un caso de sustentación nula CD= CD0, por lo que CD0=cfSwet/SW. Siendo el coeficiente de fricción función del Re de vuelo, solamente si es interior a otro Re debido a la rugosidad de la superficie a evaluar. Bien es sabido que la placa plana no existe, es una entelequia matemática por lo que la rugosidad de la superficie acabará influyendo. A medida que aumenta el Re este se aproxima a otro denominado Recorte que obedece a la expresión 39.5 k  = 0.94 , donde l es una longitud característica (cuerda del perfil) y k la rugosidad de la  l  Re corte superficie (distancia entre valles y crestas).

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cf Transición Laminar Turbulento

Re Recorte

Figura 5.3.1: Dependencia del coeficiente de fricción con Re de vuelo Las principales diferencias con la placa plana son la introducción de un factor de forma (FF≈1 y depende del espesor relativo t/c) que corrige la no planicidad de la superficie considerada (lo que se traduce en un aumento de la velocidad fuera de la capa límite en el extradós y el desprendimiento de ésta en el borde de salida). Una vez calculadas las resistencias de cada parte, deberá procederse al ensamblaje, el cual se traduce en la suma de todas las resistencias referidas a la misma superficie y modificados los sumandos por los respectivos factores de interferencia (FI>1) de unas superficies sobre otras. El coeficiente final quedará: ∑i ( c f ⋅ S wet ⋅ FF ⋅ FI ) i CD0 = SW Estimación del parámetro de eficiencia aerodinámica. Contribuciones: Estela de torbellinos (por ser el ala finita): según la teoría del ala larga de Prandtl. Ésta por no ser finita genera una estela de torbellinos que producen un ángulo de ataque aparente en los perfiles distinto al nominal. Esto provoca que aparezca una sustentación perpendicular a la velocidad local de cada perfil, produciendo una componente de dicha fuerza en la dirección de la velocidad real. La suma de dichas componentes para todo el ala es la resultante de la resistencia inducida por la estela de torbellinos. Mediante esta teoría se puede calcular el C2 coeficiente de resistencia inducida de torbellinos según la siguiente expresión C Di = L , πAe donde se puede apreciar la dependencia de éste con la sustentación, el alargamiento (A=b2/SW=b/CMG, mientras que para el estabilizador vertical AV=2bv2/SV) y la forma (mediante el factor de Ostwald e≤1, que mide la perturbación de la estela en función de la geometría del ala, y valdrá 1 para una distribución de sustentación elíptica). Este factor será parametrizado por el estrechamiento. Esta teoría servirá para régimen incompresible por lo que para compresible habrá de utilizarse la transformación de Prandtl-Glauert (flecha corregida B tal que tan Λ B = tan Λ A β ; β = 1 − M 2 ). La interferencia con el fuselaje y los motores bajo las alas perjudican en gran medida la e. Una forma de disminuir esta resistencia es añadiendo winglets a las alas (placas perpendiculares a las alas en el extremo de estas que, entre otras ventajas, permiten que la sustentación en punta de ala sea mayor a 0) los cuales aumentan un 20% esta constante (por lo que puede llegar a ser superior a 1). También existe resistencia inducida debida a la torsión del ala. La combinación de torsión y sustentación da un término cruzado, el cual provoca que también exista una dependencia con la primera potencia de CL. Ésta es una de las razones por las que no se deben usar grandes torsiones, ya que aumentan en gran medida la resistencia. Perfiles (cambio de fricción en la capa límite como consecuencia de la redistribución de velocidad por L): la resistencia de los perfiles se calcula como

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 teoría   placa   plana        l  L ala 1 b2 1 b2 = cd 0 cdy + k p cl2 cdy ∫ ∫ − b 2 − b 2 SW SW valor medio c = C

1 2

ρV 2 SW ( C Dw ) perfiles = 12 ρV 2 ∫

b2

−b 2

cd ( cl ) cdy → C Dwp

b2 1 k p C L2 ∫ cdy = k p C L2 −b 2 SW Esta constante kp, es del orden de CD0, por lo que habitualmente se toman como iguales. Efectos de compresibilidad, fundamentalmente en el ala. Variación de la resistencia de un perfil y del ala en función de M y CL. Existe un aumento en el coeficiente de resistencia al aproximarse en vuelo a la zona subsónica alta, los perfiles sustentan más y diverge su resistencia. Este incremento llega a un máximo en la zona transónica. Para tomar precauciones sobre esto se debe añadir un incremento al coeficiente de resistencia de 0.0005 para vuelo normal ó 0.0020 para subsónico alto. Polar equilibrada: es la polar resultante de incluir los efectos por sustentación de la cola. Es un 23% de la resistencia total, causada por la necesidad producir un momento de cabeceo nulo, lo que implica que el ala deberá proporcionar una sustentación distinta a la calculada en primera aproximación. La diferencia entre la resistencia calculada para toda la sustentación concentrada en el ala y la obtenida por el equilibrado es la denominada resistencia de equilibrado.

6.4 Reducción de la resistencia aerodinámica: Las dos componentes más importantes de la resistencia aerodinámica son la de fricción y la inducida, por ello es muy importante el esfuerzo que se hace para disminuirlas. Normalmente más del 50% de la resistencia se debe a la parásita, por lo que es más fructífero mejorar ésta. Las medidas para disminuirla se basan en conseguir un régimen laminar del flujo. Control del flujo laminar. Efecto en las actuaciones: Diseño de perfiles que no fuercen el régimen turbulento Succión de capa límite para evitar transición a régimen turbulento. La aparición de ranuras en el revestimiento obliga a reforzarlo, lo que aumenta el peso, éste la sustentación y por consiguiente la resistencia inducida Láminas de material adhesivo sobre el extradós, ranuradas para que la capa límite se mueva por su interior (espesor del orden de la capa límite). Tiene un problema derivado, coste del mantenimiento. Aletas de borde marginal (winglets) para reducir la resistencia inducida: aumentos de eficiencia aerodinámica y momento flector (por lo que solo se recomiendan para medio y largo alcance). La otra manera de reducir la resistencia inducida sería aumentando el alargamiento, lo cual conlleva un refuerzo de la estructura para soportar el mayor momento flector y, por consiguiente, un mayor peso.

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ACTUACIONES EN VUELO HORIZONTAL

7.1 Introducción. Naturaleza de los métodos rápidos: El perfil de vuelo típico de un avión de transporte incluye las etapas de despegue, subida, vuelo en crucero, descenso y aterrizaje, pudiendo ser necesario abortar el aterrizaje y esperar, o ir hacia un aeropuerto alternativo. El conocimiento de las actuaciones del avión en las distintas etapas permitirá establecer diagramas de carga de pago-radio de acción. 4

Crucero

5 Aeropuerto alternativo 7’

8’

Descenso Subida

9’

Despegue

10’ 3

1

6

7

11’ 12’

2

Figura 7.1.1: Perfil de vuelo 1-2: Posicionamiento en pista. 2-4: Subida a altura de crucero. 4-5: Crucero: a altura constante o a escalones para optimizar consumo. 6-7’: Subida a altura menor que la de crucero. 9’: Fase de espera. Gasto de combustible calculado desde 1 hasta 12’. Si el vuelo acaba en 7, el resto del combustible será el de reserva. Los aeropuertos alternativos se encuentran a una distancia media de 200 MN (si se halla más lejos, obligación de llevar más combustible). Gasto en despegue y aterrizaje ínfimo comparado con crucero. Métodos de estimación rápida para analizar cada una de las etapas (absurdo emplear métodos de mayor precisión al existir indeterminaciones geométricas). Tienen por objetivo reducir el número de ensayos. Se ha de conocer la polar (en este estudio se utiliza parabólica). CL=(W/Sw)/q=(carga alar)/(presión dinámica). Los métodos rápidos se basan en modelos simplificados, optándose por la sencillez de aplicación frente a la precisión de los cálculos. Los modelos no suelen tener en cuenta detalles del avión ni algunos fenómenos. Todas estas incertidumbres se absorben en factores numéricos que se obtienen de aviones semejantes. Finalmente se seleccionarán los valores adecuados de esos parámetros a partir de las especificaciones iniciales, los requisitos de aeronavegabilidad, la experiencia previa y la filosofía dominante en el proyecto.

7.2 Condiciones de crucero: Ecuación de Breguet para el alcance, en función de parámetros de diseño del avión. La ecuación tf

para el radio de acción en un tramo recto R = ∫t Vdt , combinada con la ecuación del consumo de la i

planta propulsora: dW = − gc j T para avión a reacción dt dW = − gc p Pm para avión turbohélice dt

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Donde T es el empuje, Pm la potencia y c el consumo específico (gasto másico por unidad de empuje o potencia, por lo que se utiliza la g, para cuadrar unidades). El consumo específico no es de los motores, es de todo el avión (no hay que multiplicar por el número de motores en ningún caso), si el avión tuviera dos motores de distinto consumo, el consumo total se tomaría como la media de ambos. El consumo específico es más favorable en despegue que en crucero, varía con el M y con el régimen (no se deben tomar los valores en banco ya que son optimistas). dW dW para reacción; dt = − para turbohélice . Por lo que si se aplica a la Quedará dt = − gc j T gc p Pm fórmula del alcance: L W V = aM tma . valr = Wf Wf Wf a V V T L = a0 θ 0 θ M L dW D T R=∫ dW → ∫ dW a  → ∫ mdio  → Wi gc T Wi gc T W D Wi gc j T D W j j V L

 Wi V L W f dW gc j D = K      → R = K ln W gc j D ∫Wi W  f

  → Ecuación de Breguet turborreactor   TV

Wf

R=∫

Wi

L W tma . valr Pm = = Wf Wf V η p L T V V T L ηp D T dW  → ∫ dW  →∫ dW mdio  → Wi gc P W D Wi gc TV D W gc p Pm p m p

ηp L

 Wi η p L W f dW gc j D = K      → R = K ln W gc p D ∫Wi W  f

  → Ecuación de Breguet turbohélice   Valores aproximados de K son, para turborreactor 20000-30000 km, y para turbohélice 1000020000 km (unidades de K las mismas que R). Aviones de largo alcance optimizan K, mientras que de corto y medio optimizan subida (K menor). Para el caso de autonomía se puede hacer lo mismo con la ecuación del tiempo, en este caso K tendrá unidades de tiempo. Para obtener las condiciones de crucero se va a maximizar el alcance, utilizando diferentes hipótesis tanto para el comportamiento de la planta propulsora como para la altitud y el Mach de vuelo. Maximizar el alcance es equivalente a maximizar K, o lo que es lo mismo para cte  α a0 θ M L M L   c c M j j → turborreactores: , realizando la hipótesis  . Para un = REF  gc j D cj θ D θ θ  M ref  turbofan la constante α=0.5, mientras que para una independencia del consumo con la velocidad (hipótesis de mecánica de vuelo) valdrá 0. El valor 1 indicaría una dependencia fuerte del consumo con la velocidad. M CL 1−α C L = M Polar  → , que será equivalente a Sustituyendo en la ecuación a maximizar: α CD M CD W SW ∂C C C  α −1  C D0 → L = −2 L . + L  . De la ecuación de la sustentación: CL = γ minimizar M  2 ∂M M 2 pM  C L πAϕ  Derivando en la expresión a optimizar:     (α − 1) M α −2  C D 0 + C L  + 2M α −2  C D 0 − C L  = 0 → (α + 1) C D 0 + (α − 3) C L = 0 → CL πAϕ  C L πAϕ   C L πAϕ   β  C ( C L ) Rmax 1 + α   LOPT  C D0 CL 1 + α . Lo cual quedaría = . ( α + 1) = ( 3 − α ) → C L = C D 0π Aϕ C LOPT 3−α CL π Aϕ 3− α

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Lo que daría, adimensionalizando V con la velocidad de mínima resistencia, C LOPT 3−α Vˆ = =4 y para α=0 queda Vˆ = 4 3 (concuerda con MV). Se deduce Mopt de la CL 1+ α W SW L 1−α L y M, con Mopt y   , se 2 , y se adimensionaliza M pM opt  D  opt D podrá representar en la siguiente gráfica. 1− α  M  LD    M  ( L D) opt  opt  siguiente expresión C LOPT =

γ 2

1.15 1.05 α=0

1 α=0.5

α=1

1

1.18

1. 3

 M    M   opt 

Figura 7.2.1: Representación de la relación K y M Área punteada, prestaciones actuales de turbofan; área rayada prestaciones supuestas para α=0. En cuanto al valor α=1, equivale al caso de turbohélice con consumo independiente de M (hipótesis válida, ya que al ser el consumo linealmente dependiente de M, y por tanto de V, la constante K del turborreactor será proporcional a L/D, igual que la del turbohélice con consumo constante). Se podría analizar el caso del turbohélice por separado para una dependencia del consumo, pero no es necesario, ya que si se realiza la sustitución α=1+γ, en la expresión de K para el turbofan se obtendrá una expresión proporcional a la del turbohélice, por lo que haciendo esta sustitución en los resultados del turbofán podrá analizar igualmente el caso del turbohélice. También hay que advertir que si se dimensiona el avión con una planta propulsora de α=0 será un análisis optimista, con lo que se llevará menos combustible del necesario. Al final el avión volará a una velocidad algo superior a la de máximo alcance para disminuir el tiempo de vuelo (volar a velocidad menor no comporta ningún beneficio). Comparación de los resultados con efectos de compresibilidad y sin ellos:

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Altitud 1000 ft

máximo empuje en crucero

108 % (M L/D) máximo

(L/D) máximo

100

M L/D

25

90

(M L/D) máximo Emax Alcance 25000 ft

M

Altitud 1000 ft

Figura 7.2.2: Diagrama de relación K-M en función de h sin efectos de compresibilidad

