Primer Entregable Proyecto Diseños De Sistemas Mecánicos.pdf

Primer entregable: Diseño de una aeronave STOL Alfred Nicolle Anaya Valencia Miguel Armando del Castillo Durán Luis Alfonso Guzmán Ceballos Valentina Giselle Romero Racedo Camilo Andrés Zambrano Zambrano Fundación Universidad del Norte

Nota del autor Este trabajo fue realizado en el marco de la clase de Diseño de Sistemas Mecánicos con el ingeniero Heriberto Maury y el ingeniero Leonardo Blanco en la Fundación Universidad del Norte.

TABLA DE CONTENIDO Resumen.............................................................................................................................. 7 Abstract ............................................................................................................................... 7 Primer entregable: Diseño de una aeronave STOL............................................................. 8 1.

Estado del arte y de la técnica ................................................................................... 10

2.

Definición de especificaciones ................................................................................. 12

3.

2.1

QFD................................................................................................................... 12

2.2

Listado de referencias ....................................................................................... 13

Diseño conceptual ..................................................................................................... 16 3.1

Caja negra ......................................................................................................... 16

3.2

Análisis funcional ............................................................................................. 17

3.3

Caja transparente ............................................................................................... 18

3.4

Diagrama morfológico ...................................................................................... 18

3.5

Generación de alternativas ................................................................................ 19

3.5.1 Alternativa 1 ..................................................................................................... 19 3.5.2 Alternativa 2 ..................................................................................................... 26 3.5.3 Alternativa 3 ..................................................................................................... 31 4.

Dimensiones preliminares de las alternativas ........................................................... 34

5.

Estimación de los pesos de las alternativas............................................................... 34

6.

Aerodinámica, máximo y mínimo ángulo de ataque de alternativas ........................ 37 2

7.

Cinemática, cinética y estimación de potencia requerida en despegue y en vuelo ... 49

8.

Estimación de costos ................................................................................................. 59

9.

Selección de la alternativa más adecuada (AHP) ..................................................... 60

10.

Conclusiones ......................................................................................................... 66

11.

Referencias ............................................................................................................ 67

LISTA DE TABLAS Tabla 1. Estado del arte y la técnica .............................................................................................. 12 Tabla 2. Listado de referencias. .................................................................................................... 15 Tabla 3. Diagrama Morfológico .................................................................................................... 18 Tabla 4 . Propiedades del material alternativa 1 ........................................................................... 22 Tabla 5. Propiedades del material alternativa 2. ........................................................................... 32 Tabla 6. Coeficientes a y b para diferentes aeronaves fabricadas de Aluminio. ........................... 35 Tabla 7. Coeficientes aerodinámicos y angulos de ataque alternativa 1. .................................... 43 Tabla 8. Coeficientes aerodinámicos y ángulos de ataque alternativa 1. .................................... 46 Tabla 9. Potencia en instancia con rodadura alternativa 1. ........................................................... 52 Tabla 10. Potencia en ascenso con ángulo de 6° alternativa 1. ..................................................... 52 Tabla 11. Potencia a velocidad crucero alternativa 1. ................................................................... 53 Tabla 12. Potencia en instancia con rodadura alternativa 2. ......................................................... 55 Tabla 13. Potencia en ascenso con ángulo de 6° alternativa 2. ..................................................... 55 Tabla 14. Potencia a velocidad crucero alternativa 2. ................................................................... 55 Tabla 15. Potencia en instancia con rodadura alternativa 3. ......................................................... 57 3

Tabla 16. Potencia en ascenso con ángulo de 6° alternativa 3. ..................................................... 58 Tabla 17. Potencia a velocidad crucero alternativa 3. ................................................................... 58 Tabla 18. Catalogo motores tipo Turboprop de la empresa Pratt & Whitney Canada .................. 59 Tabla 19. Costos alternativa 1. ...................................................................................................... 60 Tabla 20. Costos alternativa 2. ...................................................................................................... 60 Tabla 21. Costos alternativa 3. ...................................................................................................... 60 Tabla 22. Peso de las alternativas por criterio y razones consistencias. ....................................... 61 Tabla 23. Peso de los criterios y razón de consistencia de la matriz de todos los criterios. ......... 61 Tabla 24. Peso de cada alternativa para su selección. ................................................................... 65

TABLA DE ILUSTRACIONES Ilustración 1. Caja negra ............................................................................................................... 16 Ilustración 2. Análisis funcional ................................................................................................... 17 Ilustración 3.CAD del concepto de solución 1 ............................................................................. 19 Ilustración 4. Perfil alar de la alternativa 1 ................................................................................... 24 Ilustración 5. CAD del concepto de solución 2 ............................................................................ 26 Ilustración 6. Perfil alar de la alternativa 2 ................................................................................... 30 Ilustración 7. CAD del concepto de solución 3 ............................................................................ 31 Ilustración 8. Perfil alar de la tercera alternativa .......................................................................... 33 Ilustración 9. DCL aeronave en plano .......................................................................................... 49 Ilustración 10. Representación de distancias del ala ..................................................................... 51 Ilustración 11. Representación de trayectoria de vuelo ................................................................ 51 Ilustración 12. DCL aeronave en velocidad crucero ..................................................................... 53

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Ilustración 13. Representación alar segunda alternativa ............................................................... 54 Ilustración 14. Representación alar de la alternativa 3 ................................................................. 57

Listado de símbolos y subíndices 1. T: Fuerza necesaria para mover el avión 2. W: Peso de la aeronave 3. Fr: Fuerza de rodadura 4. N: Fuerzas normales 5. D: Fuerza de arrastre 6. L: Fuerza de sustentación 7. m: Masa 8. a: Aceleración 9. V: Velocidad 10. K: Coeficiente de corrección 11. AR: Relación de aspecto 12. ϵ: Factor de arrastre inducido 13. Env: Envergadura 14. Cd: Coeficiente de arrastre 15. CL: Coeficiente de sustentación 16. Cdo: Coeficiente de arrastre referente 17. X: Distancia de pista

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18. μ: Coeficiente de rodadura 19. ϴ: Ángulo de despegue 20. f: Subíndice que denota un estado final 21. Desp: Despegue 22. P: Potencia 23. S: Área de las alas

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Resumen El presente informe ilustra el proceso de diseño conceptual y preliminar de una aeronave STOL, con fines tanto civiles como militares, entregado a la Fuerza Aérea Colombiana para operar en territorio colombiano. Fue realizada una revisión de los requerimientos de diseño para dicho aeroplano, para luego presentar soluciones técnicas acordes a criterios de ingeniería, generando a partir de éstas tres alternativas que fueron evaluadas individualmente en términos de rendimiento, seguridad, maniobrabilidad, mantenimiento, ergonomía y costos, escogiendo finalmente la más adecuada utilizando el método AHP.

Abstract The following report illustrates the conceptual and preliminary design of an STOL aircraft, for civil and military purposes, performed for the Colombian Air Force to operate in national territory. A review of the design requirements was carried out, to later display technical solutions according to engineering criteria, generating from these three design alternatives that were evaluated individually in terms of performance, safety, maneuverability, maintenance, ergonomics and costs, finally choosing the most appropriate one using the AHP method.

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Primer entregable: Diseño de una aeronave STOL Una aeronave STOL se refiere un avión de vuelo lento con capacidades de despegue y aterrizaje cortos aprovechando directamente las leyes de inercia, con requisitos de pista corta para estos últimos movimientos. Su uso radica en transporte de carga pesada tal como el C-130 Hércules utilizado por la fuerza aérea y su versión moderna el C-17 Globemaster III. Además, se utiliza en el transporte de pasajeros a nivel regional y en cazas que tengan la posibilidad de despegar en un portaviones. Dado que en muchas regiones no se tiene la capacidad de hacer pistas muy largas o aeropuertos por cuestiones económicas y/o geográficas, entonces se hace vital construir estos aviones para hacer llegar a estos sitios cargas o personal. Partiendo de la importancia de los aviones STOL anteriormente mencionada, el diseño a desarrollar en el presente trabajo se postula bajo la normativa colombiana de acuerdo a la Aeronáutica Civil (Aeronáutica Civil, sf). Esta última con ánimo de celebrar su primer centenario de operación organizó un concurso de diseñar una aeronave como la enunciada anteriormente capaz de suplir las necesidades de todas las operaciones militares como el transporte de carga y pasajeros y actividades de paracaidismo. Es por ello, que es prioritario dar a conocer el estado del arte en el que se encuentra el diseño de aeronaves de este tipo, para que se tome en cuenta las investigaciones y construcciones que se tomarán como punto de referencia para el grupo investigador. Asimismo, se definirán especificaciones y tres conceptos de solución a la propuesta dada por el cliente. El propósito de este trabajo escrito será presentar de manera breve y concisa el proceso de diseño para una aeronave STOL para unos requerimientos específicos dados por el cliente; se hará un énfasis en tres alternativas consideradas por el grupo diseñador, sus componentes y los cálculos que se tuvieron en cuenta para el diseño preliminar de este. También se dará a conocer la

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alternativa escogida a detallar posteriormente mediante métodos de selección AHP. Para lo anterior se tuvo en cuenta la utilización de fuentes de autores especializados en el tema que permitieran tener una visión más clara y amplia en lo que a aviones STOL se refiere para así conocer cuáles son las patentes o aeronaves existentes que se han creado, los estudios que se han hecho para el diseño de estas y las condiciones con las que este opera.