Limite de bataneo a n=1.3 máximo empuje en crucero 100 99 95 (L/D) máximo

M L/D

25

% (M L/D) máximo

80

(M L/D) máximo

Alcance 25000 ft

M

Figura 7.2.2: Diagrama de relación K-M en función de h con efectos de compresibilidad La curva de máxima eficiencia aerodinámica para cada altura, pasa por los puntos de tangente vertical de las curvas de nivel, mientras que la curva de máximo parámetro de alcance para cada altura pasa por las tangentes horizontales de dichas curvas. L La relación M = F (h, M ) es sencilla de obtener. Para empezar, L=W y D pˆ = p p0 γ 2 ρV 2 =γpM 2 2 ˆ M 2 C L = W SW , si se llama Mopt al M 1 p ρ V S C = W     → pM C = W S    → γ W L L W 2 2 2 p0 resultante de sustituir CLopt en la expresión, se obtiene una función de la variable adimensional

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1 hˆ = , con relación directa a la altura real: M opt = pˆ

γ 2

W SW p 0 C LOPT

()

hˆ → M opt = f hˆ , monótonamente

creciente (no tiene máximo, ya que pˆ parte de 1 y tiende a 0, por lo que hˆ aumenta indefinidamente). Existirá alguna relación funcional que liga esta hˆ con la altura real pero no es de 2 2 gran interés ya que hˆ reproduce cualitativamente la influencia de la altura. M C L = M opt CLOPT . Para poder hallar la expresión matemática que se representa en la primera gráfica habrá que hallar 2 L C L M opt C LOPT L 1 , si se aplican las M = F ( M , h) = f ( M , M opt ) → M = M = 2 D D CD M C D 0 + kC L relaciones que ligan CD0, k y Em (max. eficiencia): 2 2 2 C LOPT ( M opt M opt M opt M ) 1 1 = 2 Em = 2 Em M 4 4 , donde se podrá escribir M C D 0 1 + C L C LOPT 2 M 1 + ( M opt M ) 4 M + M opt

(

)

( M opt M ) L M , sin la relación funcional del parámetro de alcance como M = f ( M , M opt ) = 2 E m 4 4 D M + M opt 2

olvidar que el Mopt es función de la altura (monótonamente creciente con ésta). Los puntos de las ∂ L ∂ L (M ) = (M ) = 0 , curvas de nivel que tienen tangente vertical obedecen a la expresión ∂h D ∂M opt D a M=cte querrá decir que se optimiza el valor de la eficiencia, por lo que proporcionará la altura a la que se consigue la máxima eficiencia a un M dado. Esto se comprueba derivando la expresión (se L optimiza para Mopt=M, lo que da M = ME m ). Por otro lado, si se hace lo mismo con M, se D ∂ L ( M ) = 0 a altura constante, o lo que es lo mismo, el máximo obtendrá la optimización ∂M D alcance para un parámetro α=0. Si se deriva y se sustituye, se obtiene M = 4 3M opt , que es el resultado obtenido anteriormente. Como se ha comprobado, al no existir un máximo para Mopt, siempre se conseguirá curvas de nivel de mayor eficiencia, alcanzable a mayor altura, si no se considera la compresibilidad. En cuanto este factor entra en juego, las curvas de nivel se cierran, ya que D aumenta por encima de lo esperado al aumentar M, lo que a h=cte se traduce en una disminución de la relación funcional que se estudia. Por tanto, si existen curvas de nivel cerradas, quiere decir que habrá curvas dentro de otras y cada vez de menor área, hasta que colapsen en un punto, el cual será el de máximo alcance. La representación de la función de M y Mopt tendrá la forma (el cual se transformará en la primera figura de este apartado mediante el cambio de variable apropiado de Mopt a h):

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Mopt

(L/D) máximo (M L/D) máximo

M

Figura 7.2.4: Diagrama de relación K-(M, Mopt(h)) sin compresibilidad C D inc Modelizando el efecto de compresibilidad sobre la resistencia como C D = , para poner de 1− M 2 manifiesto el aumento extraordinario de la resistencia a M próximo a 1 (solo se pretende evaluar el ( M opt M ) 2 L M 1 − M 2 , que al no orden de magnitud), quedará la expresión siguiente: M = 2 E m 4 4 D M + M opt variar respecto a Mopt, conservará la máxima eficiencia en M=Mopt, pero no seguirá siendo constante L 2 con M (lógicamente al variar D pero no L), quedando   = E m 1 − M . Del mismo modo, sí  D  max variará la expresión para la maximización respecto a M, y operando sobre dicha expresión quedará 4 M opt 4M 2 − 3 = M 4 . Representando el nuevo parámetro de alcance de igual manera que la expresión anterior.

(

)

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Mopt

(L/D) máximo (M L/D) máximo

M

Figura 7.2.4: Diagrama de relación K-(M, Mopt(h)) con compresibilidad Ahora se aprecia que las líneas de nivel son curvas cerradas y que existe un máximo donde se cortan las curvas representadas (condición de máximo, ambas derivadas nulas) y equivale a sustituir M=Mopt en la expresión anterior, dando como solución M=1/ 2 . Si se sustituyera en la expresión del funcional Mopt su dependencia de h, se conseguirá un gráfico parecido al expuesto anteriormente, con la salvedad de que la resistencia seguirá otra ley distinta. Resistencia=f(M) Hipótesis 2 CD/CDini

Resistencia real Resistencia=cte Hipótesis 1

1

M 1

Figura 7.2.5: Relación de CD con M

7.3 Empuje necesario para el crucero: Expresión del equilibrio de fuerzas horizontales en crucero en función de parámetros de diseño del avión, especificaciones iniciales y datos de aviones semejantes.

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L

T

D

W

Figura 7.3.1: Diagrama de fuerzas en crucero Según el diagrama, en crucero L=W y T=D. Utilizando los coeficientes aerodinámicos quedará W S T S γ γ 2 2 M 2 C L = γ W , M 2 C D = γ W . Lo siguiente 2 pM S W C L = L, 2 pM SW C D = D , sustituyendo: 2 p 2 p es representar K=ML/D en función de CL y M. Mdd

CL CDM2=0. 02 88

% (M L/D) máximo 95

I

B A 100

CLM2=0. 35 C

IV III

II

M

Figura 7.3.2: Parámetro de alcance función de CL y M En esta representación se expresa ML/D en función del coeficiente de sustentación y de M. Implícitamente estará incluida la altura. Las curvas de nivel expresan el porcentaje del máximo parámetro de alcance y su representación en dicho plano. Las curvas de numeración romana son: I: maximización del parámetro de alcance a M constante (maximización de la eficiencia, que podrá variar, al igual que en el caso de compresibilidad, con el número de M ). II: maximización del parámetro de alcance a CL constante (maximización del alcance para un ángulo de ataque dado). III: puntos de tangencia de las curvas de nivel con la familia de curvas M2CL=cte. Utilizando la ecuación anterior, se demuestra que esto es equivalente a p=cte, o lo que es lo mismo h=cte, de donde se deduce que la banda tramada a 45º expresa altura superior a una dada. IV: puntos de tangencia de las curvas de nivel con la familia de curvas M2CD=cte. La ecuación anterior demuestra que es equivalente a T/p=cte, de donde se deduce que la banda tramada a -45º expresa nivel dinámico de empuje (empuje adimensionalizado con la presión estática a altura h y la superficie de referencia SW) superior a uno dado. La utilidad de estas bandas es localizar el punto de crucero en el que se encuentra la aeronave (donde se cortan sus límites tramados) y muestra como debe variarse la altura o el nivel de empuje dinámico para alcanzar un alcance óptimo. Los puntos B y C muestran los óptimos a los niveles correspondientes actuales de M2CL y M2CD, mientras que A muestra el óptimo del alcance, punto de explotación de máximo alcance. La curva Mdd representa el Mach de divergencia de la resistencia. En un vuelo ordinario, se vuela un 3% por encima del M óptimo para disminuir el tiempo de vuelo y conseguir una mayor explotación de la aeronave. En ningún caso será recomendable volar por Página 30 de 75

debajo de M óptimo (dentro del desarrollo del crucero ordinario), ya que se obtienen alcances equivalentes para mayores velocidades y aumenta el tiempo de vuelo Representación de la anterior condición en el diagrama relación empuje-peso en despegue frente a carga alar en despegue. Zona de diseño posible. Analizando de nuevo las expresiones, se deducirá la relación existente entre dos de los parámetros que dimensionan el avión, la carga alar máxima (MTOW/SW) y la relación empuje peso al despegue (T/W)to (en caso de no ser turborreactor (P/W)to), ambos definen el punto de diseño. W SW

CL = 1 C D 0 12 ρV 2 W SW CL T D C D C D0 ρV 2 2 . Si se expresa en términos = = = +  → +1 2 W L CL C L πAϕ W SW 2 ρV πAϕ

relacionados con los valores al despegue:

T

=

T Tto W

, donde el segundo factor es la relación W to W T W to entre empuje a despegue y empuje en crucero, y el tercero entre peso en crucero y peso al despegue. La primera es del orden 4-5 (optimista-pesimista, se saca de aviones semejantes) y la segunda se tomará un gasto del 2-3% o bien se sustituirá y buscará un factor que asegure que en despegue habrá suficiente empuje. Aplicado la relación a la ecuación anterior: 2 Tt 0  C D 0 12 ρV 2 (W SW ) to  W   T   , la influencia del segundo factor antes mencionada = +1 W to T  (W SW ) to ρV 2πAϕ  Wt 0   2   será mayor cuanto mayor sea su valor, por lo que siendo conservativos éste se tomará como su valor máximo, igual a la unidad. Representando esta relación, se podrá observar la región posible de vuelo, siendo el punto de diseño perteneciente a esta región (si se halla demasiado próximo al límite se cambiará este punto de diseño). Los valores normales que toma la curva hacen que se represente solamente la parte descendente. Tiende a una recta

T W

to

Inviable

W SW to Figura7.3.3: Representación de la relación empuje peso y peso carga alar en crucero

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8

ACTUACIONES EN PISTA Y EN SUBIDA

8.1 Despegue: Las normas de aeronavegabilidad aplicables establecen las fases de la maniobra de despegue así como los tiempos, velocidades, distancias y alturas características. Definición de longitud de despegue para aviones de transporte: la mayor entre 1.15 veces la distancia normal y la distancia de despegue con fallo de motor crítico. Distancia de aceleración parada y longitud de pista necesaria para el despegue. En el proceso de despegue se consideran los siguientes procedimientos: Despegue normal: el avión recorre distancia S1, momento en el que se encuentra a 35 ft y a V2 (V2≥1.2 Vstall-to). Fallo de motor crítico después de V1 (velocidad de decisión): debe irse al aire, para lo que necesitará una distancia S2>S1. Fallo de motor crítico antes de V1: se aborta el despegue. La distancia recorrida (aceleraciónparada) será S3. Tanto S2 como S3 serán función de la velocidad de decisión impuesta. Como longitud de despegue se tomará la distancia máxima entre 1.15 S1 y S2. El modo de calcular S2 será haciendo que el motor falle en el momento más crítico (fallo a Vfallo), siendo ésta la distancia máxima posible al fallo de motor. Análogamente, S3 se calculará suponiendo fallo justo antes de Vfallo. En cuanto a la longitud de pista de despegue, deberá ser la máxima entre 1.15 S1, S2 y S3. S

S2

S

S3

S2

1.15 S1 Alta S1

S1

1.15 S1 S1 Vfallo Longitud de pista de despegue Longitud de despegue del avión

Figura 8.1-1: Longitudes características al despegue Se llama longitud de campo compensado a la distancia en la cual se cortan S2 y S3 (en el caso derecho es un segmento horizontal). La velocidad de decisión se suele tomar como la correspondiente a la longitud de campo compensado, para lo que será necesario que el avión pueda despegar al ocurrir un fallo a velocidad superior a dicha V1.

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S3

Modelo simplificado para calcular la distancia de despegue. Comprobación del modelo con datos reales. Influencia del coeficiente de sustentación máximo en despegue, la relación empuje-peso y la carga alar. Para calcular la distancia de despegue, Sto, se tiene en cuenta que la energía cinética al acabar el despegue es muy superior a la potencial, por lo que si se desprecia la segunda se comete un error del orden del 10%. Tomando un valor medio del empuje a lo largo del recorrido Tto (se calcula como una constante por el empuje en despegue, y esta constante se halla de los aviones 1 W2 2 1 W2 2 V2 = Vstall , semejantes), el trabajo realizado será: S toTto ∝ 2 g 2 g 2 ρ = ρ 0σ , 12 ρVstall SW = Wto , W2 = kWto , sustituyendo en la expresión anterior W W 1 S to = K to to to , donde Kto es una constante compuesta por todos los factores constantes Tto SW σC L max to anteriores. De esta expresión se deduce que, cuanto más potente es el motor menor será Sto, cuanta menor carga alar menor Sto, cuanto mayor sea el coeficiente de sustentación máximo al despegue menor Sto (utilizar dispositivos hipersustentadores, pero cuidado porque en el 2º segmento hay que cumplir un gradiente mínimo de subida y estos dispositivos generan mucha resistencia que puede hacer imposible mantenerlo), mayor σ menor Sto (a mayor altura mayor longitud de despegue). Las distancias cortas de despegue favorecen la disminución de cargas laterales. La relación que establece esta distancia entre los parámetros de carga alar y empuje-peso al despegue es lineal:    cte    Tto K to 1 Wto . = Wto σC L max to S to SW T W to Admisible

S toσ C L max to W SW

to

Figura 8.1.2: Relación carga alar empuje-peso al despegue por distancia de despegue

8.2 Aterrizaje: Fases de la maniobra de aterrizaje: velocidad de aproximación y aterrizaje. Maniobra muy parecida al despegue. V3 (1.3 Vstall, en aterrizaje) es la velocidad de aproximación lineal, S1 es la distancia que emplea desde que se encuentra a 50 ft, a una velocidad V3, hasta detenerse, SL es la longitud de pista necesaria para aterrizar (con margen de operación). SL=5/3·S1. Modelo simplificado para calcular la distancia de aterrizaje. Comprobación del modelo con datos reales. Carga alar máxima para una longitud de pista determinada. Despreciando de nuevo la energía potencial y asumiendo una fuerza deceleradora proporcional al peso (resistencia del W L SW 1 WL 2 2 VSL ∝ S LWL → S L ∝ VSL2 , del equilibrio de fuerzas VSL = 1 pavimento μWL) . 2 g 2 ρ 0σ C L max L

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S L = K L′

WL SW = KL 1 2 ρ 0σ C L max L

Wto SW . Al ser una especificación la longitud de aterrizaje, y la 1 2 ρ 0σ C L max L

de despegue, la relación que liga carga alar y empuje-peso será una recta vertical. T W to Admisible

S toσ C L max to

W SW

to

Figura 8.2.3: Relación carga alar empuje-peso al despegue por distancia de aterrizaje

8.3 Actuaciones en subida: Gradientes mínimos tras el despegue. Influencia del número de motores en el empuje o potencia necesarios.

L

T

V γ

D

W

Figura 8.3.1: Diagrama de fuerzas en subida W dV T = D + W sin γ + g dt L = W cos γ Aplicando teoría casi estacionaria, y suponiendo los ángulos pequeños (γ<<1): T = D + Wγ L =W El avión se encuentra en el 2º segmento de subida cuando ha superado los 35ft y V2. Se supone el tren de aterrizaje subido y los flaps en configuración de despegue. En este tramo, las normas exigen que debe cumplirse un gradiente mínimo de subida (ángulo mínimo de ascenso γ2min) incluyendo fallo de motor crítico. Este ángulo varía con el número de motores instalado en la aeronave, donde el ángulo se expresa como el porcentaje de distancia ascendida por unidad de distancia recorrida según la horizontal (pendiente de la recta de ascensión):

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Numero de motores γ2 (%) 2 2.4 3 2.7 4 4 T −D D T T D γ = ;γ =− + → = γ 2 min + , de donde se deduce que la necesidad de empuje es W L W W 2 L 2 proporcional a la inversa de la eficiencia aerodinámica, y al gradiente de subida (expresado en radianes). En cuanto a la eficiencia, en segundo segmento con dispositivos hipersustentadores es del orden de 8-10 (pesimista-optimista), siendo este término el predominante en la expresión. Habrá que aplicar también la relación empuje-peso en 2º segmento con empuje-peso en despegue T T  Tto  W2   . Si además se ha supuesto fallo de motor crítico: Tto = N eTto1e (empuje total   = W to W 2  T2  Wto  igual a número de motores por el empuje de un motor), T2 = ( N e − 1)T21e . Por lo que Tto N e Tto1e Tto1e = , donde la relación es la relación de empuje a vuelo en 2º segmento y a T2 N e − 1 T21e T21e Wto ≈ 1 , siendo en despegue, siendo en dicho tramo el 85% del despegue. La relación de pesos W2 realidad el peso en segundo segmento el 99.5% del peso a despegue, y suponiendo caso crítico sería Wto = 1 , el cual se toma para ser conservativo. W2  ≈1 N e Tto1e  W2  N e Tto1e  T D  T D    γ 2 min +  →  γ 2 min +  = = W to N e − 1 T21e  Wto  L 2  W to N e − 1 T21e  L 2  Si se instalan dos motores en vez de cuatro, cada uno de los dos motores ha de dar más de 2 veces lo que daría cada uno de los 4, casi el triple debido al gradiente. Normalmente, para un tetramotor, la necesidad de T en crucero será la que determine el tamaño de los motores. Este requisito se traduce en un límite inferior horizontal para la relación empuje-peso a despegue, el cual variará de forma discreta en función del número de motores, y de forma continua con la eficiencia y con el coeficiente de sustentación máximo a despegue (impuesto para cumplir la longitud de despegue). T W to Admisible

L D

C L max to Ne=2

Ne=4

W SW

to

Figura 8.3.2: Diagrama empuje-peso y carga alar a despegue por relación 2º segmento Al superponer todas estas condiciones en un solo gráfico quedará:

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T W

to

Admisible

W SW

to

Figura 8.3.3: Superposición de las relaciones entre empuje-peso y carga alar a despegue Gradientes y velocidades de subida. Procedimientos de subida. Influencia de la corrección debida a vuelo acelerado. El procedimiento continúa con recogida de flaps, ascendiendo hasta altura de crucero acelerando. En el 2º segmento, la aceleración estropea el empuje al necesitar más. T −D dh γ casi est W dV W dV dh dt =Vγ W dV W = T − D − Wγ = → Vγ → γ = = V dV V dV g dt g dh dt g dh 1+ 1+ g dh g dh Leyes de pilotaje para ascender: Velocidad equivalente constante, se mantiene la velocidad que proporciona la misma presión dinámica que a nivel del mar. Mach constante. Velocidad calibrada constante (medida del anemómetro). V dV En atmósfera estándar, el factor se puede representar, según la ley de pilotaje, en función de g dh V dV = 0.5667 M 2 ; para el segundo caso, hasta M. Para el primer caso, y hasta la tropopausa, g dh V dV V dV = 0.1332 M 2 , en la tropopausa = 0.17 M 2 y por encima de la tropopausa tropopausa g dh g dh será nulo. En cuanto a la velocidad calibrada, al ser esta muy próxima a la real, dicha ley mantendrá el factor muy cercano a 0.

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9

PESOS DEL AVIÓN

9.1 Introducción: Limitaciones al peso del avión por requisitos de aeronavegabilidad (actuaciones, controlabilidad, estabilidad, resistencia estructural, etc.), especificaciones y condiciones de vuelo. El peso del avión varía entre un máximo y un mínimo, siempre cumpliendo los requisitos de aeronavegabilidad Distribución del peso del avión en sus grupos principales. Clasificaciones de Torenbeek, INTA y otras. Los pesos principales son MTOW (peso máximo al despegue, limitado por normas, por longitud de despegue y por cumplimiento de requisitos estructurales, de controlabilidad, de actuaciones y de despegue), MLW (peso máximo al aterrizaje) y MZFW (peso máximo sin combustible, limitado por motivos estructurales ya que es la situación más desfavorable para la estructura al no tener combustible en las alas que alivie el flector debido a la sustentación). Algunos pesos son fácilmente identificables y aceptados universalmente. Con otros hay divergencias en las definiciones.

9.2 Estimación inicial de los pesos del avión: Descomposición del peso de despegue en peso vacío operativo, carga de pago y peso de combustible. No es una clasificación uniforme de los pesos. Cumplen las siguientes relaciones: TOW = PL + FW + OEW FW = TF + RF LW = PL + RF + OEW El combustible que queda atrapado en los tanques, a veces se considera como parte del OEW (no se tendrá en cuenta). Se considera carga de pago (PL) a los pasajeros, equipaje, mercancías y correo. La tripulación suele considerarse como OEW (en aviones grandes, en pequeños es dudoso). OEW es el peso del avión listo para despegar sin combustible ni PL (incluye la mínima tripulación auxiliar para facilitar la evacuación). Determinación de MTOW, OEW y FW (utilizado y reservas).

9.3 Carga de pago: Definición. Estimación de la carga de pago a partir del número de pasajeros, volumen de cabina y bodegas. Los valores característicos de peso para un pasajero son, según normativa británica 77 kg de valor medio, y según se recomienda hoy día de 80 kg; mientras que el equipaje para cortas distancias pesa unos 16 kg y para largas unos 18 kg. Esto da un rango de peso entre 93 kg y 98 kg, por lo que para el conjunto pasajero y equipaje se toma un peso medio entre 95 kg y 100 kg. En cuanto a las mercancías, se estimará su peso en función del volumen de bodega libre de equipaje. El volumen total se aprovechará en un 85% (rendimiento debido a los contenedores), y se le asignará una densidad de 200 kg/m3 al equipaje y 160 kg/m3 a la mercancía. Carga de pago máxima, MPL, por motivos estructurales y de volumen. Ésta se calculará suponiendo una configuración de alta densidad (clase económica), añadiéndole el peso de mercancía que permita el equipaje. Deberán tenerse en cuenta las limitaciones por cargas concentradas (deformación de la cubierta). Para los vuelos de la aeronave se utilizará el PL, el MPL se utiliza para el diagrama de carga de pago radio de acción. MPL y MTOW son cosas distintas, en el diagrama solo existe un punto que cumpla esta condición (intersección de ambas limitaciones). En ningún momento será posible la combinación MPL y MFW (limitación por MTOW).

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PL Limitación por MPL

Punto de diseño Limitación por MTOW

MPL

Limitación por MFW R

Figura 9.3.1: Diagrama carga de pago-radio de acción

9.4 Peso en vacío operativo: Definición a partir del peso máximo de despegue (MTOW), carga de pago (PL) y peso de combustible: OEW=MTOW-PL-FW. OEW Se calcula primero, mediante aviones semejantes, que tiene un valor típico mayor de 0.5 MTOW para largo y medio alcance, y menor para corto. Mediante la expresión TOW=OEW+PL+FW, para la cual ya se ha estimado PL, se refieren los pesos restantes al TOW: PL TOW = OEW FW TOW = TOW + PL + TOW → OEW FW . Tras obtener esta 1− − TOW TOW TOW TOW FW estimación de TOW ( aviones semejantes, ecuación de alcance), se obtendrá una estimación TOW de OEW. Lo habitual será encontrarse alrededor del punto de diseño, por lo que TOW=MTOW, y la PL MTOW = OEW FW . expresión quedará: 1− − MTOW MTOW Otros pesos en vacío: básico, de fabricante (menor que el operativo por faltar algunos equipos), etc. Correlaciones entre peso vacío y peso máximo al despegue: hipótesis de Roskam, procedimiento de Torenbeek, otros métodos. Método proporcional: OEW=α·MTOW (α~0.5). Torenbeek: OEW=0.2MTOW+ΔWe+500kg+Weng (ΔWe de correlaciones con aviones semejantes). Roskam: log(OEW)=A+B·log(MTOW).

9.5 Peso de combustible: Peso total de combustible (FW). Peso de combustible utilizable. Peso de combustible para el viaje (TF) y reservas (RF). Relación entre el peso de combustible y el inicial del avión a partir del perfil de vuelo y de las reservas. Utilización de la fórmula de Breguet y datos de aviones semejantes. FW Interesa principalmente , aunque la situación normal es que TOW=MTOW, de la ecuación TOW TF    TOW   TOW   = K ln  = − K ln1 −  , si la relación es de Breguet: R = K ln  LW   TOW − TF   TOW  TF TF TF R << 1 , se puede aproximar por R ≈ K → ≈ . K se suficientemente pequeña TOW TOW TOW K

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hallará de aviones semejantes o de las expresiones deducidas en el tema de actuaciones en vuelo ηp L V L ; K TH = horizontal: K TF = . gc e D gc p D En fase de subida y descenso no se podrá utilizar esta K. En aterrizaje se supone que el gasto en bajar sería el mismo que en recorrer la distancia horizontal que separa al aparato del aeropuerto. En subida, los motores consumirán mucho más (emplear combustible en variar energía potencial y cinética), por lo que K será menor. Se utilizará la ecuación de Breguet a partir de las condiciones de crucero, para lo que habrá que saber la pérdida de peso en la subida (~2.5%). Habrá que evaluar la variación de pesos para el perfil de vuelo: 4

Crucero

5 Aeropuerto alternativo 7’

8’

Descenso Subida

9’ Espera antes de aterrizar

Despegue

10’ 3

1

6

7

11’ 12’

2

Figura 8.5.1: Perfil de vuelo Tomando MTOW=W1, se podrá expresar la variación de pesos mediante proporciones con W3 W = 0.995 , la subida se estima con un gradiente medio del 7% ( 4 = 0.98 ), respecto al anterior: W1 W3 W5  W5 se obtendrá de la aplicación de la ecuación de Breguet ( R = K ln W4  W4 MTOW = W1

  ). 

 MTOW W W W W W = 1 = 1 2 3  11′ . De tablas se obtienen todas las  MTOW − FW = W12′  MTOW − FW W12′ W2 W3 W4 W12′ W5 W8′ W9′ , y relaciones excepto , para las cuales se utilizará la ecuación de Breguet (o su W4 W7′ W8′ variante para la autonomía, ya que lo que interesa es régimen de máxima autonomía para la última fracción). En estos cálculos se deberá tener en cuenta la variación de la eficiencia y el parámetro de alcance. Para relacionar combustible y MTOW se disponen de tres 3 incógnitas (MTOW, FW y OEW) con tres ecuaciones (PL es dato). Tras el cálculo se comparan las variables, referidas a MTOW, con los aviones semejantes. La política estándar de reservas internacional es un utilizar 10% de combustible de crucero más aproximación frustrada, más el necesario para recorrer 200 MN, estar 30min a 1500ft y aterrizar.

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10 DIMENSIONADO INICIAL 10.1 Selección del punto de diseño: Representación en el diagrama relación empuje-peso al despegue (o potencia-peso) frente a carga alar al despegue, de las condiciones vistas en lecciones anteriores: crucero, despegue, aterrizaje y subida en 2º segmento con fallo de motor. T Distancia de W to Admisible Velocidad aterrizaje Max crucero

Motores disponibles

Gradiente en 2º segmento Distancia de despegue

W SW

to

Figura 8.3.3: Diagrama relación empuje-peso al despegue frente carga alar al despegue Parametrización de las condiciones en torno a variables dependientes del diseño del avión, tales como el alargamiento, los coeficientes máximos de sustentación en despegue y aterrizaje o la eficiencia aerodinámica en el 2º segmento (consultar lección 7 y 8). Selección de las plantas propulsoras posibles para un peso de despegue conocido. Cuanto más bajo se encuentre el parámetro de empuje-peso al despegue en el diagrama (siempre en la zona admisible), menor será el peso de los motores y por lo tanto su tamaño, por lo que se deberá seleccionar entre los más proximos al límite inferior. Selección del punto de diseño en el diagrama, es decir, determinación de los valores Tto/Wto (o Pto/Wto) y Wto/SW que, para Wto conocido, proporciona el valor de empuje necesario al despegue y la superficie alar. Al conocer el peso al despegue, se podrá calcular el parámetro de empuje-peso al despegue correspondiente a cada motor. Una vez seleccionado el motor, se elegirá la carga alar. Siempre que se pueda se seleccionará la carga alar máxima permitida, ya que para un vuelo en atmósfera turbulenta, es menos molesto para el pasajero al ser el avión más insensible a las ráfagas, mientras que tener una carga alar baja no tiene ventajas (esto serviría para mantenerse más tiempo en el aire, volar a baja velocidad, disminuir la distancia de despegue y aterrizaje).