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1. Estado del arte y de la técnica Las aeronaves tipo STOL (acrónimo para “short takeoff and landing”) son un tipo de aeronave que tienen un bajo requerimiento de pista en términos de longitud para el despegue y el aterrizaje. De manera formal, esta característica se define como “la capacidad de un avión para superar un obstáculo de 50 pies (15 metros) dentro de los primeros 1.500 pies (450 metros) donde comienza el despegue, y en el aterrizaje, para detenerse dentro de los primeros 1.500 pies (450 metros) tras pasar sobre un obstáculo de 50 pies (15 metros)” (Staff, J. C. O., 2013). Partiendo de esta definición, diversos autores han propuesto patentes de este tipo de aeronaves, con el fin a su vez de resolver previos problemas y optimizar ciertas características. A continuación, se mostrará una breve descripción de algunas de éstas. PATENTE 1. US3618875 (Kappus. 1971)

DETALLES Aereonave tipo STOL con costos operativo directos minimizados, al mismo tiempo garantizando seguridad y confiabilidad. Tiene como principal innovación, en comparacion con las otras aeronaves STOL de su época, el uso de ventiladores de elevación en las alas del vehículo. Además, un objeto auxiliar de esta invencion es minimizar el área del ala utilizada.  Principales ventajas: -Ahorro del uso de combustible ya que los gases de combustion de los motores son usados para impulsar los ventiladores de elevación -La provisión de ocho motores permite traducciones rápidas, económicas, verticales y velocidades de ascenso rápidas. - Las alas 12 y 14 proporcionan sustentación cuando la aeronave tiene suficiente velocidad de avance.  Conclusiones: -Modelo revolucionario que implementa ventiladores elevadores en las alas y no en los fuselajes como otros. - Un motor de cada unidad de propulsión puede reducirse en potencia debido al uso de ventiladores elevadores. -La aeronave gana en eficiencia general al tener un área de ala mínima

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2. US4106730 (Spitzer, May. 1976)

Esta invención se refiere a aviones de despegue y aterrizaje cortos, más particularmente esta invención se refiere a un sistema de control automático para permitir que un avión de despegue y aterrizaje corto ejecute de manera segura los procedimientos de despegue y aterrizaje con un motor inoperativo.  Principales ventajas: -Equipada con superficies de control desplegables, que pueden desplegarse para aumentar el coeficiente de elevación de la aeronave. -Utiliza solapas USB extendidas como medida para generar, a traves de la corriente de escape, una componente de elevacion y empuje delantero. - El componente de elevación generado por el motor aumenta la elevación aerodinámica convencional 

Conclusiones:

- Este modelo utiliza las aletas USB para aliviar parcialmente la pérdida de sustentación -A traves de las aletas, el aire ambiente puede pasar a través de las ranuras y producir una elevación mecánica. - La aeronave a fin de reducir tanto el momento de arrastre como el de rodadura al mismo tiempo que aumenta la sustentación abriendo ranuras en la tapa USB ubicada detrás de El motor inoperativo.

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3. US5167383A (Nozaki, 1992)

Nave STOL con dos motores de aviación propfan, cada uno conectado a la superficie inferior de un ala mediante un pilón. Cada uno de estos motores está equipado con ventiladores en la parte trasera del mismo. Además, son utilizadas “slats” sin dividir en los bordes delanteros del ala. Esta patente pretende mejorar uno de los modos de despegue y aterrizaje corto, el modo EBF, que consiste en obtener una alta capacidad de elevación dirigiendo el gas descargado del motor de reacción contra los alerones conectadas al borde trasero del ala. En esta modificación, la invención tiene 2.3 veces la capacidad de carga útil de una aeronave STOL convencional que utilice el modo EBF, además de llegar a capacidades de vuelo entre Mach 0.8 y Mach 0.85.  Principales ventajas -Velocidades comparables a una nave CTOL (despegue y aterrizaje convencionales). - Mayor capacidad de carga útil. - Incremento de un 20% en el coeficiente de elevación respecto a los STOL convencionales gracias al uso de “slats”” sin dividir. -Tecnología aplicable a una nave CTOL. -Mayor eficiencia del motor “propfan” y menor consumo de combustible.  Conclusiones -Modificación innovadora en las alas para aumentar las capacidades de un STOL. -Alternativa económica operacionalmente gracias a su tipo de motor. -Queda pendiente el costo económico que supondría implementar estos cambios en el diseño. -Reducción de la capacidad de combustible sin afectar el tiempo de vuelo, lo cual podría ser negativo ante emergencias.

Tabla 1. Estado del arte y la técnica

2. Definición de especificaciones 2.1 QFD Para que el lector pueda visualizar mejor el QFD, este se encuentra en anexos.

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2.2 Listado de referencias

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Tabla 2. Listado de referencias.

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3. Diseño conceptual 3.1 Caja negra

Ilustración 1. Caja negra

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3.2 Análisis funcional

Ilustración 2. Análisis funcional

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3.3 Caja transparente Debido a cuestiones de visualización, la caja transparente se encuentra en la sección de anexos del presente trabajo. 3.4 Diagrama morfológico

Tabla 3. Diagrama Morfológico

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3.5 Generación de alternativas 3.5.1 Alternativa 1

Ilustración 3.CAD del concepto de solución 1 Esta primera solución a los requerimientos de diseño de la nave tipo STOL se compone de los elementos anteriormente mencionados en el diagrama morfológico. A continuación, para mayor entendimiento del lector se dividen en subsistemas. -

Motor: los motores utilizados para el diseño del STOL serán dos de tipo turbohélice para esta alternativa. Dos de las principales cualidades por la que es elegido es que es el más utilizado para pequeñas y medianas aeronaves, son más eficientes a altitudes bajas y medias al consumir menos combustible (como lo es el avión STOL a diseñar en cuestión). Asimismo, su potencia disponible no depende de su velocidad de avance, por lo que puede tener mucha más potencia al despegue y responde de forma más eficaz a variaciones de esta. Provee una mejora de eficiencia de la dirección manual del avión a bajas velocidades. Pueden operar en pistas más cortas. Cabe resaltar que estos serán

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ubicados uno debajo de cada ala, ya que esto permite un fácil acceso a la hora de mantenimiento, menos esfuerzos estructurales, y una mayor seguridad contra posibles incendios. Los motores elegidos en esta alternativa son producidos por Pratt & Whitney Canada. Estos motores son utilizados, por ejemplo, en aeronaves como Beechcraft Super King Air 350EUR, la cual comprende turboprops gemelos, características STOL y presurización en fuselaje, como elementos similares a la alternativa propuesta. Además, el fabricante proporciona productos de calidad reconocidos a nivel internacional. -

Tren de aterrizaje: Se utilizará un tren de aterrizaje retráctil de triciclo sin trampilla, debido a que genera menos resistencia proporcionando mayores velocidades y menos consumo de combustible. Sin embargo, es más costoso, delicado y se le tiene que realizar más mantenimiento debido al número de componentes. También permite simplicidad al aterrizar y permite posar el avión en tierra en posición horizontal, eliminando el peligro del capotaje. La retracción será accionada por un sistema Power Pack que opera cilindros actuadores hidráulicos controlados por un circuito eléctrico que muestra el estado de retracción del tren a la tripulación. Este sistema presenta un bajo tiempo de retracción (5 a 7 segundos) al igual que una bomba manual de emergencia que permite accionar los cilindros en caso de una falla en el sistema hidráulico. La ubicación de este tren será ligeramente por delante del centro de gravedad del sistema completo, debido a su estabilidad y el recorrido en línea recta en aterrizaje y despegue, permitiendo aterrizar en pistas pequeñas con vientos de costado. Para el funcionamiento óptimo de este se utilizará amortiguadores oleoneumáticos dado que poseen mayor rendimiento que otros y es utilizado por excelencia en la aviación

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comercial, lo cual lo hace más asequible y más barato para el comprador. El sistema de giro del tren de aterrizaje utilizado es el de un carro, para un almacenamiento óptimo en la góndola del chasis. Por otro lado, la energía es provista al sistema completo por el sistema hidráulico ya que tiene una relación potencia peso bueno, genera pares y fuerzas altas, velocidades de respuesta más altas para el arranque. Sin embargo, es más costosa y necesita más mantenimientos. Las ruedas del tren de aterrizaje son redondas de caucho sin tubos, mientras que su tambor y estructura será de aleación de magnesio proveyendo menos peso, más resistencia y requiere menos mantenimiento. La dirección del avión en tierra será accionada por dos cilindros hidráulicos que se actúa directamente sobre el tubo giratorio para reducir el volumen. Los frenos a utilizar son los Antiskid porque evita el derrape y el sistema que le transmite energía es un sistema hidráulico debido a las grandes inercias que posee el avión, se necesita grandes fuerzas o pares para poder frenarlo. Finalmente, las fuerzas de impacto generadas por el aterrizaje serán absorbidas y transformadas en calor utilizando shock struts, dado que es el método más utilizado en la actualidad gracias a la seguridad que proporciona con desaceleraciones predecibles y reducción de rebotes al aterrizar, preservando la vida útil del tren. Sin embargo, estos dispositivos deben ser inspeccionados regularmente para asegurar las condiciones óptimas de la operación. -

Fuselaje: Para soportar los elementos del avión se escogió un fuselaje semimonocasco circular principalmente por la necesidad de presurización en el presente diseño. Este tipo de fuselaje permite que las cargas generadas radiales generadas sean soportadas como cargas de tensión, las cuales son significativamente menores a las cargas de flexión generadas en un fuselaje con área transversal no circular. Adicionalmente, por su forma

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no posee concentradores de esfuerzos que, al presurizar el avión, induzcan la falla. Otro aspecto a tener en cuenta es que permite mayores ángulos de ataque en comparación a otras áreas seccionales. Por otro lado, el material a utilizar en esta alternativa será una aleación de aluminio-litio intercalado con vidrio reforzado - GLARE (Aleación de aluminio 2090-T83), gracias a su alta resistencia mecánica, al impacto, su bajo peso y relativo bajo coste económico, su buena durabilidad y su probado uso en la industria aeronáutica con resultados satisfactorios. A continuación, se muestra una tabla con las principales propiedades de este material:

Tabla 4 . Propiedades del material alternativa 1

De acuerdo a lo descrito en los requerimientos de diseño, el fuselaje contará con una puerta lateral para la tripulación, con el objetivo de facilitar el acceso de estos a la

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aeronave. Además, también tendrá una rampa trasera retráctil para el acceso de carga, así como para el lanzamiento de ésta y paracaidistas durante el vuelo. Teniendo en cuenta la necesidad de energía eléctrica para diferentes sistemas eléctricos utilizados en la aeronave, esta será almacenada en baterías de litio ubicadas en la parte trasera del fuselaje, gracias a su gran capacidad de almacenamiento, rapidez de carga y vida útil. -

Alas: Para generar la fuerza de sustentación necesaria para el vuelo se propone un ala alta con forma trapezoidal y punta triangular con “Hoerner wing tips”. Las alas del STOL estarán diseñadas para volar a bajas temperaturas, tener un rendimiento aceptable para largos viajes y para cualquier tipo de ala y geometría proporcionar mayor alcance. Por esta razón, el área de las alas debe ser lo más pequeña posible para tener un completo manejo del despegue de la nave en sitios no condicionados para esto. Se diseñará alas de perfil aerodinámico con punta triangular (para alcanzar niveles grandes de altura en poco tiempo), bajas velocidades de pérdida del 30% y alta resistencia en temperaturas muy frías. Se pretende con este diseño reducir los vórtices de viento con la forma triangular de la punta de las alas, disminuir el arrastre y las características de atasco suave. El ala tendrá un ala gruesa y de forma trapezoidal, ubicada en la parte superior del avión para mayor estabilidad al despegue y aterrizaje, para brindar mayor protección frente a obstáculos, para evitar obstruir la sección de compartimiento y mayor visibilidad para el piloto. Asimismo, posee la ventaja de tener un centro de elevación sobre el centro de rotación lateral, permitiendo que la mayor parte de la masa se encuentre debajo de la superficie de elevación. Tendrá alerones tipo diferencial para reducir la probabilidad de que se caiga la punta de un ala cuando se hacen desviaciones del alerón en ángulos de

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ataque altos. El diferencial en la resistencia disminuye la desviación adversa. Mientras que si se le añaden Fowler Flaps con múltiples ranuras a los flaperones en conjunto con alerones, el rendimiento del ala aumenta en más del 25%. Esto último se debe a que estos garantizan un mejor rendimiento al despegue, al aterrizaje y durante la realización de maniobras (para optimizar la inclinación del ala para la velocidad elegida). La aeronave STOL poseerá listones de borde de ataque (slots) de posición fija en todas las formas de vuelo, no retractables, para lograr un mayor ángulo de ataque y un efecto mínimo en el cruce a vuelo nivelado y provocar el efecto Venturi. Esto permite que el avión alcance velocidades mucho más bajas y acelere el aire entre el listón y el ala respectivamente. Esto conlleva que el aire sea conducido alrededor del borde de ataque, evitando intervenir en el ángulo de incidencia y que el coeficiente de elevación sea alto. El ángulo de ascenso máximo de este tipo de listón es 30°, proporcionando mayor confiabilidad y una construcción sencilla. Se le agregaran speedbrakes debido a que disminuye la fuerza de arrastre del avión en el vuelo, mejorando sus características de aterrizaje. El perfil de ala utilizado es el Super Marine 371-II, mostrado a continuación junto a sus propiedades:

Ilustración 4. Perfil alar de la alternativa 1

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Cabe destacar que se utilizará un sistema hidráulico-eléctrico para mover los elementos de control de vuelo tanto en las alas (flaps, slots, alerones), como en el empenaje (rudder, elevadores) debido a que garantiza mejor precisión de acuerdo a las necesidades del piloto. -

Empenaje: Se utilizará un empenaje cruciforme, híbrida entre la cola clásica y cola en T, para aprovechar las ventajas de ambas, tales como la estabilidad, control y peso de la clásica, y la reducción del tamaño de la deriva de la cola en T. Cabe resaltar, el avión presenta un timón de cola (rudder) para controlar el giro en el eje z del avión y su control depende del sistema Fly by wire con accionamiento eléctrico. El subsistema presenta dos estabilizadores horizontales y uno verticales, acompañados de elevadores convencionales para esta alternativa debido a su simplicidad de construcción y de control.

-

Presurización y aire en cabina: La presurización será realizada mediante el modo isobárico, donde la presión se mantiene constante y no varía con la altitud de vuelo, con una válvula de escape que permite modular este comportamiento. Además de esta válvula, se contará con otra válvula adicional para casos donde haya mayor presión en el exterior que en el interior, como durante un descenso rápido. Por seguridad, se añadirá una otra válvula que solo se accionará si se alcanza un valor máximo de presiones y la válvula principal se estanca. Es importante mencionar que todas las válvulas serán accionadas de manera mecánica. Por otro lado, el aire suministrado a los pasajeros provendrá de los compresores de los motores, tras lo que pasará por un sistema PACK (Pressure and Air Conditioning Kits) y posteriormente será mezclado con el aire reutilizado de la cabina, para acondicionarlo a una temperatura y presión adecuada para los pasajeros. 25

-

Control de la aeronave: El sistema de control para la dirección de las alas, empenaje y sus elementos para la primera alternativa es el de control retroalimentado INDI porque minimiza el error solo utilizando los sistemas convencionales de control y no necesita elementos complementarios como una red neutral. Respecto al control que tendrá el sistema de presurización. Respecto al sistema de control de la presurización, este será realizado por dos CPC (Cabin Pressure Controllers) que funcionan de manera alternativa, donde cada uno controla un motor eléctrico de la válvula de escape y se conectan a los diferentes sistemas del avión para optimizar la presurización. Además, se contará con un motor eléctrico manual activado desde cabina en caso de fallo en los sistemas de control mencionados.

-

Ergonomía: En esta alternativa serán organizados los pasajeros en 10 filas dentro de la aeronave, cada una con dos asientos reclinables para mayor confort de estos. Esta configuración permite un buen balance entre el largo y ancho necesario en el fuselaje. 3.5.2 Alternativa 2

Ilustración 5. CAD del concepto de solución 2 26

La segunda solución al diseño requerido de nave tipo STOL, al igual que la anterior, será dividida en los subsistemas presentados a continuación para permitir una mayor comprensión de ésta. -

Motor: en esta alternativa también se hará uso de dos motores turbohélice (turboprop) de acuerdo con los requerimientos básicos de diseño y a las ventajas mencionadas en la anterior alternativa que éste presenta. Asimismo, estos también estarán ubicados bajo las alas por las mismas razones listadas en la anterior opción. Los motores elegidos, al igual que en la anterior alternativa, serán comprados del proveedor Pratt & Whitney Canada.

-

Tren de aterrizaje: Será utilizado un tren de aterrizaje retráctil tipo patín de cola, sin trampilla (para evitar pesos adicionales en el fuselaje), que consiste en dos ruedas bajo el ala y una en la cola. Este tipo de tren es más económico que el tren tipo triciclo, dado a que es más pequeño y demanda una menor potencia al motor. Además, su llanta trasera pequeña ofrece una baja resistencia al momento de despegar. Sin embargo, inconvenientes generales de este son baja visibilidad del piloto y la necesidad de algo de sustentación para conseguir una posición horizontal. Las ruedas principales de este tipo de configuración estarán ubicadas delante del centro de gravedad. Respecto al accionamiento del sistema de retracción, esta será puramente hidráulico para permitir mayores velocidades de reacción y valores de fuerza y par satisfactorios para dicha función. La energía provista al tren de aterrizaje en general también será obtenida gracias a un sistema hidráulico. Por otro lado, esta opción también presentará un sistema de amortiguamiento oleo-neumático, cuyas ventajas fueron listadas en la anterior alternativa. El sistema de accionamiento de la dirección del avión en tierra consiste en un cilindro de dirección

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equipado con un sistema piñón-cremallera debido a su excelente eficiencia, costes de mantenimiento y gran fuerza. Para controlar las fuerzas de impacto en el tren de aterrizaje se utilizarán los Shock structs mencionadas en la alternativa anterior. En el caso del sistema de frenado, se utilizará un sistema de actuación hidráulico para generar los grandes pares y fuerzas necesarios para frenar el avión. Se diferencia esta alternativa de la 1 en el tipo de frenos utilizados, dado que estos son frenos de discos múltiples de acero para evitar el desgaste rápido del sistema y provocan fuerzas de rozamiento muy grandes. Su principal desventaja es que en superficies mojadas no evita el derrape. -

Fuselaje: En esta opción se utilizará un fuselaje semimonocasco rectangular con bordes suavizados. Este es más económico y fácil de construir que un fuselaje circular, además de que administra el espacio de una manera más eficiente. Sin embargo, es más susceptible a la presurización que el mencionado, razón por la cual se realizan bordes suavizados que eviten concentraciones de esfuerzo. Al igual que la anterior alternativa, el fuselaje contará con una puerta lateral y rampa trasera retráctil, al igual que incorporará almacenamiento de energía eléctrica con baterías de litio. Por último, el fuselaje está construido en su mayoría de aluminio (Densidad= 2700 kg/m3), debido a las características mecánicas aceptables del material para este fin y su bajo costo en el mercado en comparación de otros materiales.

-

Alas: Serán alas gruesas con forma trapezoidal y punta triangular con winglets cuadradas. Este tipo de winglets es más económico y permite contrarrestar el efecto vórtice de una manera aceptable, a pesar de agregar un peso considerable al avión. Tendrá flaperones tipo junker de borde trasero (creando un coeficiente de elevación del ala máximo de 3.10) y manteniendo alerones cortos de 27 pies, para mayor maniobrabilidad y máxima

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resistencia en el suelo. Los flaperones de longitud completa, que actúan también como alerones y flaps de tramo completo. Esto proporciona mayor confiabilidad y mantiene la construcción del STOL sencilla. Al cumplir la función de alerón y de flaps, el flaperones controla el balanceo de la aeronave (al igual que los alerones convencionales) e incrementa la fuerza de sustentación para lograr una mayor elevación a una menor distancia de recorrido. Por lo cual, ambos flaperones pueden bajarse juntos para funcionar de manera similar a un conjunto de flaps. Para el piloto poder hacer control de este elemento se usa un dispositivo mecánico llamado "mezclador" para combinar la entrada del piloto en los flaperones. Aunque el uso de flaperones en lugar de alerones y flaps puede parecer una simplificación, queda algo de complejidad a través de las complejidades del mezclador. Para proporcionar energía a los mandos primarios y secundarios de vuelo se utiliza un sistema hidráulico únicamente debido a su simplicidad y grandes pares y fuerzas que este genera, así como también es el sistema históricamente más usado para direccionar un avión. Al igual que en la anterior alternativa, se utilizan slots. Cuenta con roll spoilers permiten mayor control al piloto sobre la diferencia de presiones de las alas durante el despegue y el aterrizaje. El perfil frontal utilizado en el ala será el NACA 23018, que se muestra a continuación junto a sus características:

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Ilustración 6. Perfil alar de la alternativa 2 -

Empenaje: Será utilizada una cola clásica dado a las ventajas que presenta en cuanto a estabilización, control y peso estructural, además de ser el tipo de empenaje más utilizado en la actualidad. El rudder se acciona por el sistema hidráulico por medio de cables de acero inoxidable acoplados a este. Asimismo, se le añaden elevadores izquierdos y derechos conectados con el objetivo de darle un mayor movimiento de cabeceo del avión. No obstante, también se complica el control del piloto sobre este efecto. Los estabilizadores son los mismos que en la alternativa 1.