10.2 Dimensionado inicial del ala: Determinación de la superficie alar. Del parámetro de carga alar, anteriormente seleccionado, se despejará la superficie alar, al conocerse el peso máximo al despegue, mediante las estimaciones del tema anterior. Selección de los parámetros geométricos del ala. Se seleccionarán en función del Mach de vuelo, el Mcr y la pérdida en el ala. Posición longitudinal y vertical del ala. La posición longitudinal dependerá del c.d.g. ya que el centro de presiones persigue a éste. Para configuración de motores en cola estará más retrasada que para motores bajo las alas. Una vez posicionada el ala respecto al resto del avión, se medirán todas Página 40 de 75

las distancias a partir del borde de ataque de la CMA y en fracciones de ésta. En cuanto a la posición vertical, dependerá de la misión de la aeronave (transporte de pasajeros, ala baja; transporte de mercancías, ala alta por volumen diáfano de cabina).

10.3 Dimensionado inicial de las superficies de cola: Coeficiente de volumen de la cola horizontal. Consiste en comparar el momento que es capaz de generar el resto del avión con el que genera esta superficie: l h 12 ρVh2 C Lh S h Mh S h lh ≈ ≈ 2 1 M avion cos Λ 1 4 2 ρV C L SW CMA SW CMA lh se conoce en función de lf, por lo que con el coeficiente de volumen de los semejantes se calcula Sh. Se vuelve a comparar con semejantes el coeficiente Sh/SW y si es demasiado grande, se aumenta lh aumentando lf (cono de cola). Coeficiente de volumen de la cola vertical. Mediante un razonamiento similar al anterior, el SV lV coeficiente de volumen será , donde lV es el brazo que permite dar momentos alrededor del eje SW b y (distancia según el eje x de ¼CMA al centro de presiones del estabilizador vertical). Se procederá de manera análoga. Dimensionado. Para los timones, se ocupará la envergadura disponible y la fracción de cuerda ocupada por éste proporcionará la efectividad, τ, del mismo. Existen aviones en los que el estabilizador completo es el timón. Relación t/c de los perfiles similar o menor al del ala. Divergencia de la resistencia comienza más tarde que en el ala. El estabilizador vertical será simétrico (no se necesitan fuerzas laterales en vuelo estacionario). El estabilizador horizontal no suele llevar flecha, mientras que en el vertical se suele poner en aviones con cola en T para aumentar lh. El alargamiento se toma de aviones semejantes, suele ser del orden de la mitad para superficies horizontales y un cuarto para verticales (si se analiza solamente el semiala, el alargamiento será la mitad que si se analiza un ala completa simétrica de la anterior). Los estabilizadores apenas tienen estrechamiento.

10.4 Disposición del tren de aterrizaje: Determinación del número de patas, se calculará en función del peso. Habrá que imponer vía (distancia entre patas del tren principal) y batalla (distancia del tren de morro a la línea del tren principal) fijándose en aviones semejantes. La altura deberá ser tal que no toque ninguna otra parte del avión en el suelo, en cualquier operación (está relacionada con la longitud del fuselaje). Posición del tren principal. En el lugar donde haya espacio en el ala (normalmente por delante de los dispositivos hipersustentadores), detrás de c.d.g. pero no exageradamente para poder rotar el avión en despegue. Posición del tren auxiliar. Una vez posicionado el tren principal, se utiliza la batalla para colocar el auxiliar. Deberá estar delante de la zona de bodegas, pero no tan adelantado como para hacerlo muy alto.

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11 DIAGRAMA DE PESOS-ALCANCES 11.1 Introducción: Dependencia con los parámetros básicos de diseño del avión de los diagramas de carga de pagoradio de acción del mismo.

11.2 Diagramas de pesos-alcances: Distintos diagramas para un mismo avión en función del vuelo de crucero. Aquí se tiene en cuenta que el alcance es función de la velocidad de crucero, por lo que el diagrama se verá modificado al modificarse ésta. El diagrama para el cual se conseguirán mayores alcances será el que se base en un crucero a velocidad de máximo alcance, por lo que el resto de diagramas se encontrarán limitados por éste. A velocidades inferiores de vuelo no se encuentran ventajas de ningún tipo (máxima autonomía, régimen no explotable), ya que se tarda más en realizar el vuelo y se disminuye el alcance, por lo que no se tendrán en cuenta estas velocidades, pero a velocidad algo superior se encuentran el régimen económico, velocidad a la cual se gastará más combustible para recorrer la misma distancia pero se disminuirá el tiempo de vuelo, aumentando por tanto el número de vuelos que podrá realizar la aeronave, y aumentando también los ingresos. Por último, otra velocidad a considerar será la máxima velocidad de crucero, para la que se obtiene un menor alcance pero se minimiza el tiempo de vuelo. Descripción de un diagrama de pesos-alcances de un avión. MTOW

MLW LIMIT

MTOW LIMIT

MLW

TF

MZFW

RF

MFW LIMIT

TOW LW

FW

ZFW

MPL

OEW

R

Figura 11.2.1: Diagrama de pesos-alcances Limitaciones por peso de despegue, aterrizaje, capacidad de combustible, etc. Debido a que existen limitaciones a los pesos, no se podrán superar las zonas tramadas. La primera zona, aunque inaccesible inicialmente, establece la imposibilidad de aterrizar con un peso superior al MLW, ya que en condiciones normales no se puede superar la línea de TOW, la única manera de infligir dicha condición será realizar un aterrizaje imprevisto, por ejemplo producido por un fallo de motor después de la velocidad de decisión (procedimiento: despegar, DESHACERSE DEL COMBUSTIBLE, aterrizar con LW permitido). La segunda zona es la limitación de la aeronave (por motivos estructurales y de actuaciones en despegue y subida) en su peso máximo al despegue, existirá un peso permitido mayor para actuaciones en pista (limitaciones exclusivamente estructurales y de maniobra en pista, se contabiliza el combustible utilizado antes de despegar) pero es muy parecido a éste. Por último, la limitación tercera se deberá al máximo peso de combustible que puede albergar el avión (limitaciones de capacidad).

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11.3 Diagramas de carga de pago-radio de acción: Diagrama carga de pago-radio de acción a partir del de pesos-alcances. Si del anterior diagrama se selecciona la curva de PL y se muestra sola en función del alcance, a este diagrama se denominará diagrama carga de pago-radio de acción: MPL

R RB RC R D

RA

Figura 11.3.1: Diagrama carga de pago-radio de acción RA: máximo alcance al que se puede llegar con MPL. Wi=MTOW, Wf=OEW+MPL+RF. RB: máximo alcance al que se puede llegar con MTOW. Wi=MTOW, Wf=OEW+PL+RF=MTOW-MFW+RF. RC: máximo alcance sin gastar reservas. Wi=OEW+MFW, Wf=OEW+RF. RD: máximo alcance al que se puede llegar con MFW. Wi=OEW+MFW, Wf=OEW. Lo habitual es suponer RF ∝ LW (Wf). Zona de interés comercial. Productividad. Utilización real. Los ingresos de las compañías aumentan si aumenta la carga de pago y aumenta el radio de acción, por lo que los puntos de rentabilidad constante estará sobre la curva PL·R=cte. Al aumentar dicha constante, aumentará la rentabilidad. Por lo que, maximizando esta relación, se obtendrá el punto de máxima productividad. Al suponer el diagrama como tramos rectos, y utilizar dicha relación entre PL-R y maximizando la productividad, ésta se dará en el punto medio del triángulo formado al prolongar el segundo tramo del diagrama hasta su corte con los ejes, por lo que, si este punto se encuentra sobre la curva PL-R, será el máximo de explotación, mientras que si está por encima, será el corte de la recta utilizada con la horizontal de MPL. En caso de que estuviera por delante (no suele ocurrir), el máximo sería el extremo opuesto del segmento. PL·R=K MPL

MAX RENT

2 1

PLMTOW

R RA

RB RC R D

Figura 11.3.1: Diagrama carga de pago-radio de acción, zonas de interés comercial Las zonas de explotación habituales (al no poder obtener siempre dicha combinación de PL-R, aún fijando una ruta específica, por ser la carga de pago fuertemente variable) son 1, donde se optimiza al máximo PL·R, y 2, donde los vuelos son más cortos pero con MPL (se usan para rellenar horas en rutas muy densas y aumentar las horas de vuelo del avión, ya que el D.O.C. depende del tiempo de vuelo y para hacer rentable la aeronave se necesitan de 3000-4000 h de vuelo al año). Determinación del parámetro de alcance a partir del diagrama. Hallando la pendiente de la curva del segundo tramo:

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OEW + PL

MTOW   RF =αLW → LW = 1−α −R K R = K ln − OEW →       → PL = (1 − α ) MTOWe  OEW + PL + RF  OEW + PL PLMTOW + MPL    OEW +     1−α    valor 2 dPL ( 1−α ) ZFW medio   −R K =− MTOWe =− → K = ( R A − R B ) dR K K PLMTOW − MPL

Por lo que, mediante aviones semejantes, se podrá calcular K de nuestro avión con sus diagramas. La forma real de hacerlo será integrando el alcance específico. Con el diagrama se tiene la ventaja de haber realizado esas integrales, y mediante pesos conocidos se calculará K. El método exacto para el cálculo se deducirá de las siguientes expresiones:  (1 − α ) MTOW  R − RB , i = MPL, PLMTOW → K = A Ri = K ln ∆ ln ZFi  OEW + PLi  RB

 OEW + MPL  RA − RB   MTOW   α = 1− RA  OEW + PLMTOW  RA − RB   MTOW   Modificaciones por reformas y evolución de los aviones. Los principales parámetros que afectan al diagrama son la variación de MZFW (aumenta MPL a distancias cortas), la variación de MTOW (aumenta R a PL cte, pero no tanto como cabría esperar, ya que esto aumenta a su vez OEW; otra posibilidad es la variación de la altura al despegue, por lo que al aumentar ésta deberá disminuirse el MTOW por imposición de la distancia de despegue, y para lo cual no variará OEW) y aumento de la capacidad de combustible, aumento MFW (aumentará el máximo alcance). MZFW MTOW

h

MFW

Figura 11.3.2: Dependencia del diagrama PL-R Comparación de diagramas de distintos aviones. Son semejantes de unos aviones a otros, con la salvedad que a mayores capacidades van incluyendo los diagramas de aviones de menor capacidad.

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12 DISEÑO DE ALAS PARA RÉGIMEN SUBSÓNICO 12.1 Introducción: El diseño del ala está relacionado con cuatro aspectos del proyecto: actuaciones, cualidades de vuelo, diseño estructural y configuración general del avión. Como los aviones vuelan en condiciones diferentes, según categorías y tramos de vuelo, se dedica al diseño del ala tres lecciones. Las actuaciones del avión dependen de la carga alar y de la eficiencia aerodinámica del ala. Relacionadas con éstas aparece la influencia de la eficiencia y la polar del avión (ala), a través de parámetros geométricos como el alargamiento. La selección adecuada de la forma en planta y perfiles minimizan la resistencia. Tres aspectos a considerar: ráfagas (comportamiento del avión en el seno de una atmósfera turbulenta, importante para diseño de estructura); bataneo (sólo en subsónico alto, es un problema de vibraciones del avión y ha de ser mantenido entre unos márgenes); entrada en pérdida (tendencia estable a picar, exige previsión, ensayos). En cuanto al diseño estructural, habrá que resolver la distribución y transmisión de cargas concentradas, minimizar flameo, impedir inversión de mandos, y otros problemas aeroelásticos (supersónico).

12.2 Comportamiento frente a ráfagas: Ráfaga instantánea equivalente. Existe un incremento de ángulo de ataque súbito que aumenta la ρVU a sustentación y deriva en un incremento del factor de carga: ∆n = . El modelo de ráfaga 2 W SW instantánea equivalente añade un factor de atenuación Kg constante para afinar este cálculo. Interés de la carga alar alta. Al aumentar la carga alar disminuye el efecto de la ráfaga, por lo que si es baja, podrá constituir este factor de carga un caso crítico de aplicación a la estructura, mientras que si es alta, el factor de carga crítico será el de cada elemento.

12.3 Entrada en pérdida de perfiles y alas: Entrada en pérdida: se considera que un ala ha entrado en pérdida cuando ha entrado una región de perfiles de la misma del orden de la CMA. Las normas imponen un comportamiento seguro (a picar) y la necesidad de dispositivos de aviso de proximidad de la entrada en pérdida. Debe definirse en toda la envolvente de maniobra (vuelo en crucero, con flaps, tren arriba y abajo, motor inoperativo, etc.) y ha de impedirse que entre en pérdida de modo inadvertido. CM<0, en pérdida para garantizar picado. En la maniobra de recuperación, balance y resbalamiento no pueden pasar de 20º. La entrada en pérdida es difícil de predecir y estudiar (variación de características con ajustes, limitada validez de ensayos en túnel); durante el proyecto hay que hacer ensayos en vuelo (se pueden instalar sistemas artificiales de aviso como luces y sonidos, aunque el comportamiento más común es la oscilación en balance y guiñada, por lo que habrá que procurar que no se produzcan vibraciones peligrosas en balance; y aumento de fuerza o vibraciones en palanca). La cola horizontal es la que propicia el picado. La velocidad de entrada en pérdida viene determinada por la 2 W SW carga alar y el coeficiente de sustentación máximo VS = . El lugar donde se inicia y como ρC L max progresa depende de la forma en planta, el tipo de perfil y la torsión. Hay que garantizar siempre la controlabilidad. Distribución de presiones en perfiles y su comportamiento en pérdida. Página 45 de 75

A

Cl

C D

B

B

C

A

D

α

Figura 12.3.1: Perfil grueso (t/c>18%), entrada en pérdida suave Este tipo de entrada en pérdida es controlable, ya que la pérdida aparece poco a poco. Su utilización se centra en subsónico bajo. A

C

Cl

B

B D C

A

D α

Figura 12.3.2: Perfil espesor medio (12%>t/c>9%), entrada en pérdida brusca Entrada en pérdida muy brusca (súbita). Se forma una burbuja de recirculación en la parte posterior del perfil, la cual viaja al borde de ataque, explota y entra en pérdida de manera súbita. Se utiliza en subsónico alto. A

Cl C

B

C

D

B A

D

α

Figura 12.3.3: Perfil delgado (t/c<6%), entrada en pérdida súbita con burbuja Se forma una burbuja de recirculación cerca del borde de ataque, al aumentar el ángulo de ataque, se desplaza hacia el borde de salida para explotar y producir la entrada en pérdida. Según aumenta la burbuja, aparecen variaciones de presión, inestabilidades, y cambios de momentos que da una noción al piloto del estado en que se encuentra la pérdida. Perfiles para supersónico.

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Cl

Perfil de pérdida

y

Figura 12.3.4: Distribución de sustentación de perfiles a lo largo de la envergadura En alas hay que evitar que aparezca por las puntas (es la zona de alerones y donde mayor desequilibrio en balance produce). Si la entrada en pérdida es por el encastre se produce una estela muy ancha e intensa, perniciosa para las superficies de cola. La mejor entrada en pérdida es por el centro de la semienvergadura. Influencia de la planta propulsora.

12.4 Comportamiento de las alas en subsónico alto: Formación de ondas de choque en el extradós tras aparecer condiciones críticas. Aumento de la resistencia y disminución de la sustentación. Tienen gran influencia el tipo de perfil y la forma en planta del ala (flecha, estrechamiento, etc.), influyendo a su vez en los Mcr (presión crítica), MDD (divergencia de resistencia, diferentes definiciones) y MLD (divergencia de la sustentación, ondas de choque en intradós). α=cte

MDL

CL

CD M∞ Mcr MDD

Figura 12.4.1: Diagrama de coeficientes en función de M Perfiles avanzados para evitar el brusco empeoramiento de L/D. Los perfiles supercríticos incrementan unas 5 centésimas el Mach de divergencia de la resistencia. M>Mcr

Cp(-)

Cpcr

M>1

Figura 12.4.2: Perfil convencional con cp plana

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Crea zona supersónica muy alta, onda de choque muy intensa, entra en zona de divergencia de la resistencia rápidamente (Mcr bajo), tendencia a picar indeseable. Para solucionar este comportamiento se aumenta la zona de cp plana hacia el borde de ataque (aumenta MDD). Cp(-)

Cpcr

Incompresible

M>1

Figura 12.4.3: Perfil convencional con cp picuda Existe un pico de succión en borde de ataque muy fuerte, el cual crea zonas supersónicas pero con M menor que el perfil anterior. Onda de choque débil, Mcr y MDD mayores que el perfil anterior. Cp(-)

Cpcr

M>1

Figura 12.4.4: Perfil supercrítico (extradós plano) Se caracteriza por un extradós plano (la corriente se acelera en las proximidades del borde de ataque), la zona supersónica es extensa pero con M bajo (muy cercano a 1), la onda de choque es muy débil, el centro de presiones está retrasado y produce tendencia a picar. Otra característica es la carga retrasada (gran curvatura en borde de salida del intradós), la cual genera un incremento en la sustentación al final del perfil, aumenta MDD y se alarga el margen de funcionamiento del perfil. El rebaje final del perfil disminuye τ (difícil instalar flaps y alerones). Bataneo: problema que aparece en aviones que vuelan en subsónico alto, al superar el Mcr aparecen ondas de choque intensa en extradós que engordan la capa límite y aumenta por tanto la resistencia. Todo esto produce una fluctuación en las presiones, interacción entre CL y la onda, y vibraciones (fenómeno de bataneo). Habrá que limitar las vibraciones o la zona operativa. Es de gran importancia la forma del perfil en el comportamiento del avión en bataneo.

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CL

Límite de bataneo Max W/S a max h de vuelo

n=1.3

Pull-up maneuver (ΔCL a V cte + ráfaga)

Máximo CL útil

Punto de diseño

Divergencia de sustentación

n=1

Overshoot speed (ΔV a CL cte)

BAJA RESISTENCIA Min W/S a min h de vuelo (Vmáx operativa) Crucero de largo alcance

Crucero de alta velocidad

M

Figura 12.4.5: Diagrama CL-M con limitaciones por bataneo y M de divergencia Dos maniobras que pueden producir bataneo son: Overshoot in speed: consiste en un incremento de la velocidad a CL constante, maniobra para la que hay que comprobar en vuelo que el avión es estable hasta VD. Pull-up maneuver (maniobra de giro o tirón a M=cte): maniobra de giro, la cual aumenta el factor de carga, pudiendo empeorar al añadir el efecto de una ráfaga. Los criterios para limitar el bataneo son: hasta factor de carga n=1.3 no han de notarse vibraciones por bataneo, bataneo ligero a n=1.6 o ráfagas verticales de 12.5 m/s con torbellinos de 33 cm de longitud de onda (máximo en operaciones civiles). En cuanto al perfil debe ser capaz de sustentar sin separación de la capa límite hasta 1.3Cldiseño. En bataneo severo no se podrá incrementar CL ni M. Efecto de la flecha en las características aerodinámicas del ala. Regiones del ala. El ángulo de flecha se utiliza para alejar los efectos de compresibilidad de la condición de vuelo, ya que la corriente queda afectada por el coeficiente cos Λ 1 4 . La flecha también afecta al espesor relativo y α efectivo (aumentan como la inversa del factor). El Cl de los perfiles queda afectado, siendo del 2 orden de C l = C l 0 cos Λ 1 4 (esto se traduce en una disminución de CLα, lo que afecta a su vez a la potencia, aumentándola), estropeando el CLmax del ala (no afecta al crucero). Mcr aumenta como la inversa para envergadura infinita (para envergadura finita, la corriente se modifica por la raíz de la inversa). Existirán efectos 3D en punta y raíz que influirán negativamente en la resistencia. Empeora la entrada en pérdida acercándola a la punta del ala. Los efectos más importantes de la flecha son que los dispositivos sustentadores retrasan la carga aumentando el momento a picar, y existe barrido de la capa límite. El peso estructural del ala es mayor. Todas las desventajas obligan a ser muy precisos en cuanto a la flecha ya que no deberá añadirse ni un grado más del necesario. Barrido de la capa límite. Por efecto de la flecha, existe una porción de corriente que se desplaza en sentido del ala ( V sin Λ 1 4 ), la cual arrastra la corriente del encastre hacia la punta, engrosando la capa límite y agudizando la posibilidad de entrada en pérdida por la punta. Entrada en pérdida: torsión (negativa, aleja la pérdida de la punta), cambios de perfil según la envergadura (mayor curvatura en punta por mejora de la entrada en pérdida); modificaciones del borde de ataque; generadores de torbellinos (para evitar el barrido de la capa límite, se comunica energía a ésta o se colocan discontinuidades que a partir del αS producen torbellinos que estabilizan la corriente); barreras en el extradós (nervaduras, barrera física a la acumulación de capa límite hacia la punta). Gran parte de estos estudios no se pueden abordar hasta el diseño detallado.

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13 SELECCIÓN DE PARÁMETROS GEOMÉTRICOS DEL ALA 13.1 Introducción: Parámetros geométricos: SW, b, forma en planta, A, Λ, t/c, perfil, λ, θ, Γ, CMG, CMA, etc. Hay parámetros en los que resulta difícil dar un valor inicial significativo (diedro, condiciona el comportamiento lateral direccional, y para estudiar su influencia se realizan ensayos en túnel). Otros están muy ligados entre sí (Λ, t/c y perfil). La superficie alar está determinada. Quedan forma en planta, A, Λ, t/c, perfil, λ y θ.

13.2 Forma en planta: Rectangular (con estrechamiento y mixta). La ley de estrechamiento define dónde entra en pérdida el ala. El estrechamiento disminuye el momento flector en el encastre. Modificaciones del borde de salida para alojar los flaps y tren. Empleo de carenados en las puntas y en la unión ala-fuselaje.

13.3 Alargamiento: Al aumentar el alargamiento aumentan la eficiencia aerodinámica, el momento flector y el peso del ala. Problemas aeroelásticos. El alargamiento estará limitado por la limitación física de b (máximo tamaño de pista). También aumenta el efecto suelo y disminuye la maniobrabilidad en balance. Solución de compromiso conduce a los siguientes márgenes típicos por categorías: aviones de transporte para régimen subsónico alto, de 7 a 10; aviones de transporte de hélice, de 9 a 12; avioneta bimotor, de de 7 a 9; avioneta monomotor, de 5.5 a 8.

13.4 Flecha, espesor y perfil: La flecha se hace necesaria al volar en subsónico alto, pero se procura elegirla pequeña (menor de 30º) para evitar sus efectos adversos. Empleo de perfiles con espesores medios relativos usuales de 0.09 a 0.10, es decir, reducidos pese a ser supercríticos. La combinación de flecha y espesor tiene gran influencia en el Mcr y sobre la capacidad de combustible (en subsónico alto no interesan perfiles gruesos por problemas aerodinámicos, lo que obligará a instalar un tanque central bajo el fuselaje y en el estabilizador si no queda más remedio) En ausencia de problemas de compresibilidad, se usan perfiles NACA o NASA modificado. Espesores entre 0.12 y 0.16 o, si el perfil tiene flap, entre 0.14 y 0.20, y para mejorar estos coeficientes cerca de las puntas se pueden usar perfiles con mayor curvatura. Distribución de espesores a lo largo de la envergadura variable decreciendo hacia la punta del ala pero la forma concreta depende de la optimización de los parámetros geométricos.

13.5 Estrechamiento Se fija atendiendo a la zona de inicio de pérdida, aprovechamiento estructural y L/D.

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Cl

λ y

Figura 13.5.1: Distribución de Cl a lo largo de la envergadura función de estrechamiento Los valores extremos de estrechamiento son 0 (ala delta, pérdida en punta) y 1 (ala rectangular, pérdida en la raíz). A medida que aumenta λ se desplaza la pérdida de la raíz hacia el encastre. Valores típicos entre 0.4 y 0.6 para alas sin flecha y entre 0.2 y 0.4 para alas con flecha.

13.6 Torsión La torsión se utiliza, principalmente en alas con flecha para alejar el comienzo de la entrada en pérdida de la punta del ala, ya que en ocasiones el estrechamiento es insuficiente para alejar la pérdida. La ley de torsión suele ser lineal negativa. λ Mínima resistencia inducida

No necesario torsión Necesario torsión Límite inferior Λ

Figura 13.6.2: Relación estrechamiento-flecha-torsión Por ello se usan valores negativos pero teniendo en cuenta que torsiones grandes (6º) pueden dar lugar a incrementos de la resistencia inducida inaceptables.

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14 DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES Y SUPERFICIES DE MANDO EN EL ALA 14.1 Consideraciones generales: En las dos lecciones anteriores se han fijado los parámetros del ala, atendiendo a las condiciones de crucero; sin embargo el avión vuela también en otras condiciones. Sustentación y resistencia en despegue, subida, aproximación y aterrizaje. Necesidad de dispositivos hipersustentadores. En despegue, a altura, carga alar y potencia-peso al despegue fijadas, la distancia de despegue es inversamente proporcional al coeficiente de sustentación máximo a despegue, por lo que éste deberá ser lo suficientemente grande para que la distancia de despegue sea pequeña y sustente. Además, se buscará un CD pequeño para poder acelerar el avión antes de que se vaya al aire y capacidad suficiente de Cm para poder rotar el avión. En aterrizaje, bajo las mismas hipótesis, ocurre lo mismo, existe una dependencia del mismo orden entre CLmaxL y SL, pero en este caso buscaremos una sustentación alta para reducir la distancia de aterrizaje con una muy alta resistencia para decelerar rápidamente el avión mientras que para Cm se exige un control suficiente. En un ala diseñada para crucero, los valores de CL no serán suficientes, por lo que existe una necesidad de añadir dispositivos hipersustentadores para disminuir la velocidad de pérdida (mejorar el coeficiente de sustentación máximo en condiciones de baja velocidad sin perturbar el crucero). Forma de aumentar la sustentación: dispositivos activos (comunicando energía al fluido; VSTOL) y pasivos (clasificación por principio físico que rige el aumento de la sustentación: aumento de la cuerda, curvatura o control de la capa límite; típicos en aviones de transporte). Necesidad de mando en balance. Alerones

Spoiler 2 al 5 Flaps Spoiler 1

Figura 14.1.1: Disposición de mandos y dispositivos hipersustentadores

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bs1/2 bs2/2 ys1

Λ1/4i

cs1

cr yai yfi cfi

ct

bsp2/2 bae/2

cai

bsp1/2

Λ1/4e

bfi/2

bai/2

bfe/2 b/2 bmax/2

Figura 14.1.2: Nomenclatura de dispositivos en el ala

14.2 Dispositivos hipersustentadores: Efecto de los dispositivos hipersustentadores de borde de ataque (muy complicado y delicado colocarlos debido a que el borde de ataque está diseñado para actuaciones en crucero, solo se utilizan en casos de necesidad) y salida en la sustentación de un perfil. Estos efectos pueden ser un aumento de la pendiente de la curva de sustentación, retraso del ángulo de pérdida (pérdida a mayores ángulos de ataque), aumento de la sustentación básica (independiente de α, equivalente a desplazar verticalmente la curva), o una combinación de ellos. Cl