-

En los subsistemas de presurización, aire acondicionado y control de los sistemas se presentan las mismas características y equipos que en la alternativa 1.

-

Ergonomía: La organización de los pasajeros por fila será la misma que la de la alternativa 1, es decir, 10 filas dentro de la aeronave. Los asientos por el contrario serán rectos para minimizar el impacto económico de un asiento reclinable.

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3.5.3 Alternativa 3

Ilustración 7. CAD del concepto de solución 3 -

Motor: Los motores utilizados son dos turbohélices.

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Tren de aterrizaje: El tren de aterrizaje utilizado será un tipo triciclo donde el centro de gravedad estará ligeramente delante de las ruedas principales. El sistema de amortiguación será por medio de un sistema oleo-resorte debido a su simplicidad y menor costo en el mercado. No obstante, no es tan eficiente para este tipo de vehículos debido a sus grandes cargas, al igual que debe ser revisado constantemente en búsqueda de fugas. Para accionar el sistema de retracción Power pack system sin trampilla. El sistema que provee la dirección del avión en tierra es un sistema hidráulico y lo accionan dos cilindros hidráulicos. Para controlar las fuerzas de impacto se utilizarán Shock structs y frenos de discos múltiples de acero, movilizándose gracias a un sistema de actuación hidráulico.

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-

Fuselaje: El fuselaje utilizado fue de tipo semi monocasco circular, con la puerta lateral para permitir el acceso a la tripulación al avión y rampa trasera para el lanzamiento de carga y paracaidistas. Se tomará una batería de litio para almacenar la energía eléctrica para motores eléctricos. El material a usar en esta alternativa para el fuselaje es una aleación de aluminio-litio intercalado con vidrio reforzado - GLARE (Weldlite 049, densidad de 2600 kg/m3). Este material fue elegido gracias a su alta resistencia, baja costo y peso, buena soldabilidad y durabilidad, además de una buena resistencia al impacto, algo vital en esta aplicación. Sus características son presentadas a continuación:

Tabla 5. Propiedades del material alternativa 2.

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Alas: El sistema que proporciona energía a las alas es un sistema hidráulico + sistema eléctrico DC, junto con Flaperones, Roll spoilers y slots. El empenaje utilizado es tipo T. El ala utilizada es alta con forma trapezoidal y punta triangular con winglets cuadrados.

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El perfil alar a utilizar en esta alternativa será NACA 23012, que se muestra a continuación junto a sus características:

Ilustración 8. Perfil alar de la tercera alternativa -

Empenaje: para garantizar mayor estabilidad durante el vuelo se utilizará un empenaje tipo T alto rendimiento aerodinámico y permite aumentar la distancia efectiva entre el ala y el estabilizador sin un incremento significativo en el peso de la aeronave. Se necesitan colocar elevadores al sistema izquierdos y derechos conectados para, como se mencionó anteriormente, aumentar el movimiento en la cola del avión, pero provoca mayor dificultad para el piloto de girar el sistema.

-

Presurización y aire acondicionado en aeronave: El sistema de aire acondicionado será igual al de las anteriores alternativas (PACK + unidad de mezclado para aire reutilizado). Sin embargo, el sistema de presurización utilizado será diferencial constante, el cual busca mantener una diferencia de presiones específicas entre el exterior y el interior del avión, siendo más eficiente que el sistema de presurización isobárico, pero conllevando asimismo a un mayor gasto por la tecnología necesaria para este modo.

-

El sistema de control considerado para esta alternativa es similar al utilizado en la alternativa anterior. Por el lado contrario, la ergonomía es igual a la utilizada en la primera alternativa. 33

4. Dimensiones preliminares de las alternativas Alternativa 1: Dentro de esta alternativa se desea utilizar una longitud aproximada de 15 metros, dentro de los cuales se asignará un espacio de 2 metros para la cabina del piloto, alrededor de 4m se asignará a los pasajeros que estarán organizados en dos hileras de dos asientos por hilera y por último un espacio de 6.5 m de longitud donde se ubicará la carga, como se desea utilizar la aeronave para uso militar, este contará con asientos plegables para los paracaidistas; además la rampa retráctil de 1.5 metros para el ingreso de carga. Por otro lado, la envergadura de la aeronave será de 19 m con un área superficial 35.72 m2 y por último tendrá una altura de 5 m. Alternativa 2: Para esta alternativa se utilizará una longitud aproximada de 15 m, en donde tendrá una distribución es similar a la comentada en la primera alternativa, además tendrá una envergadura de 17m con un área superficial de 31.96 m2 y una altura de 5m. Alternativa 3: Para esta alternativa se utilizará una longitud aproximada de 16 m, en donde se distribuirá el espacio de igual proporción que en las otras alternativas, además contará con una envergadura de 18 m con un área superficial de 33.84 m2 y una altura de 5. 5. Estimación de los pesos de las alternativas Las alternativas a considerar están fabricadas de diferentes materiales. De acuerdo a esos materiales así dependerá el peso de cada una de ellas. Recurrimos a la siguiente expresión según (Sandraey. H. 2013): 𝑊𝐸 𝑊𝑇𝑂

= 𝐹𝐶 · (𝑎𝑊𝑇𝑂 + 𝑏)

(1)

Donde a y b se encuentran en la siguiente tabla 34

Tabla 6. Coeficientes a y b para diferentes aeronaves fabricadas de Aluminio.

Además, WE es el peso del avió vacío y WTO es el peso del avión al momento del despegue, este último valor según los lineamientos del proyecto de diseño debe ser de 19000lb. Hay que tener en cuenta que la ecuación anterior se ajusta a la curva en el sistema de unidades británicas. Por lo tanto, la unidad para MTOW y peso vacío es en lb. Cabe resaltar que la Tabla 6. muestra los coeficientes suponiendo que la estructura completa de la aeronave o la mayoría de sus componentes están hechos de aluminio. Por esta razón se recurre a un factor de corrección 35

para los materiales se calculó con la relación: (densidad del material de la alternativa/densidad del aluminio). La alternativa 1 está fabricada de una aleación de aluminio-litio, la alternativa 2 por lo que el factor de corrección no es necesario y la tercera alternativa está hecha de una aleación de aluminio-litio intercalado con vidrio reforzado – GLARE. De esta manera los factores de corrección para las alternativas 1, 2 y 3 son respectivamente: 2590𝑘𝑔/𝑚3

𝐹𝐶1 = 2700𝑘𝑔/𝑚3 = 0.95926 2700𝑘𝑔/𝑚3

𝐹𝐶2 = 2700𝑘𝑔/𝑚3 = 1 2600𝑘𝑔/𝑚3

𝐹𝐶1 = 2700𝑘𝑔/𝑚3 = 0.9629

(2) (3) (4)

Todas alternativas son de tipo aeronaves turboprop gemelos cuyas constantes a partir de la Tabla 6 son: a= −(8.2 )·E−7 y b=0.65. Ahora si podemos calcular el peso vacío de las alternativas despejando WE de la ecuación: Peso Alternativa 1: 𝑊𝐸1 19000𝑙𝑏

= (0.95926) · (−8.2 × 10−7 ∗ 19000𝑙𝑏 + 0.65)

(5)

𝑊𝐸1 = 11562.90085 𝑙𝑏 Peso Alternativa 2: 𝑊𝐸2 19000𝑙𝑏

= (1) · (−8.2 × 10−7 ∗ 19000𝑙𝑏 + 0.65)

(6)

𝑊𝐸2 = 12053.98 𝑙𝑏 Peso Alternativa 3: 𝑊𝐸3 19000𝑙𝑏

= (0.9629) · (−8.2 × 10−7 ∗ 19000𝑙𝑏 + 0.65)

(7)

𝑊𝐸3 = 11606.77734𝑙𝑏

36

6. Aerodinámica, máximo y mínimo ángulo de ataque de alternativas La aerodinámica en todos los aviones es lograda gracias a la curvatura de las alas hacia arriba y se basa en el principio de Bernoulli. Su cálculo se refiere a los coeficientes de sustentación, arrastre y momento, los cuales determinan las características aerodinámicas de cada aeronave. Estos coeficientes a su vez dependen del perfil alar a utilizar, del número de Reynolds estimado y del ángulo de ataque utilizado, por lo que también hay que definir un rango óptimo de ángulos de ataque que son utilizables de acuerdo a la relación entre el coeficiente de sustentación y de arrastre (Cl/Cd) existentes. En primera instancia, debemos hallar el número de Reynolds en el despegue, a una altura de 0 ft, y durante el vuelo, tomando la altura máxima de 25000 ft, ya que los coeficientes aerodinámicos son función de éste y del perfil alar utilizado. Dado que en las tres alternativas el ancho de la cuerda del perfil alar es el mismo (0.25 m), solo es necesario hallar dos números de Reynolds que serán aplicados a todas las alternativas. Número de Reynolds en despegue: 𝑅=

𝑉𝑙 𝑣

= 1086260

(8)

Donde: V (velocidad de despegue) = 61.73 m/s l (longitud característica) = 0.25 m v (viscosidad cinemática del aire a 0 ft de altura) = 1.42 𝑥10−5 𝑚2 /𝑠

Número de Reynolds en vuelo: 𝑅=

𝑉𝑙 𝑣

= 1345090

(9)

Donde: 37

V (velocidad de despegue) = 147.65 m/s l (longitud característica) = 0.25 m v (viscosidad cinemática del aire a 25000 ft de altura) = 2.72 𝑥10−5 𝑚2 /𝑠 (United States. National Oceanic, Atmospheric Administration, & United States. Air Force, 1976)

A continuación, se evalúan los coeficientes aerodinámicos de cada alternativa de acuerdo al perfil alar seleccionado. Configuración 1 En la primera alternativa fue utilizado un perfil alar Supermarine 371-II. Las gráficas que muestran los coeficientes Cl, Cd, Cl/Cd y Cm relacionados con los ángulos de ataque de este perfil para un número de Reynolds de 1000000 (cercano los calculados previamente) fueron encontradas en la página web Airfool Tool.

Ilustración 9 Número de Reynolds en el perfil alar Supermarine 371-II.

38

Ilustración 10. Relación de coeficiente de sustentación y coeficiente de arrastre parásito vs ángulo de ataque en perfil alar Supermarine 371-II

Ilustración 11. Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque en perfil alar Supermarine 371-II.

Ilustración 12. Coeficiente de arrastre parásito vs ángulo de ataque en perfil alar Supermarine 371-II.