Relación original

α

Figura 14.2.1: Relación CL-α y los efectos de dispositivos Tipos de flaps de borde de salida: Flap simple: el borde de salida del perfil puede pivotar alrededor de una charnela. Aumenta la curvatura, por lo que se desplaza la curva de sustentación hacia arriba (ángulo de ataque en pérdida menor). Flap ranurado: comunicación de extradós e intradós, aumento de curvatura por deflexión y control de la capa límite (comunicación de energía a la corriente, prolongación del ámbito de la deflexión máxima a alcanzar). Desplazamiento vertical de la curva sin empeorar tanto la pérdida. Flap Fowler: fracción de cuerda mayor que el flap simple, por lo que se aumentará la cuerda, se utilizará ranura y se beneficiará de los tres fenómenos aumentando más la sustentación. El Página 53 de 75

aumento de cuerda implica aumento de pendiente, y el aumento de curvatura desplazamiento vertical, aunque se adelante la pérdida, lo cual arregla la ranura (retrasa el ángulo de ataque de pérdida). Flap doble y triple ranurado: es análogo al flap Fowler pero aumentando mucho más la cuerda y extendiendo uno a partir del anterior. Aumenta el peso del ala y su complejidad, por lo que se utilizan solo en caso de necesidad. Flap de intradós: se deflecta parte del intradós, dando un mal comportamiento aerodinámico. Hoy en día no se utiliza. Tipos de dispositivos de borde de ataque: Slot: es una ranura de comunicación intradós-extradós. Controla la capa límite pero no se utiliza porque el sellado en crucero no suele funcionar bien (efecto local a α grande). Retrasa la pérdida, aumentando el ángulo de pérdida. Flap de borde de ataque: constructivamente se suelen usar otras variantes de esta idea, aumenta la curvatura. Tampoco se usa. Desplaza la curva hacia abajo, aumentando el ángulo de pérdida. Slat: en vuelo de crucero recogido en el borde de ataque, al utilizarlo se extiende y desplaza (similar a Fowler). Para aviones de transporte grandes. Utiliza los tres fenómenos. Aumenta la curvatura, pero desplaza la curva hacia abajo, aunque aumenta el ángulo de pérdida. Flap Kruger: recogido en el intradós en crucero, y luego se despliega hacia delante. Variante Vented, aparece ranura como slat. La diferencia entre éste y el slat es que el borde de ataque es el mismo en crucero y en vuelo a baja velocidad para el slat y para el Kruger son distintos en ambas condiciones (aunque el incremento de sustentación es similar en ambos). Drop-Nose: variante del flap de borde de ataque. Factores a considerar: sustentación necesaria (eficiencia frente a complejidad); sustentación del avión, no del ala (sustentación y momento de picado); aumento de la resistencia. Se usará exclusivamente dispositivos de borde de salida si se consigue suficiente sustentación. En principio se llenará el borde de salida, y en función del incremento conseguido se estudiará la utilización de sistemas adicionales (cuanto mayor alcance, con lo que se aumentará la carga alar, mayor cantidad de dispositivos). Un criterio a usar para evaluar la necesidad de flaps en borde de ataque es si se superan 5500 N/m2 en carga alar modificada por la flecha (WTO/SW)/cosΛ. Aviones muy pesados pueden utilizar alerones como flap simple. Dimensionado de flaps de borde de salida: por analogía con aviones semejantes; con métodos rápidos que tienen en cuenta la deflexión, cuerda, envergadura, etc. Con el CLmax en el punto de diseño se evaluará el incremento necesario para conseguir el CLmaxTO y CLmaxL (indica el tipo y la cantidad de dispositivos a poner). Con el perfil, se tendrá la curva Cl-α y su Clmax. Con la distribución de sustentación a lo largo de la envergadura se tendrá el CLmax del ala, el cual se corregirá con cosΛ. Para aumentar la efectividad del dispositivo ha de aumentarse su complejidad (flap simple no válido para aviones grandes, mientras que el doblemente ranurado proporciona grandes incrementos en CL con pequeños incrementos en CD). Habrá que corregir el efecto de influencia por el parámetro Sf/SW (área de flap frente a superficie alar). Utilizando la teoría linealizada de perfiles en régimen incompresible: ∆C l = C lα τ ηδ f , donde δf es el ángulo que se deflecta el flap, Clα es la pendiente de la curva de sustentación del perfil, τ es la efectividad del flap (función no lineal de la fracción de cuerda que utiliza el flap cf/c), η es la corrección por efectos no lineales (función del tipo de dispositivo y de la deflexión del flap). Esta teoría se aplica al flap simple (análogo para alerones), mientras que para otros dispositivos se harán correcciones a este modelo. Si existen varios dispositivos, se obtendrá el incremento con un método ponderado entre tamaño de dispositivo y del ala. Hasta ahora no se ha tenido en cuenta la extensión de la cuerda, por lo que se corregirá la expresión con un factor: ∆C l = C lα τ ηδ f (1 + ∆cc ) . Para el cálculo del incremento total de sustentación sobre el avión se utilizará la siguiente expresión:

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∆C L = 0.92∆C l

Sf SW

cos Λ 1 4 . Hay ecuaciones semejantes a éstas en función del dispositivo

hipersustentador considerado. El incremento total será igual a la suma de todos los efectos. Si el 3 flap no es ranurado, el orden del término de la flecha será cúbico, cos Λ 1 4 , no lineal. Los efectos tridimensionales empeorarán este incremento en un factor de 0.85 para borde de ataque y en un factor de 0.67 para borde de salida. Éstos métodos tienen bastante error, por lo que mejora la estimación aerodinámica mediante teoría de línea sustentadora (distribución de circulación y sustentación, segundo paso tras dimensionado inicial).

14.3 Superficies de mando: Alerones: mando de balance. Alerones exteriores e interiores (inversión del mando; alerón interior tras motor). Cuando la flecha del ala es elevada, alerones poco efectivos por flujo paralelo a charnela. Dimensionado teniendo en cuenta la prioridad de los flaps. El mando de balance se consigue con alerones de alta y baja velocidad (los primeros son los interiores, y los segundos los S a ya exteriores). El parámetro que mide la capacidad de mando es la potencia de alerón: PA = , SW b 2 donde se utiliza el área del alerón y la distancia al plano de simetría de su centro de áreas, comparado con el área total del ala situada en la punta. Todas las consideraciones y propiedades aplicables a flaps simples, lo son a alerones. Spoilers: uso doble, como mando de balance en vuelo (exteriores) y para destruir la sustentación tras el aterrizaje. En vuelo se usan para control de balance a alta velocidad (se usan los exteriores porque perturban menos la cola), para ayudar a aumentar el ritmo de descenso del avión (exteriores) y para hacer frente a la presencia de ráfagas en vuelo (amortiguar el balance de la ráfaga, exteriores). En tierra se usan los interiores, aunque se pueden usar todos, como aerofreno, inmediatamente después del touch-down para pegar el avión al suelo (destructores de sustentación). Para su diseño se utilizan los aviones semejantes, dimensionándose con el parámetro de potencia de spoilers (similar al parámetro de potencia de alerones).

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15 DISTRIBUCIÓN DE PESOS Y CENTRADO 15.1 Introducción: Relación de la posición del c.d.g. del avión con el tamaño de las superficies estabilizadoras. El centrado influye en la posición del estabilizador horizontal y su dimensionado (su posición puede ser causante del sobredimensionado o la minimización de superficies estabilizadoras). Límites a la posición del c.d.g. impuestos por el tren de aterrizaje, las fuerzas en palanca, etc. El tren condiciona la interacción pavimento-avión (no degradar pavimento ni avión, solo éste debe tocar el suelo), estabiliza y controla el avión en rodadura, despegue y aterrizaje, proporciona la capacidad de pivote. Hay que pensar donde colocar el tren después de que deje de ser útil y procurar que no vuelque el avión. Límites anteriores (exceso de carga del tren delantero) y posteriores (inestabilidad), y margen de variación del c.d.g. para distintos tipos de aviones (20% para aviones turbofan, algo más para turbohélices y sólo 5 a 10% para aviones pequeños). El centrado es un proceso iterativo, ya que para calcularlo se necesita OEW, y a su vez, para determinar éste se necesita el centrado. El concepto de familia también limita el centrado, ya que éste obliga a diseñar un gran número de aviones distintos con el menor número posible de cambios (cambios de tipo fuselaje añadido mediante secciones, elementos sobredimensionados por concepto de familia). En el centrado hay que tener en cuenta las características de la familia (elemento nuevo cambia la configuración, éste el c.d.g. y puede existir problema de control longitudinal). En aviones semejantes habrá que calcular la posición de c.d.g. a OEW, los márgenes de movimiento del mismo, CMA y su posición (coordenada longitudinal, en el plano de simetría y elevación). Un primer sistema de referencia tiene origen en el morro, el cual no proporciona mucha información si no se conoce a fondo el avión (una solución es adimensionalizar la posición). La coordenada longitudinal está relacionada con el problema longitudinal de la posición relativa entre c.d.g. y el punto de aplicación de L, en el ala CMA (interesa por tanto la posición de CMA, ya que el punto de aplicación de la sustentación se haya a ¼CMA del borde de ataque de CMA). La posición del c.d.g. se medirá a partir del borde de ataque de CMA y en porcentaje del mismo (posición de L será 25%CMA). Este sistema es el usado por el fabricante, mientras que por las operadoras, miden índices de momentos (sistema de manejo de unidades fácil de utilizar). Existirán centrados distintos para distintas condiciones de carga (pesos variables de FW y PL, situaciones críticas). Habrá, por último, que centrar el avión en función de los datos de que se dispone.

15.2 Flexibilidad y restricciones en la posición de la carga de pago: Diagrama de peso-posición del c.d.g. denominado de lóbulos, de las patatas y de centrado. Representa los movimientos que van a aparecer por PL y FW (posición de lóbulos y líneas). Se imponen unos márgenes a la posición adelantada y retrasada máximas para no afectar a las actuaciones del avión. Los lóbulos y su inclinación determinan el centrado (el tipo de lóbulos se debe a características de centrado).

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Combustible

W

Combustible

W

Pasaje

Carga

MTOW

MTOW

MZFW

MZFW

OEW

OEW

X cg CMA

Pasaje

c.d.g. próximo a ½lf

X cg CMA

c.d.g. próximo a cola

Figura 15.2.1: Diagrama peso-posición c.d.g. Disposición de los pasajeros. Regla de la ventana. Representación en el diagrama W-Xc.d.g. e influencia de la situación del grupo motopropulsor. Estiba de la carga. El movimiento de c.d.g. se debe a tres influencias: peso de los pasajeros, peso de bodegas y peso del combustible; los límites se deben a la limitación del comportamiento del avión. La línea de pesos de referencia será W=OEW y el punto de arranque será la posición de c.d.g. a este peso (punto A). La regla de la ventana indica que los usuarios prefieren la ventanilla, luego el pasillo y por último lo que quede (se utiliza esta suposición para dictar un orden homogéneo, aunque será necesaria la distribución en planta de los pasajeros). Al llenar los asientos de la cabina contiguos a la ventanilla se pasará por los puntos B1 y B2 (dependientes del orden de llenado, de atrás hacia adelante o a la inversa, por lo que cualquier punto situado en el interior será accesible) para llegar al C. Al llenar los pasillos se produce un lóbulo similar o mayor al primero a partir de C (ya que el número de asientos por fila para ventanilla será 2 y el de asientos en pasillo será 2 veces el número de pasillos), y por último un lóbulo más al llenar el resto de asientos libres: E

C

D

D

C

C

B2

B1 A

OEW

A

OEW

A

OEW

Figura 15.2.2: Proceso de llenado por regla de la ventana La posición y el número de los motores influyen en la posición de los lóbulos, ya que esto modifica la posición del ala y del c.d.g. (bimotor bajo ala, xg a OEW adelantado, al llenarse se retrasará; cuatrimotor bajo ala, xg a OEW cercano a la mitad del avión, al llenar no experimenta desplazamiento; motores en cola, xg a OEW retrasado, al llenar se adelanta). El propósito del gráfico es situar las limitaciones a los casos de llenado, debido a que al colocar el pasaje, pueden producirse problemas con el llenado de la carga en las bodegas (al poder llenar la bodega delantera y luego la trasera, o al revés, y transgredir los límites del c.d.g.), la solución es limitar la condición de carga. Efecto del combustible. El efecto de la carga y descarga de los tanques no suele sacar al avión de los límites de centrado (en aviones de largo alcance, a veces). La política de llenado y vaciado del combustible se basa en: alivio del momento flector en el ala (combustible en las puntas contribuye más al alivio por lo que es el último en consumirse), por lo que combustible se llenará de punta a raíz del ala.

15.3 Centrado del avión: Contribución de los componentes principales al peso en vacío del avión. Diferencias entre aviones de distintas categorías. Para poder construir el diagrama habrá que conocer el punto A y OEW de forma más detallada, para lo cual se descompone el avión en partes más o menos pequeñas según la Página 57 de 75

precisión (célula, grupo motopropulsor, equipos y servicios de a bordo), y en paralelo se calculará el c.d.g. de cada parte. Procedimientos de cálculo de pesos en diseño preliminar a partir de las magnitudes conocidas. Ejemplo del peso del ala. Para el cálculo del peso se puede utilizar el factor de carga que ha de soportar, pueden aplicarse otros métodos como el Roskam, Cessna, etc. Grupos de pesos asociados al ala y al fuselaje. Determinación de la posición longitudinal del ala. La posición longitudinal del ala es una ligadura característica del centrado, y para calcularlo se pueden utilizar dos métodos; el primero impone el centro de gravedad del avión a OEW en 2025%CMA (condición inicial) y la posición del ala será una incógnita con esa condición (si la posición del ala no es válida, se inicia el proceso variando la condición inicial). En el segundo método se fija el ala por aviones semejantes, lo que proporciona c.d.g. y se ha de comprobar si está dentro de los límites, si no se varía la posición del ala y se itera. Habrá que considerar también el requisito impuesto por el tren, el cual seguirá al ala. La posición del c.d.g. podrá estar fuera de los límites pero habrá que contemplar el caso en el manual de operaciones del avión. Las hojas de carga-centrado se utilizan para llevar una contabilidad lo más sencilla posible de la carga del avión, consistirá en un ábaco para cada avión y configuración del mismo del cual se podrán inferir las posiciones del c.d.g. en cada caso.

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16 SUPERFICIE HORIZONTAL DE COLA 16.1 Funciones del plano horizontal de cola: Las funciones son: equilibrar el avión para vuelo horizontal; garantizar la estabilidad estática longitudinal; proporcionar un comportamiento dinámico aceptable; producir fuerzas aerodinámicas que permitan maniobrar en el plano vertical; evitar la pérdida; almacenar combustible en aviones de largo recorrido. Las fuerzas a ejercer por el piloto quedarán por debajo de ciertos límites tanto en aviones pequeños como en grandes (sensibilidad artificial). El plano horizontal de cola no es la única solución posible (canard, avión sin plano horizontal); en aviones de transporte el compromiso óptimo suele ser el diseño clásico. En la etapa de diseño preliminar es más difícil estudiar la cola que el ala o el fuselaje, ya que entran en juego detalles que se conocen poco y a veces es vital el estudio dinámico que no es abordable.

16.2 Estabilidad estática longitudinal: Esquema de fuerzas y momentos. Esquema de momento de cabeceo en función del ángulo de ataque; recordatorio sobre el punto neutro. LWB

lh LH MAC

C.D.G.

AC

W

Figura 16.2.1: Esquema de fuerzas y momentos Considerando despreciables las fuerzas de resistencia en el equilibrio de momentos, y de fuerzas verticales: M = M AC + W ( xc.d . g . − x ac ) − Lh l h . M = ρV S c C m → C m = C m AC + C L ( xc.d . g . 1 2

2

2

V  S l − x ac ) − C L h  h  h h → V  Sc 2

∂C m ∂ε  Vh  S h l h  = C mα = a ( x c.d . g . − x ac ) − a h 1 −   ∂α  ∂α  V  S c Donde Cmα deberá ser negativo para que el avión sea estable. Punto neutro es la posición de c.d.g. que anula este coeficiente (es equivalente al punto donde se encuentra la resultante de ΔL para un Δα), y solo dependerá de la geometría del avión: ΔL ΔLWB

ΔLH lh-x

x

Punto neutro

Figura 16.2.2: Localización del punto neutro

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∂C L h  ∂C L ∂ε  ∆α ; ∆Lh = 12 ρVh2 S h 1 − ∆α ; ∆Lh < ∆LWB , ya que Sh<SW, Vh
16.3 Respuesta dinámica y mando: Amortiguamiento del modo de corto periodo (~s): suave a alta velocidad y enérgico a baja. Amortiguamiento del modo fugoide difícil de concretar en diseño preliminar. La estabilidad dinámica es la respuesta del avión en el tiempo tras una perturbación. En el avión, esta respuesta es combinación de 2 modos de respuesta: modo de corto periodo (la velocidad se mantiene prácticamente constante, variando α y θ a lo largo del tiempo) y modo fugoide (α se mantiene constante, mientras varían V y θ). Modo de corto periodo: Δα

Δα Inestable

Estable t

t

Corto periodo

Figura 16.3.1: Tipos de amortiguación en corto periodo Habrá que diseñar el avión de modo que responda como se desea. Para que sea estable habrá que dar el tamaño adecuado al estabilizador horizontal (si un avión es inestable dinámicamente en modo de corto periodo, al piloto no le daría tiempo a responder). El ángulo θ oscila de forma análoga a α. Periodo corto y muy amortiguado. A baja velocidad se corre el riesgo de superar el ángulo de ataque de pérdida. Modo fugoide: ΔV

ΔV Estable

Inestable

t

t

Fugoide

Figura 16.3.2: Tipos de amortiguación en modo fugoide Se busca que sea estable, pero el piloto puede reaccionar. No es vital que sea estable (el piloto tiene tiempo de recuperar el avión). Si el modo es inestable, existe la posibilidad de entrar en pérdida o superar la divergencia de resistencia. El ángulo θ oscila de forma análoga a ΔV. Es un modo poco amortiguado y de largo periodo. La altura de vuelo variará de la misma forma que la velocidad.

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El modo dimensionante es el de corto periodo. A alta velocidad, habrá que dimensionar el estabilizador para que no se amortigüe tan de golpe. El control es fundamental a baja velocidad para tener capacidad de rotación en despegue y maniobra en aproximación. El mando del avión también influye en el dimensionado del estabilizador horizontal (ángulo de ataque necesario a encabritar para llegar a CLmax con flaps desplegados).

16.4 Dimensionado del plano horizontal: Dimensionado rápido a partir del coeficiente de volumen en aviones semejantes. Dimensionado a partir de diversas limitaciones: margen de estabilidad estática longitudinal; rotación en despegue; coeficiente de sustentación máximo en aterrizaje; entrada en pérdida de la cola, etc. Sh SW

xc.d . g . CMA Figura 16.4.1: Limitación a c.d.g. por tamaño de estabilizador Existen dos tipos de curvas limitantes, de pendiente positiva y de pendiente negativa. Si se elige el tamaño del estabilizador, se limita la posición de c.d.g. y si ya se ha hecho el centrado, colocándose c.d.g., se limita inferiormente el tamaño del estabilizador. Los requisitos a cumplir son: amortiguar el modo de corto periodo a baja velocidad (curva de pendiente positiva), mantener un margen estático (pendiente positiva; no conviene muy alto margen, ya que se necesitarán altos momentos para salir del equilibrio), mando en ángulo de pérdida (pendiente negativa), rotación en despegue, modo de corto periodo excesivamente amortiguado a altas velocidades, etc. De aquí resulta una región válida donde habrá que escoger el rango óptimo de variación del c.d.g. Posición en sentido vertical respecto el ala; limitaciones por entrada en pérdida. Alargamiento: influye en la eficiencia aerodinámica del estabilizador y en la pendiente de su curva de sustentación. Valores típicos alrededor de la mitad que para el ala. altura/CMA

A B

Área apantallamiento

1 C 0 D

-1 0

brazo/CMA 4

Figura 16.4.2: Relación entre altura y brazo de momento del estabilizador respecto a ala La altura relativa al ala, adimensionalizada con CMA, nunca deberá situarse en la zona B, ya que la estela del ala apantalla a la cola si se entra en pérdida (configuración muy inestable, al no llegar suficiente velocidad al estabilizador para poder maniobrar), si sigue aumentando el ángulo de ataque puede entrar en zona de post pérdida, la cual es estable a baja velocidad y difícil de recuperar al tener poca tendencia al picado (avión cae). Cualquier otra posición es posible. Las zonas C y D son las convencionales y la zona A es la de precaución. Se define como estable a pérdida si al

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aproximarse a ésta el momento a picar es aún menor que para ángulos de ataque pequeños (ala sola ∂C m ∂C m > inestable), lo que se traduce en que para que sea estable . ∂α α <<1 ∂α α ≈α S Parámetro de estrechamiento: semejante al del ala o algo mayor. Flecha en función del Mach y espesor del perfil (ligeramente mayor que la del ala). El estrechamiento, alargamiento (ligeramente mayor a la mitad del ala) y la flecha están relacionados con la estabilidad del avión: A

λ=1 λ=0

8 Cola en T

6 Inestable

Estable

Λ

Figura 16.4.3: Relación de alargamiento, flecha y estrechamiento con estabilidad De este gráfico se infiere que la cola en T se reserva a aviones estables. Estos dos últimos gráficos se refieren a regiones de comportamiento en post pérdida. Espesor menor que el del ala por estar menos cargado y no llevar combustible (salvo para centrado). Áreas de timones: se toman de aviones semejantes. Su efectividad depende principalmente de la fracción de cuerda ocupada.

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17 SUPERFICIE VERTICAL DE COLA 17.1 Introducción: El estabilizador vertical de cola debe: asegurar la aeronavegabilidad tras el fallo del motor crítico; garantizar la estabilidad estática lateral; proporcionar un comportamiento dinámico aceptable en modos laterales; garantizar el aterrizaje con viento cruzado; producir fuerzas para maniobrar fuera del plano vertical. Debido a la simetría del avión, no ha de mantenerse nulo el momento de guiñada a lo largo de un vuelo normal, ya que éste es nulo. El diseño preliminar de la superficie vertical es aún más difícil que el de la horizontal, pues además de que la aerodinámica lateral del avión no es conocida, la actitud del avión no es simétrica y el flujo es complejísimo. Posición relativa entre superficies de cola. Hay muchos tipos, pero sólo tres se usan habitualmente en aviones de transporte: cola en T, cola baja y cruciforme.

17.2 Control del avión tras el fallo de un motor: Actitud del avión tras el fallo; relación entre parámetros del estabilizador vertical y la asimetría de fuerzas. Aparece un momento de guiñada debido al desequilibrio del empuje y el aumento de la resistencia debido al motor parado. Habrá un transitorio hasta que se llega a una posición de equilibrio con balance, resbalamiento y timón fijos. Si se calcula el momento de guiñada resultará: N = M T + N AnoV − YV lV = 0 ; donde MT será el momento de desequilibrio (planta propulsora y resistencia), NAnoV es el momento del avión sin cola, YV es el esfuerzo lateral de la cola y lV es el brazo de momentos de la cola. El esfuerzo de la cola se podrá expresar en función de los siguientes   αV     2 1 parámetros: YV = 2 ρVV SV CY VB  β − σ V ± τ V δ V  , donde αV es el ángulo de ataque de la cola     (resbalamiento menos efecto de la estela). Si se asimila MT=ΔTe·ye (incremento del empuje por su brazo), la expresión anterior quedará, sustituyendo además el esfuerzo de la cola calculado en función de la geometría, como: 2  SV lV  VV  V AnoV ∆Te ye   = 0 , si se supone vuelo a factor de +1 − CY VB ( β − σ V ± τ V δ V )  2 2 1 b  SW b  V  2 ρV S W b 2 ρV S W 2 carga unidad, n=1, 12 ρV SW C L = W , y si se desprecia el momento producido por el resto del avión (aproximación válida para aviones con motores bajo las alas, en motores alojados en el fuselaje es momento dominante frente al momento motor), llamando ηV al cociente de velocidades: ∆Te y e C L S = ( β − σ V ± τ V δ V )ηV CY VB V , que es una relación lineal entre dos parámetros del W lV SW problema. Si se añade la restricción del ángulo máximo de balance 5º (YVmax=Wsinφ) y se relacionan ambas expresiones en un diagrama:

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η V CY VB

SV SW

β

ϕ = − 5º

∆TCyeL WlV

Figura 17.2.1: Relación desequilibrio de empuje-parámetro estabilizador vertical Dimensionado rápido del plano vertical para aviones con motores en las alas. Al conocer el peso máximo al despegue, se conocerá el valor mínimo del parámetro de momento de desequilibrio, por lo que entrando en la curva límite con este valor, se obtendrá el valor mínimo de estabilizador vertical.

17.3 Estabilidad lateral: En aviones con motores a los lados del fuselaje, la condición más importante para el dimensionado suele ser garantizar la estabilidad estática lateral. CNβ ha de ser suficientemente negativo, y sus contribuciones son el fuselaje y la interacción ala-fuselaje. En aviones de hélice ha de tenerse en cuenta el carácter de la misma en la estabilidad. La estabilidad dinámica lateral no aparece en el diseño preliminar. Coeficientes verticales de volumen en función de la sensibilidad del avión a guiñada.

17.4 Aterrizaje con viento cruzado: La posibilidad de aterrizar con viento cruzado impone restricciones adicionales al dimensionado. Ha de soportarse en aterrizaje una velocidad lateral máxima de 30 nudos. Si la cola es muy grande, el avión será incapaz de evitar el aproamiento al viento (límite de tamaño, para evitarlo habrá que deflectar el timón). Si la cola es muy pequeña se alejará del viento (deflexión del timón en sentido opuesto al anterior). Para impedir la inestabilidad lateral, habrá que definir una cuerda de timón suficiente. Extensión del borde de ataque hacia adelante para aumentar el coeficiente de sustentación máximo.

17.5 Parámetros geométricos del plano vertical de cola: Determinación de la superficie del estabilizador. Existen cuatro superficies de referencia: SV1 dada por el control tras fallo de motor, SV2 dada por la estabilidad lateral-direccional, SV3 y SV4 superficies mínima y máxima para aterrizaje con viento cruzado. SV deberá cumplir: SV ≥ max( SV 1 , SV 2 ); SV 3 ≤ SV ≤ SV 4 . Definiciones de alargamiento. Suponiendo que el timón es un ala, y su altura (longitud del ala) es 2 bV, el alargamiento se definirá como AV = 2 bV SV . El alargamiento depende del tipo de cola: colas en T, muy efectivas (b2/SW~0.8 a 1.1); superficies separadas (~0.8 a 1.1). El parámetro de estrechamiento influye principalmente en el ahorro de peso estructural. Las colas en T no suelen tener estrechamiento.

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Flecha en función del Mach y el espesor. Algunos aviones turbohélices la tienen por estética. La flecha contribuye a aumentar el coeficiente de volumen. Espesor semejante al del estabilizador horizontal. En colas en T algo mayor para poder soportar las cargas del plano horizontal. El área del timón de dirección se toma de aviones semejantes. Su efectividad depende de la fracción de cuerda ocupada. Se calcula en diseño conceptual para poder hacer recuperación del avión en barrena (descenso en picado con giro y todo el ala en pérdida), para lo que primero habrá que frenar el giro y luego recuperar la pérdida. Para frenar el giro se recomienda que del orden de ⅓ del área del timón quede fuera de la estela del estabilizador horizontal (en cola en T, todo el timón estará libre).