39

Ilustración 13. Coeficiente de momento vs ángulo de ataque en perfil alar Supermarine 371-II. A partir de estas gráficas, es necesario evaluar los coeficientes aerodinámicos y ángulos de ataque para tres casos: aeronave en arranque, aeronave en despegue, y aeronave en vuelo con velocidad crucero. Aeronave en arranque Es claro que durante el arranque la idea es tener la relación más alta posible entre fuerza de sustentación y fuerza de arrastre, tal que la fuerza de sustentación sea capaz de hacer volar el avión con un resistencia del aire (arrastre) relativamente baja. Por tanto, esta relación es desglosada para ser respresantada en términos de sus coeficientes: 𝑳𝒊𝒇𝒕

𝟎.𝟓 𝝆𝒂𝒊𝒓 𝑨𝒓𝒆𝒇 𝑽𝟐 𝑪𝒍

= 𝟎.𝟓 𝝆 𝑫𝒓𝒂𝒈

𝒂𝒊𝒓 𝑨𝒓𝒆𝒇

𝑽𝟐 𝑪

𝑫

𝑪

= 𝑪𝒍

(10)

𝑫

Cabe resaltar que las áreas utilizadas, a pesar de ser diferentes por ser una el área frontal (arrastre) y la otra el área de las alas (sustentación), pueden ser tomadas como una misma área de referencia (Simons, M., & Simons, M., 1999). Tras realizar esto, podemos ver que para el 𝑪

arranque es necesaria la máxima relación 𝑪 𝒍 existente en el perfil de ala de esta alternativa. 𝑫

40

Observando la gráfica anterior, podemos ver que esta relación es máxima en 58.7, con un ángulo de ataque de 5°. Basados en el anterior ángulo, es posible determinar el coeficiente de sustentación (Cl), el cual corresponde a 0.61; el coeficiente de momento (Cm), que es -0.015, así como el coeficiente de arrastre parásito (Cdo), que resultó ser 0.01. Para hallar el coeficiente de arrastre total es necesario, es necesario adicionar a este coeficiente de arrastre parásito el coeficiente de arrastre inducido, el cual es calculado con la siguiente ecuación: 𝑪𝒅𝒊 = 𝒌𝑪𝒍 𝟐

(11)

𝑪𝒅 = 𝑪𝒅𝒐 + 𝑪𝒅𝒊

(12)

Donde el factor k depende del coeficiente de aspecto (AR) y del factor de eficiencia de la envergadura. Sus fórmulas son listadas a continuación: 𝟏

𝒌 = 𝝅(𝑨𝑹)(𝝐)

(13)

𝝐 = 𝟏. 𝟕𝟖(𝟏 − 𝟎. 𝟎𝟒𝟓(𝑨𝑹)𝟎.𝟔𝟖 ) − 𝟎. 𝟔𝟒

(14)

𝑨𝑹 =

(𝑬𝒏𝒗𝒆𝒓𝒈𝒂𝒅𝒖𝒓𝒂)𝟐 Á𝒓𝒆𝒂 𝒅𝒆 𝒍𝒂𝒔 𝒂𝒍𝒂𝒔

(15)

Contando con los datos de la envergadura (19 m) y el área de las alas (35.72 m2) de la presente alternativa, es posible realizar los cálculos de las anteriores ecuaciones, hallar el coeficiente de arrastre inducido, y a partir de este hallar el coeficiente de arrastre total. Tras cumplir dicha tarea, el coeficiente de arrastre total resultó ser de 0.026.

41

Aeronave en despegue Al despegar, especialmente para una aeronave STOL, la característica más importante es un alto ángulo de ataque, a pesar de que disminuya la relación entre el coeficiente de sustentación y el coeficiente de arrastre. Por tanto, utilizando las gráficas anteriores, es hallado el ángulo de ataque durante el despegue, que resultó ser de 8°, que implica una relación entre coeficiente de sustentación y de arrastre de . Basados en el anterior ángulo, es posible determinar el coeficiente de sustentación (Cl), el cual corresponde a 0.81; el coeficiente de momento (Cm), que es 0, así como el coeficiente de arrastre parásito (Cdo), que resultó ser 0.055. Además, la relación entre el coeficiente de sustentación y de arrastre es de 13 según las gráficas. Finalmente, con las fórmulas mostradas en el caso anterior, fue hallado el coeficiente de arrastre inducido y el total, siendo este último 0.082. Aeronave en vuelo con velocidad crucero Durante el vuelo, como se va en velocidad crucero y trayectoria lineal para mayor comodidad de los pasajeros, es importante mantener un ángulo de ataque cercano a cero, así como un coeciente de momento cercano a cero. Observando las gráficas, el punto que cumple ambas características corresponde a un ángulo de ataque de 0.5° y un coeficiente de momento de -0.02. Basados en el anterior ángulo, es posible determinar el coeficiente de sustentación (Cl), el cual corresponde a 0.2 y el coeficiente de arrastre parásito (Cdo), que resultó ser 0.0, así como la relación entre el coeficiente de sustentación y de arrastre, que es de 50, mostrando un buen rendimiento para el vuelo. Con las fórmulas mostradas en el primer caso, fue hallado el coeficiente de arrastre inducido y el total, siendo este último 0.012, confirmando un bajo coeficiente de arrastre que permita mantener un vuelo estable.

42

En la siguiente tabla se muestran los coeficientes y ángulos de ataque en cada caso de manera resumida: Aeronave en arranque

𝑪𝒍 = 𝟎. 𝟔𝟏 𝑪𝑫 = 𝟎. 𝟎𝟐𝟔

Aeronave en despegue

𝑪𝒍 𝒎𝒂𝒙 = 𝟓𝟖. 𝟕 𝑪𝑫 𝑪𝑴 = −𝟎. 𝟎𝟏𝟓 𝜶 = 𝟓°

𝑪𝒍𝒎𝒂𝒙 = 𝟎. 𝟖𝟏 𝑪𝑫𝒎𝒂𝒙 = 𝟎. 𝟎𝟖𝟐 𝑪𝒍 𝒎𝒊𝒏 = 𝟏𝟑 𝑪𝑫 𝑪𝑴 = 𝟎 𝜶𝒎𝒂𝒙 = 𝟖°

Aeronave en vuelo con velocidad crucero 𝑪𝒍𝒎𝒊𝒏 = 𝟎. 𝟐 𝑪𝑫𝒎𝒊𝒏 = 𝟎. 𝟎𝟏𝟐 𝑪𝒍 = 𝟓𝟎 𝑪𝑫 𝑪𝑴 = −𝟎. 𝟎𝟐 𝜶𝒎𝒊𝒏 = 𝟎. 𝟓°

Tabla 7. Coeficientes aerodinámicos y angulos de ataque alternativa 1. Configuración 2 En la segunda alternativa fue utilizado un perfil alar NACA 23018. Las gráficas que muestran los coeficientes Cl, Cd, Cl/Cd y Cm relacionados con los ángulos de ataque de este perfil para un número de Reynolds de 1000000 (cercano los calculados previamente) fueron encontradas en la página web Airfool Tool.

Ilustración 14 Reynolds en el perfil alar NACA 23018.

43

Ilustración 15. Relación de coeficiente de sustentación y coeficiente de arrastre parásito vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23018.

Ilustración 16. Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23018.

44

Ilustración 17. Coeficiente de arrastre parásito vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23018.

Ilustración 18. Coeficiente de momento vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23018. Contando con los datos de la envergadura (17 m) y el área de las alas (31.96 m2) de la presente alternativa y repitiendo el proceso en la anterior configuración fueron hallados los

45

coeficientes aerodinámicos y los ángulos de ataque para los tres casos, los cuales se encuentran resumidos a continuación. Aeronave en arranque

𝑪𝒍 = 𝟏. 𝟏𝟓 𝑪𝑫 = 𝟎. 𝟎𝟕𝟒 𝑪𝒍 𝒎𝒂𝒙 = 𝟖𝟒 𝑪𝑫 𝑪𝑴 = 𝟎. 𝟎𝟎𝟓 𝜶 = 𝟗°

Aeronave en despegue

𝑪𝒍𝒎𝒂𝒙 =1.5 𝑪𝑫𝒎𝒂𝒙 = 𝟎. 𝟏𝟒𝟔 𝑪𝒍 = 𝟑𝟓 𝑪𝑫 𝑪𝑴 = 𝟎. 𝟎𝟐𝟓 𝜶𝒎𝒂𝒙 = 𝟏𝟕°

Aeronave en vuelo con velocidad crucero 𝑪𝒍𝒎𝒊𝒏 = 𝟎. 𝟏𝟓 𝑪𝑫𝒎𝒊𝒏 = 𝟎. 𝟎𝟏 𝑪𝒍 𝒎𝒊𝒏 = 𝟏𝟖 𝑪𝑫 𝑪𝑴 = −𝟎. 𝟎𝟎𝟓 𝜶𝒎𝒊𝒏 = 𝟎°

Tabla 8. Coeficientes aerodinámicos y ángulos de ataque alternativa 1.

Configuración 3 En la tercera alternativa fue utilizado un perfil alar NACA 23012. Las gráficas que muestran los coeficientes Cl, Cd, Cl/Cd y Cm relacionados con los ángulos de ataque de este perfil para un número de Reynolds de 1000000 (cercano los calculados previamente) fueron encontradas en la página web Airfool Tool.

Ilustración 19 Reynolds en el perfil alar NACA 23012.

46

Ilustración 20. Relación de coeficiente de sustentación y coeficiente de arrastre parásito vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23012.

Ilustración 21. Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23012.

47

Ilustración 22. Coeficiente de arrastre parásito vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23012.

Ilustración 23. Coeficiente de momento vs ángulo de ataque en perfil alar NACA 23012.

48

Contando con los datos de la envergadura (18 m) y el área de las alas (33.84 m2) de la presente alternativa y repitiendo el proceso en la anterior configuración fueron hallados los coeficientes aerodinámicos y los ángulos de ataque para los tres casos, los cuales se encuentran resumidos a continuación.