18 CARGAS DEL TREN SOBRE LAS PISTAS 18.1 Introducción: Las cargas que produce el avión sobre las pistas deben ser compatibles con la resistencia de las mismas. Se estudiará el problema estático o a baja velocidad: W = V N + VM ; l N V N = l M VM , donde VN es la carga del tren de morro, lN la distancia de éste al c.d.g., VM es la carga en el tren principal y lM la distancia de éste al c.d.g. Hay diversos métodos de clasificación de aviones y pistas en función de las cargas del tren sobre los pavimentos. Estos métodos permiten decidir si se debe permitir la operación de un avión en una determinada pista.

18.2 Tipos de pistas: Tipos de pistas en función del piso de rodadura o impacto, y el subsuelo. Existen dos tipos de pavimentos: rígidos y flexibles; y cuatro tipos de subsuelos: de resistencia alta, media, baja y muy baja; por lo que existen ocho tipos distintos de pistas. Pavimentos rígidos (hormigón) y flexibles (asfalto). Modos de fallo del pavimento. Para los pavimentos rígidos, el fallo se produce al superar el máximo esfuerzo de flexión en la base de la losa, lo que produce el agrietamiento. Para los flexibles, se considera fallo cuando la deformación macroscópica del pavimento es superior a un valor por reiterada aplicación de carga (fatiga, deformación permanente). Clasificación de las pistas.

18.3 Método LCN/LCG (Load Clasification Number/Load Clasification Ground): Criterio para permitir la operación de un avión en una pista concreta. Se asigna un número al avión según la carga que aplique al pavimento (LCN) y otro al pavimento en función de su resistencia (LCG, carga máxima que aguanta, independiente del avión y a deducir mediante ensayos). Si el número del pavimento es superior al del avión, éste puede operar sin restricciones, mientras que si es superior, pero inferior a 1.3 veces el del pavimento, podrá operar con restricciones. Número de clasificación de la carga (LCN). Se utiliza un tren equivalente al del avión, sencillo de una sola rueda y se calculan las cargas con él. El método es el siguiente: Curva estándar de clasificación de carga: para cada par de valores de carga equivalente (W) y presión de inflado (Pi), existirá un valor de LCN asociado (se representan del 10 al 100, en decenas), pero ambos valores estarán ligados por la huella del neumático ( W = Pi Ai , Ai área de la huella del neumático). La carga W es la carga equivalente por rueda simple.

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Comportamiento de los pavimentos: se deduce experimentalmente que el comportamiento a rotura del pavimento se aproxima a la relación (W1 W2 ) = ( A1 A2 ) N , con N del orden de 0.44,

por lo que aplicando la relación W=PA, se obtendrá (W1 W2 ) = (W1 W2 ) N ( P2 P1 ) N , tomando N log Pi + cte , por lo que a un logaritmos en la expresión anterior se obtiene log W = N −1 índice de rotura dado le corresponderá una de estas curvas (cte=f(LCN)). Combinando ambas curvas se obtendrá un gráfico en el cual se podrá deducir el LCN del avión en función de dos de las tres variables anteriormente expuestas: Presión de inflado

Rígido Flexible

Área de huella cte

LCN

LCN cte

Carga equivalente en tren simple (ESWL)

Ai

ESWL

Figura 18.3.1: Diagrama de cálculo LCN en función de presión y carga equivalente Ruedas múltiples y carga equivalente sobre una rueda ESWL (Equivalent Single Wheel Load). Carga que aparece en una pata con un neumático inflado a la misma presión Pi que el tren original, y produce el mismo efecto que el conjunto sobre el pavimento (mismo efecto equivale a que ambos tengan el mismo esfuerzo máximo o que aguante el mismo número de operaciones). Para este cálculo se utilizarán gráficos como el siguiente: ST

SD

D W’2

Tandem doble SB

W2

Doble rueda W’1 W1 ST

D/2 D/2

2 ST

D

2 SD Espesor total del pavimento

Figura 18.3.2: Gráfico de ESWL en pavimento flexible de tren con ruedas múltiples La suposición que se realiza en la construcción del gráfico es que para pavimentos flexibles de bajo espesor (menor a la mitad de la distancia entre huellas de una pata del tren), éste ve las cargas por separado (la carga en cada neumático será la total dividida por el número de neumáticos); mientras que para pavimentos de gran espesor (mayor al doble de la distancia entre centros de

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huellas opuestas en el tren) ve la carga total (carga transmitida por el tren al avión). De aquí se deduce que W1=W/2 y W2=W (donde W es la carga transmitida por el tren); W’1=W/4 y W2=W. La caga que ve el pavimento para espesores entre los anteriores se calculará como la interpolación lineal entre las extremas. De aquí se desprende que el LCN del avión dependerá de la carga equivalente y la presión de inflado; mientras que la carga equivalente dependerá del espesor del pavimento (para iguales condiciones en la aeronave, el índice LCN dependerá de la pista).

18.4 Método ACN/PCN (Aircraft Clasification Number/Pavement Clasification Number): Es el método propuesto por la OACI. El número asignado al avión será ACN y al pavimento PCN. Criterio para permitir la operación de un avión en una pista. Si PCN>ACN el avión podrá operar sin restricciones. Se tomará un pavimento de referencia, espesor de referencia, el cual si es rígido será de soportar un esfuerzo de tensión de 2.75 MPa; y si es flexible aguantará 104 operaciones. Determinación del ACN. Para el cálculo de ESWL se utilizará una rueda de referencia de presión Pi=1.25 MPa y el espesor de referencia anterior. ACN será dos veces ESWL. Si esto se representa en un gráfico: ACN

Resistencia pavimento

Espesor de referencia

Figura 18.4.1: Relación ACN-espesor de referencia a presión y esfuerzo de referencia ACN variará con el peso y la posición de c.d.g. por lo que se calculan dos índices para dos pesos típicos (uno en vacío, OEW, y otro máximo, MRW) y para el resto de configuraciones se interpolará linealmente entre éstos. Teniendo en cuenta que existen cuatro tipos de terreno, dos tipos de pavimento y que por cada una de las combinaciones se necesitan dos valores de ACN, en total será necesario calcular 16 valores de ACN.

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19 TREN DE ATERRIZAJE 19.1 Introducción: Aunque las dimensiones y el peso del tren de aterrizaje son modestos comparados con los de otras partes del avión (ala, fuselaje, cola) no se trata de un accesorio, sino de un elemento estructural de primer orden. Por otro lado, su influencia en los costes de mantenimiento es muy elevada. A pesar de su tamaño reducido puede plantear problemas para su retracción y ocultamiento (necesarios para disminuir la resistencia en crucero), pues su posición no es libre sino que viene impuesta por las funciones que realiza. La disposición normal en aviones de ala baja es en el encastre ala-fuselaje para el principal y en el fuselaje para el de morro. Para aviones pequeños se alojará en protuberancias en el fuselaje o en las góndolas. Tendrá un alto coste en su mantenimiento en relación al tiempo de trabajo. Necesitará neumáticos y sistemas de frenado por fricción. Funciones: absorber la energía cinética vertical del avión en el aterrizaje sin que las reacciones superen un factor de carga de diseño compatible con la resistencia del tren y de las pistas (puntos de unión al avión fuertes); proporcionar características de rodadura adecuadas evitando las inestabilidades durante las maniobras en tierra (sin volcar); impedir el contacto con el terreno de cualquier otra parte del avión. De estas tres funciones, la primera afecta al número de patas, el número de neumáticos por pata, colocación de las patas y disposición de los neumáticos en el boggie; en cuanto al resto, sobre todo influye la colocación de las patas.

19.2 Disposición del tren de aterrizaje: Relación de la geometría del avión con las limitaciones en balance y cabeceo para que no toque la pista ninguna otra parte del avión. En balance, suponiendo apoyo en una pata del tren principal, no deberá tocar ninguna parte del avión en el suelo para un ángulo de balance igual o inferior a 8º, mientras que en cabeceo, nunca se deberá superar el ángulo de guarda establecido (maniobra de rotación y aproximación). Límites de posición de las diferentes patas del tren en función de las distintas maniobras y situaciones. Una vez deducidas la vía y la batalla, habrá que imponer las limitaciones geométricas para que se cumplan bien los objetivos de estabilidad, rodadura y contacto con el suelo. Limitaciones de tren de morro y principal según la vista: Vista de perfil: en despegue y aterrizaje, la parte baja del fuselaje tendrá una distancia mínima hasta en pista (cuyo valor será la máxima deformación del neumático) suponiendo el tren extendido. Al entrar en contacto el tren con el suelo, primero se deformará el neumático y luego comenzará el recorrido el sistema amortiguador (momento en el que el avión baja su actitud). En rodadura (tren estáticamente comprimido), debe haber una distancia al suelo de al menos 18 cm desde la parte más baja de los motores (ya sea hélice o góndola). Para no tocar el suelo en aterrizaje habrá que evitar que el par de fuerzas haga caer el avión hacia delante (limitación al movimiento del c.d.g.). Vista en planta: la posición del tren de morro limitará la carga a soportar entre el 8 y 15% de MTOW (límite inferior por controlabilidad y superior por exceso de carga, valor típico cercano al 8%). El avión no tendrá tendencia al vuelco en maniobra en tierra (en la posición más adelantada del c.d.g. se traza una circunferencia de radio d=h/tan(60º), la cual deberá estar contenida en el triángulo que forman los centros de las huellas de cada tren). Vista en alzado: deberá mantener el ala sin contacto con el suelo en aterrizaje con balance limitado (alas no niveladas, sobre una pata), evitando también el contacto de góndolas y hélices, y mantener el ángulo de guarda por contacto de cono de cola (diseño agudo para aumentar este ángulo).

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En total serán 4 límites para vista frontal (I: giro lateral; II: no contacto entre góndolas y suelo; III: no contacto entre punta de ala y suelo; IV: ángulo de guarda en cola a despegue), 5 límites para vista en planta (I: carga de tren de morro superior a 8% MTOW; II: carga de tren de morro inferior a 15% MTOW; III: fijado el tren de morro, limitación al tren principal; IV: aterrizaje; V: fijado el tren principal, limitación al tren de morro) y 2 límites en alzado (I: aterrizaje; II: ángulo de guarda con cola a despegue).

20 SEGURIDAD EN LA AVIACIÓN 20.1 Introducción: La seguridad en la aviación. Relación entre nivel de seguridad y esfuerzo para conseguirlo. Las normas de aeronavegabilidad. La certificación.

20.2 Accidentes e incidentes: Definición de accidente de la OACI: sucesos, desde que entra en el avión alguien con intención de viajar en él hasta que sale el último que ha viajado, y que provocan lesiones graves o mortales por contacto con el avión, a bordo de él o por exposición al chorro de gases. Se exceptúan lesiones naturales, provocadas a si mismo, por otra persona o a polizones. También será accidente si la aeronave sufre daños estructurales graves exceptuando fallos de motor. También se considerará accidente si la aeronave desaparece o es totalmente inaccesible. Definición de incidente: suceso relacionado con la utilización de una aeronave que, sin ser accidente, afecte o pueda afectar a la seguridad de las operaciones. Se pueden calificar algunos de accidentes frustrados. Analogías y diferencias.

20.3 Seguridad en la aviación: Tasas de accidentes por número de horas voladas, salidas y pasajeros-km transportados por las líneas aéreas regulares. La seguridad a estudio es la que evita accidentes. Las variables a tener en cuenta son el número de accidentes por cada millón de salidas y el número de víctimas por pasajeros·km transportados. Su evolución es lenta. Influencia de la nacionalidad del explotador. Influencia del aparato. Los vuelos charter son más inseguros, los aviones antiguos requieren gran gasto en mantenimiento para que sean seguros. Las aerolíneas de América Central y Sudamérica, junto con las africanas, son las más inseguras; mientras que las aerolíneas de Norteamérica y Europa son de las más seguras (por detrás de las líneas de Oriente Medio). Asia y Pacífico menos del doble que en Europa. Accidentes y fases del vuelo. En la siguiente tabla se resume el porcentaje de accidentes repartidos en fases y tiempo de vuelo: Fases del vuelo % accidentes % tiempo de vuelo

Taxi

Despegue

12

19

Ascenso inicial 2

-

2

2

7

1

Aproximación inicial 6

64

10

10

Crucero

Descenso

Aproximación final 18 2

Aterrizaje 31 2

Accidentes en la aviación general. Aviación militar. Clasificación entre accidentes mayores (avión desaparecido, irrecuperable o daños superiores al 79%; personas muertas o desaparecidas), accidentes graves (avión dañado entre el 15 y 79%; personas daños graves) y accidentes leves (daños inferiores al 15%; personas lesiones leves).

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20.4 Prevención de accidentes: Factores que influyen en el desencadenamiento de un accidente. Los accidentes no tienen una causa única, son una cadena de fallos. La mayor parte los causa la tripulación, después la máquina, luego el mantenimiento y por último meteorología y aeropuertos (para causas conocidas). Entre 10 y 15% no tienen causa conocida. Responsabilidad compartida de los fabricantes, los explotadores y los organismos de aeronavegabilidad en la prevención de accidentes. Contribución de los distintos factores según las estadísticas. Error humano 46%, error maquina 22%, tiempo atmosférico 20%, sabotaje 10%, incapacidad del piloto 1%, impacto de pájaro 1%. Proceso de prevención de accidentes. Existe un manual de prevención de accidentes que contiene recomendaciones a los estados miembros para que las difundan y se tengan en cuenta para evitar los accidentes e incidentes Interés de la investigación de incidentes. De igual modo, existe un manual de investigación de accidentes e incidentes. El interés sobre los incidentes es que la información es mucho mayor, por ejemplo de la tripulación, y normalmente se esclarecen las causas.

20.5 Investigación de un accidente: Objetivo de la investigación: determinar las causas para prevenir futuros accidentes e incidentes. Si es necesario se iniciará una causa judicial para determinar culpables pero ese no es el objetivo de la comisión de investigación. Informe preliminar (en fecha próxima al mismo), informe de datos sobre accidentes/incidentes, informe final (parte lo componen recomendaciones en materia de seguridad). Partes del informe final del accidente: título (aeronave, matrícula, fecha, lesiones, etc.), sinopsis, información sobre los hechos, análisis, conclusiones, recomendaciones de seguridad.

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