7. Cinemática, cinética y estimación de potencia requerida en despegue y en vuelo Uno de los criterios importantes dentro de la selección de las alternativas en el diseño es el desempeño de esta, para este requerimiento es importante estimar las potencias necesarias de operación por tal motivo se hallaron potencias estimadas de operación. Se realiza un DCL sobre un avión que se encuentre sobre la pista en el momento de despegue

Ilustración 24. DCL aeronave en plano Se realizó las sumatorias de fuerzas en los ejes x-y ∑ 𝐹𝑦 = 𝐿 − 𝑁1 − 𝑁2 − 𝑊 = 0

(16)

∑ 𝐹𝑥 = 𝑇 − 𝐹𝑟1 − 𝐹𝑟2 − 𝐷 = 𝑚𝑎

(17) 49

1

(18)

1

(19)

𝐿 = 2 𝜌𝑣 2 𝐴𝐶𝐿 𝐷 = 2 𝜌𝑣 2 𝐴𝐶𝐷

Se halló la fuerza necesaria para que el avión pueda desplazarse sobre la pista 𝑇 = 𝑚𝑎 + 𝐷 + 𝜇 (𝑊 − 𝐿)

(20)

𝑃 = 𝑇𝑉𝐷𝑒𝑠𝑝

(21)

El proceso de resolución de esta estimación se automatizó en Excel y se evaluó para cada alternativa, cabe resaltar que mediante las ecuaciones de cinemática comunes se estimó una aceleración para este sistema, donde se conoce la velocidad de despegue y la distancia a recorrer, luego: 𝑉𝑓2

(22)

𝑎 = 2𝑥

Como información adicional se dice que los coeficientes de arrastre y de sustentación tienen una relación dada de la forma 𝐶𝐷 = 𝐶𝐷𝑂 + 𝐾𝐶𝐿2 Donde Cdo es obtenido de gráficas en función del ángulo de ataque del ala del avión y su perfil. Los coeficientes mencionados son calculados para cada alternativa en la sección de aerodinámica, también se asume una pista de arena, luego el coeficiente de rodadura para este caso será de 0.03 1

𝐾 = 𝜋𝜀𝐴𝑅 𝐴𝑅 =

𝐸𝑛𝑣 2 𝑆

𝜀 = 1.78(1 − 0.045(𝐴𝑅)0.68 ) − 0.64

(23) (24) (25)

Como reto a solucionar se encontraba las dimensiones del ala del avión para estimar el área para los cálculos.

50

-

Alternativa #1 La alternativa 1 presenta un perfil trapezoidal con punta triangular como se muestra a

continuación, cuyas dimensiones fueron seleccionadas y su perfil alar seleccionado para el cálculo de los coeficientes en la aerodinámica es un perfil SUPERMARINE 371-II.

𝐴=

(4.5+0.25) 7.5 2

= 17.8125 𝑚2 (26)

Como se sabe que son dos áreas, el área total es 𝑆 = 2 ∗ 𝐴 = 35.625 𝑚2 Ilustración 25. Representación de distancias del ala

(27)

Se asumió una envergadura de 19m 192

𝐴𝑅 = 35.625 = 10.133

𝜀 = 1.78(1 − 0.045(10.133)0.68 ) − 0.64 = 0.75 1

𝐾 = 𝜋(0.753)(10.133) = 0.417

(28)

(29) (30)

Para el tema de velocidades existen cálculos de manera teórica para velocidad de despegue y velocidad máxima sobre el suelo.

Ilustración 26. Representación de trayectoria de vuelo 51

Donde: 2𝑊

𝑉𝑆 = √𝜌𝑆𝐶

(31)

𝑉𝐿𝑂𝐹 = 1.2𝑉𝑆

(32)

𝐿

Sin embargo, por criterio de diseño y debido a los valores altos de velocidades calculados inicialmente para estas ecuaciones, se prefirió seleccionar las velocidades dadas en los requerimientos de diseño, establecidas de la siguiente forma: Vs = 50m/s, una velocidad VLOF = 62m/s y una velocidad de crucero variable teniendo como referencia una velocidad aproximada Potencias en instancia con rodadura Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 800 50 0,022183 0,5 3,12,E+04 1,56,E+06 6,58,E+05 8619 5244,84 9,81 1,5625 1,22 35,72 0,3 750 3,98,E+04 1,99,E+06 9,09,E+05 2,56266667 700 4,14,E+04 2,07,E+06 9,57,E+05 2,74571429 650 4,32,E+04 2,16,E+06 1,01,E+06 2,95692308 600 4,54,E+04 2,27,E+06 1,08,E+06 3,20333333 550 4,79,E+04 2,39,E+06 1,15,E+06 3,49454545 500 5,09,E+04 2,54,E+06 1,24,E+06 3,844 450 5,46,E+04 2,73,E+06 1,36,E+06 4,27111111 400 5,92,E+04 2,96,E+06 1,50,E+06 4,805 350 6,51,E+04 3,25,E+06 1,68,E+06 5,49142857 300 7,30,E+04 3,65,E+06 1,92,E+06 6,40666667 250 8,40,E+04 4,20,E+06 2,25,E+06 7,688

de 130m/s. Tabla 9. Potencia en instancia con rodadura alternativa 1.

Para el caso del despegue se le agrega la porción de la componente en peso en el ascenso con un ángulo de 6° Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 800 62 0,022183 0,5 3,140,E+04 1,947,E+06 1,230,E+06 8619 5244,84 9,81 2,4025 1,22 35,72 0 750 3,278,E+04 2,033,E+06 1,282,E+06 2,56266667 700 3,436,E+04 2,130,E+06 1,341,E+06 2,74571429 650 3,618,E+04 2,243,E+06 1,410,E+06 2,95692308 600 3,831,E+04 2,375,E+06 1,490,E+06 3,20333333 550 4,082,E+04 2,531,E+06 1,585,E+06 3,49454545 500 4,383,E+04 2,717,E+06 1,699,E+06 3,844 450 4,751,E+04 2,946,E+06 1,838,E+06 4,27111111 400 5,211,E+04 3,231,E+06 2,011,E+06 4,805 350 5,803,E+04 3,598,E+06 2,234,E+06 5,49142857 300 6,592,E+04 4,087,E+06 2,532,E+06 6,40666667 250 7,696,E+04 4,771,E+06 2,949,E+06 7,688

Tabla 10. Potencia en ascenso con ángulo de 6° alternativa 1.

52

Ahora bien, se miran las velocidades de crucero ∑ 𝐹𝑦 = 𝐿 − 𝑊 = 0

(33)

∑ 𝐹𝑥 = 𝑇 − 𝐷 = 0

(34)

1

𝑇 = 𝐷 = 2 𝜌𝑣 2 𝐴𝐶𝐷

(35)

Ilustración 27. DCL aeronave en velocidad crucero Potencia a velocidad crucero Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 130 0,022183 0,5 8,17,E+03 1,06,E+06 1,06,E+06 8619 5244,84 9,81 0 1,22 35,72 0 140 9,47,E+03 1,33,E+06 1,14,E+06 0 150 1,09,E+04 1,63,E+06 1,23,E+06 0 160 1,24,E+04 1,98,E+06 1,31,E+06 0 170 1,40,E+04 2,37,E+06 1,39,E+06 0 180 1,57,E+04 2,82,E+06 1,47,E+06 0 190 1,74,E+04 3,32,E+06 1,55,E+06 0 200 1,93,E+04 3,87,E+06 1,63,E+06 0 210 2,13,E+04 4,48,E+06 1,72,E+06 0 220 2,34,E+04 5,15,E+06 1,80,E+06 0 230 2,56,E+04 5,88,E+06 1,88,E+06 0 240 2,78,E+04 6,68,E+06 1,96,E+06 0

Tabla 11. Potencia a velocidad crucero alternativa 1. Se puede notar que esta alternativa puede llegar hasta una velocidad de 150m/s sin exceder la potencia máxima requerida, es decir con los motores trabajando cerca de su máxima eficiencia sin exceder la potencia que pueda suministrar y dando velocidad que supera la requerida por diseño la cual es 130m/s. Tras calcular la potencia en las diferentes condiciones del avión, la mayor potencia teórica requerida es de 1950 kW en esta opción. Para seleccionar un motor turbohélice apropiado primero debemos hallar la potencia de diseño, multiplicando la teórica por un factor de servicio apropiado: 𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝑑𝑖𝑠𝑒ñ𝑜 =

𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑡𝑒ó𝑟𝑖𝑐𝑎∗𝐹.𝑆 𝜂

(36)

53

Donde el factor de servicio y la eficiencia se asumen de 1.15 y 0.8, respectivamente. Tras realizar dicho calculo, la potencia de diseño resultó ser 2804 kW. Con este valor, son seleccionados dos motores turboprop PW 121 de la compañía Pratt & Whitney Canadá, los cuales cuentan cada uno con una potencia nominal de 1454 kW. -

Alternativa #2 Las ecuaciones que rigen este modelo son las mismas usadas en la alternativa #1, luego

solamente se recalcularán los datos que sean necesarios, como las dimensiones del ala y los coeficientes por perfiles. La alternativa 2 presenta un perfil trapezoidal con punta triangular como se muestra a continuación, cuyas dimensiones fueron seleccionadas y su perfil alar seleccionado para el cálculo de los coeficientes en la aerodinámica es un perfil NACA 23018-IL.

𝐴=

(4.3+0.25) 7 2

= 15.925 𝑚2

(37)

Como se sabe que son dos áreas, el área total es 𝑆 = 2 ∗ 𝐴 = 31.85𝑚2

(38)

Se asume una envergadura de 17m Ilustración 28. Representación alar segunda alternativa

𝐴𝑅 =

172 31.85

𝜀 = 1.78(1 − 0.045(9.0737)0.68 ) − 0.64 = 0.7811 1

𝐾 = 𝜋(0.7811)(9.0737) = 0.0449

= 9.0737

(39)

(40) (41)

54

A continuación, se adjuntan los resultados. Potencia en instancia con rodadura Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl 800 50 0,04837638 750 700 650 600 550 500 450 400 350 300 250

Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 0,9 2,81,E+04 1,40,E+06 6,93,E+05 8619 5467,59 9,81 1,5625 1,22 31,85 0,3 2,90,E+04 1,45,E+06 7,22,E+05 1,66666667 3,00,E+04 1,50,E+06 7,55,E+05 1,78571429 3,12,E+04 1,56,E+06 7,92,E+05 1,92307692 3,26,E+04 1,63,E+06 8,36,E+05 2,08333333 3,42,E+04 1,71,E+06 8,88,E+05 2,27272727 3,61,E+04 1,81,E+06 9,50,E+05 2,5 3,85,E+04 1,93,E+06 1,03,E+06 2,77777778 4,15,E+04 2,08,E+06 1,12,E+06 3,125 4,54,E+04 2,27,E+06 1,24,E+06 3,57142857 5,05,E+04 2,53,E+06 1,41,E+06 4,16666667 5,77,E+04 2,88,E+06 1,63,E+06 5

Tabla 12. Potencia en instancia con rodadura alternativa 2.

Para el despegue Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl 800 62 0,04837638 750 700 650 600 550 500 450 400 350 300 250

Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 0,9 4,19,E+04 2,60,E+06 1,73,E+06 8.619 5.468 9,81 2,4025 1,22 31,85 0 4,33,E+04 2,68,E+06 1,78,E+06 2,56266667 4,49,E+04 2,78,E+06 1,85,E+06 2,74571429 4,67,E+04 2,89,E+06 1,92,E+06 2,95692308 4,88,E+04 3,03,E+06 2,00,E+06 3,20333333 5,13,E+04 3,18,E+06 2,10,E+06 3,49454545 5,43,E+04 3,37,E+06 2,22,E+06 3,844 5,80,E+04 3,60,E+06 2,36,E+06 4,27111111 6,26,E+04 3,88,E+06 2,54,E+06 4,805 6,85,E+04 4,25,E+06 2,78,E+06 5,49142857 7,64,E+04 4,74,E+06 3,09,E+06 6,40666667 8,75,E+04 5,42,E+06 3,52,E+06 7,688

Tabla 13. Potencia en ascenso con ángulo de 6° alternativa 2.

Para la velocidad crucero Potencia a velocidad crucero Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl 110 0,04837638 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220

Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 0,9 1,14,E+04 1,25,E+06 1,25,E+06 8619 5467,59 9,81 0 1,22 31,85 0 1,35,E+04 1,62,E+06 1,62,E+06 0 1,59,E+04 2,06,E+06 2,06,E+06 0 1,84,E+04 2,58,E+06 2,58,E+06 0 2,11,E+04 3,17,E+06 3,17,E+06 0 2,41,E+04 3,85,E+06 3,85,E+06 0 2,72,E+04 4,62,E+06 4,62,E+06 0 3,05,E+04 5,48,E+06 5,48,E+06 0 3,39,E+04 6,45,E+06 6,45,E+06 0 3,76,E+04 7,52,E+06 7,52,E+06 0 4,14,E+04 8,70,E+06 8,70,E+06 0 4,55,E+04 1,00,E+07 1,00,E+07 0

Tabla 14. Potencia a velocidad crucero alternativa 2.

55

Para esta alternativa además de tener potencias muy elevadas la máxima velocidad crucero que puede alcanzar es de 130m/s la cual es la velocidad requerida de diseño. Tras calcular la potencia en las diferentes condiciones del avión, la mayor potencia teórica requerida es de 2600 kW en esta opción. Para seleccionar un motor turbohélice apropiado primero debemos hallar la potencia de diseño, multiplicando la teórica por un factor de servicio apropiado: 𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝑑𝑖𝑠𝑒ñ𝑜 =

𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑡𝑒ó𝑟𝑖𝑐𝑎∗𝐹.𝑆 𝜂

(42)

Donde el factor de servicio y la eficiencia se asumen de 1.15 y 0.8, respectivamente. Tras realizar dicho calculo, la potencia de diseño resultó ser 3738 kW. Con este valor, son seleccionados dos motores turboprop PW 127G de la compañía Pratt & Whitney Canadá, los cuales cuentan cada uno con una potencia de 1973 kW. -

Alternativa #3 Las ecuaciones que rigen este modelo son las mismas usadas en la alternativa #1, luego

solamente se recalcularán los datos que sean necesarios, como las dimensiones del ala y los coeficientes por perfiles. La alternativa 3 presenta un perfil trapezoidal con punta triangular como se muestra a continuación, cuyas dimensiones fueron seleccionadas y su perfil alar seleccionado para el cálculo de los coeficientes en la aerodinámica es un perfil NACA 23012-IL.

56

𝐴=

(4.45+0.25) 7.2 2

= 16.92 𝑚2

(43)

Como se sabe que son dos áreas, el área total es 𝑆 = 2 ∗ 𝐴 = 33.84𝑚2

(44)

Se asume una envergadura de 18m Ilustración 29. Representación alar de la alternativa 3

182

𝐴𝑅 = 33.84 = 9.5744

𝜀 = 1.78(1 − 0.045(9.5744)0.68 ) − 0.64 = 0.7677 1

(45)

(46) (47)

𝐾 = 𝜋(0.7677)(9.5744) = 0.0433 A continuación, se adjuntan los resultados. Potencias en instancia con rodadura

Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 800 59 0,032447046 0,72 3,093,E+04 1,825,E+06 8,118,E+05 8619 5264,74 9,81 2,175625 1,22 33,84 0,3 750 3,218,E+04 1,899,E+06 8,568,E+05 2,32066667 700 3,361,E+04 1,983,E+06 9,083,E+05 2,48642857 650 3,526,E+04 2,080,E+06 9,677,E+05 2,67769231 600 3,718,E+04 2,194,E+06 1,037,E+06 2,90083333 550 3,945,E+04 2,328,E+06 1,119,E+06 3,16454545 500 4,218,E+04 2,489,E+06 1,217,E+06 3,481 450 4,551,E+04 2,685,E+06 1,337,E+06 3,86777778 400 4,968,E+04 2,931,E+06 1,488,E+06 4,35125 350 5,504,E+04 3,247,E+06 1,681,E+06 4,97285714 300 6,218,E+04 3,669,E+06 1,938,E+06 5,80166667 250 7,218,E+04 4,259,E+06 2,299,E+06 6,962

Tabla 15. Potencia en instancia con rodadura alternativa 3. Para el despegue Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 800 62 0,032447046 0,72 3,212,E+04 1,991,E+06 1,279,E+06 8619 5264,74 9,81 2,4025 1,22 33,84 0 750 3,350,E+04 2,077,E+06 1,331,E+06 2,56266667 700 3,508,E+04 2,175,E+06 1,391,E+06 2,74571429 650 3,690,E+04 2,288,E+06 1,460,E+06 2,95692308 600 3,902,E+04 2,419,E+06 1,540,E+06 3,20333333 550 4,153,E+04 2,575,E+06 1,635,E+06 3,49454545 500 4,454,E+04 2,762,E+06 1,749,E+06 3,844 450 4,823,E+04 2,990,E+06 1,888,E+06 4,27111111 400 5,283,E+04 3,275,E+06 2,063,E+06 4,805 350 5,874,E+04 3,642,E+06 2,287,E+06 5,49142857 300 6,663,E+04 4,131,E+06 2,586,E+06 6,40666667 250 7,768,E+04 4,816,E+06 3,004,E+06 7,688

57

Tabla 16. Potencia en ascenso con ángulo de 6° alternativa 3.

Para la velocidad crucero Potencia a velocidad crucero Dist. Desp. (m) V. Max. Plano (m/s) Cd Cl Thrust (N) Potencia (W) Pot vacio (W) Masa total(kg) Masa vacio (kg) g (m/s2) Aceleración rho del aire (kg/m3) Área de alas (m2) Coef. Rod. 2770000 120 0,032447046 0,72 9,645,E+03 1,157,E+06 1,157,E+06 8619 5264,74 9,81 0 1,22 33,84 0 130 1,132,E+04 1,472,E+06 1,472,E+06 0 140 1,313,E+04 1,838,E+06 1,838,E+06 0 150 1,507,E+04 2,261,E+06 2,261,E+06 0 160 1,715,E+04 2,743,E+06 2,743,E+06 0 170 1,936,E+04 3,291,E+06 3,291,E+06 0 180 2,170,E+04 3,906,E+06 3,906,E+06 0 190 2,418,E+04 4,594,E+06 4,594,E+06 0 200 2,679,E+04 5,358,E+06 5,358,E+06 0 210 2,954,E+04 6,203,E+06 6,203,E+06 0 220 3,242,E+04 7,132,E+06 7,132,E+06 0 230 3,543,E+04 8,149,E+06 8,149,E+06 0

Tabla 17. Potencia a velocidad crucero alternativa 3.

Para esta alternativa cuyas potencias son similares a la alternativa #1 se logra una velocidad crucero aproximada de 140m/s, lo que supera las expectativas de diseño. Tras calcular la potencia en las diferentes condiciones del avión, la mayor potencia teórica requerida es de 1991 kW en esta opción. Para seleccionar un motor turbohélice apropiado primero debemos hallar la potencia de diseño, multiplicando la teórica por un factor de servicio apropiado: 𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑑𝑒 𝑑𝑖𝑠𝑒ñ𝑜 =

𝑃𝑜𝑡𝑒𝑛𝑐𝑖𝑎 𝑡𝑒ó𝑟𝑖𝑐𝑎∗𝐹.𝑆 𝜂

(48)

Donde el factor de servicio y la eficiencia se asumen de 1.15 y 0.8, respectivamente. Tras realizar dicho calculo, la potencia de diseño resultó ser 2863 kW. Con este valor, son seleccionados dos motores turboprop PW 121 de la compañía Pratt & Whitney Canadá, los cuales cuentan cada uno con una potencia de 1454 kW.

58

A continuación, se muestran la tabla de la cual fueron extraídos los datos de potencia de cada motor escogido (Hosking, E., Kenny, D. P., Mccormick, R. I., Moustapha, S. H., Sampath, P., & Smailys, A. A., 1998).

Tabla 18. Catalogo motores tipo Turboprop de la empresa Pratt & Whitney Canada 8. Estimación de costos Los costos de las alternativas fueron estimados teniendo encuenta algunos de los componentes que se consideran como los principales para cada alternativa y sus respectivos precios, estos valores fueron extraidos de productos aereos distribuidos por la empresa estadounidense “Aircraft Spruce & Specialty Co”. Ademas tambien se tuvieron encuenta los costos de otros sitemas, partes y componentes de las aereonaves como por ejemplo el sistema de transmisión, el sistema hidráulico, tuberias, cavidades, sistema electrico, entre otras de las alternativas 1, 2 y 3; estos valores fueron estimados a partir de los precios de las componentes de

59

las aereonaves LT-410 Turboled, Dornier DO-228 y Beechcraft 1900 respectivamente. Finalmente se sumaron todos los precios y el costo de cada una de las alternativas está evidenciado en las siguientes tablas: COMPONENTES MOTOR x 2 RUEDAS FRENOS BATERÍA FLAPERONS(ALERONES CON FLAPS) X4 silla x21 SUBTOTAL DE COMPONENTES Otros sistemas, partes y componentes TOTAL

ALTERNATIVA 1 motor turboprop PW121 Pratt & Whitney KIT DE RUEDAS Y FRENOS Sistema de freno hidráulico BX-1000 Black max Firewall mounted battery box Aleiron skin kit Cojín noral del asiento con respaldo (tipo A)

$ $ $ $ $ $ $ $ $

4.455.007,26 182.633.715,90 1.430.535,20 2.691.348,50 7.843.279,20 5.616.546,39 204.670.432,45 19.218.544.567,55 19.423.215.000,00

$ $ $ $ $ $ $ $ $

5.056.202,00 7.775.452,10 119.468,19 1.415.119,95 4.723.232,60 2.308.125,33 21.397.600,17 13.852.327.399,83 13.873.725.000,00

$ $ $ $ $ $ $ $ $

4.455.007,26 10.858.502,10 844.755,70 1.415.119,95 5.549.490,00 3.269.574,63 26.392.449,64 15.388.857.550,36 15.415.250.000,00

Tabla 19. Costos alternativa 1.

COMPONENTES MOTOR x 2 RUEDAS FRENOS BATERÍA FLAPERONS(ALERONES CON FLAPS) X4 silla x21 SUBTOTAL DE COMPONENTES Otros sistemas, partes y componentes TOTAL

ALTERNATIVA 2 motor turboprop PW127 Pratt & Whitney Cleveland Wheel & Brake Chrome kit 199-60a Conjunto de freno Azusa 2272A Firewall mounted battery box Flap Skin kit Professional Security Seat

Tabla 20. Costos alternativa 2.

COMPONENTES MOTOR x 2 RUEDAS FRENOS BATERÍA FLAPERONS(ALERONES CON FLAPS) X4 silla x21 SUBTOTAL DE COMPONENTES Otros sistemas, partes y componentes TOTAL

ALTERNATIVA 3 motor turboprop PW121 Pratt & Whitney Cleveland Wheel & Brake Chrome kit 199-60a Hegar 6 inch brake assembly kit without wheels Firewall mounted battery box Flap Skin kit High back molded plastic seat

Tabla 21. Costos alternativa 3. 9. Selección de la alternativa más adecuada (AHP) Para poder seleccionar la alternativa a diseñar conceptualmente se hizo uso del método AHP. Habiendo realizado cada uno de los pasos de este proceso, se puede evidenciar en la 60

siguiente tabla la alternativa que predomina por criterio. Asimismo, el lector puede denotar las razones de consistencia para cada matriz donde se evaluaron las alternativas. Se puede concluir de cada una de estas que las evaluaciones que se hizo por criterio se encuentran dentro del rango de consistencia aceptado. Cabe resaltar que la mayoría de las razones de consistencia son 0, por lo que la evaluación de las alternativas en estos criterios fue completamente consistente. Alternativa

Costos inicial

Seguridad

Maniobrabilidad

Desempeño

Opción 1 Opción 2 Opción 3 Razón de consistencia

0,082 0,602 0,315

0,455 0,091 0,455

0,714 0,143 0,143

0,568 0,098 0,334

0,001887647

0,000

0,000

0,023

Ergonomía y estetica 0,677 0,192 0,131 0,091

Mantenimiento 0,130 0,435 0,435 0,000

Tabla 22. Peso de las alternativas por criterio y razones consistencias.

A continuación, se muestra en la tabla cual fue el peso de cada criterio a tener en cuenta en la selección de la alternativa a diseñar. Peso de los criterios Costos inicial 5% Seguridad 39% Maniobrabilidad 12% Desempeño 16% Ergonomía y estetica 3% Mantenimiento 25%

RC

0,05921

Tabla 23. Peso de los criterios y razón de consistencia de la matriz de todos los criterios.

-

Costo inicial Los aspectos para tener en cuenta en la evaluación de los costos es el costo total de los

componentes en donde se asume que el costo del montaje de la aeronave es el mismo.

61

Para la primera alternativa se obtuvo un costo de 19.423.215.000 COP, para la segunda alternativa se obtuvo un costo de 13.873.725.000 COP, y, por último, el costo de la tercera alternativa es de 15.415.250.000 COP. De acuerdo con los parámetros y al momento de comparar las alternativas, se obtuvo que la alternativa con mejor puntaje es el número dos, seguida de la alternativa 3 y por último la alternativa 1. -

Seguridad Los aspectos para tener en cuenta para determinar qué tan seguro es la operación de las

alternativas en cuestión, que son el sistema de control con el cual contará cada alternativa, también se tiene en cuanta la presurización de cada alternativa y la disponibilidad de elementos de seguridad para los pasajeros, carga y tripulación. Para la primera alternativa se tiene en cuenta de que posee el sistema de control adaptativo tipo INDI y un sistema de presurización tipo CPC que funcionan de manera alternativa; por otro lado, esta alternativa contará con los elementos de seguridad para los pasajeros y los pilotos y también para la carga. Por otro lado, para la segunda alternativa se utilizará el sistema de control y presurización similar al de la primera alternativa, sin embargo, los elementos de seguridad solo se tendrán para los pasajeros y para la carga. Por último, para alternativa 3, contará con los mismos sistemas de control y elementos de seguridad que la alternativa. De acuerdo con los parámetros de seguridad y al realizar una comparación entre lo que contiene cada alternativa, se determinó que tanto la alternativa 1 como la 3 tuvieron la misma puntuación debido a que cumplen a cabalidad con los parámetros, sin embargo, la alternativa 2

62

recibió menor puntuación debido a que esta no tiene disponibles elementos de seguridad para la tripulación. -

Maniobrabilidad El aspecto a tener en cuenta para evaluar la maniobrabilidad de la aeronave es de acuerdo

al tipo de sistema y su eficiencia a su respuesta cuando el piloto accione el sistema de dirección. Para la primera alternativa se utilizará un sistema de dirección tipo fowler flaps con alerones tipo diferencial el cual tiene un 25% más de eficiencia con respecto a los flaps convencionales, además, el fowler flap proporciona mucha mayor curvatura y superficie alar al desplazarse totalmente hacia la parte exterior del ala, por otro lado, el alerón de tipo diferencial utiliza los movimientos de las alas al subir y al bajar para compensar la guiñada adversa. Para la segunda alternativa utiliza flaperones y roll spoilers, este se caracteriza por ser más fácil de fabricar, sin embargo, poseen una eficiencia regular. Y, por último, la tercera alternativa tiene un sistema de dirección similar a la propuesta en la alternativa 2. De acuerdo con los parámetros a evaluar para la maniobrabilidad y al momento de comparar cada una de las alternativas, la alternativa con mejor puntuación en maniobrabilidad es la alternativa 1, mientras que la alternativa 2 y 3 tienen una misma puntuación debido a que tienen una configuración similar. -

Desempeño Los aspectos a tener en para la evaluación de esta alternativa es la potencia de diseño de

cada una las alternativas. Para la primera alternativa tiene una potencia de diseño 2804 kW, la segunda alternativa tiene una potencia de 3738 kW y la tercera alternativa tiene una potencia 2863 kW.

63

De acuerdo con los parámetros a evaluar el desempeño y al momento de comparar cada una de las alternativas se obtuvo que la alternativa con mejor puntuación es la alternativa1, seguida por la alternativa 2 y por último, la alternativa 3. -

Ergonomía y estética Los parámetros para tener en cuenta para evaluar la ergonomía y el estético son el aspecto

de la aeronave y la ergonomía de los asientos tanto para los pilotos como los pasajeros. Para la primera alternativa los asientos de los pilotos serán de cuero lo que permite el confort de los pilotos y para los pasajeros se utilizarán asientos reclinables que permiten el confort de los mismos. Con respecto al aspecto del avión, este se puede observar en la figura (valentino pon el número). Por otro lado, para la segunda alternativa los asientos para los pilotos y los pasajeros son rectos lo que genera incomodidades y el aspecto se puede ver en la figura. Por último, para la tercera alternativa tendrá una configuración similar a la primera alternativa. Al tener en cuenta los parámetros seleccionados y al comparar cada alterativa, se obtiene que la alternativa con mayor puntuación es la primera, luego, sigue la segunda alternativa y por último la tercera alternativa. -

Mantenimiento Los parámetros a tener en cuenta para evaluar el mantenimiento serán los costos por hora

de operación de la aeronave con el fin de saber cuál es la más rentable de todas. Para la primera alternativa se estimó un valor de costo por hora de unos 3000 USD/hora; por otro lado, para la alternativa 2 el costo por hora es de 2500 USD/hora; y, por último, el costo por hora de la alternativa 3 es de 2500 USD/hora.

64

Al tener en cuenta los parámetros seleccionados y al comparar cada alternativa, se obtuvo que la mejor puntuación es para la alternativa 2 y 3, y que la alternativa con menor puntuación es la primera alternativa. En conclusión, la alternativa ganadora fue la primera con un 41.37% porque está a pesar de que es la alternativa más costosa respecto al mantenimiento y costo inicial, es la más segura porque cuenta con sistemas apropiados para el control, presurización y aditamentos de seguridad para carga y pasajeros; y tiene una excelente maniobrabilidad; también esta es la que menor potencia requiere y es ergonómica y estética a la vista. En segundo lugar, está la alternativa 3 con un 37.52% que es una alternativa que es igual de segura que la primera, pero es poco estética y maniobrable, sin embargo, sus costos tanto de operación e iniciales son bajos. En el último lugar, se encuentra la alternativa 2 con un 21.10 % porque es una alternativa económica a nivel de costos, pero es poco segura, difícil de maniobrar y poco ergonómica.

Alternativas Alternativa 1 Alternativa 2 Alternativa 3

Costos inicial

Seguridad

0,003991231 0,178785483 0,02918053 0,035757097 0,01526297 0,178785483

Maniobrabilidad 0,086551704 0,017310341 0,017310341

Ergonomía y Mantenimiento estetica 0,089471497 0,022909906 0,032042306 0,01547037 0,006516367 0,106807687 0,052613517 0,004425486 0,106807687

Desempeño

Total (%) 41,37521253 21,10423917 37,5205483

Tabla 24. Peso de cada alternativa para su selección.

65

10. Conclusiones A manera de conclusión, se afirma que los objetivos planteados al inicio de este informe han sido cumplidos, en donde se utilizaron los métodos diseño y selección, una alternativa de una aeronave de tipo STOL que cumple con los parámetros de diseño propuestos por el grupo de ingeniería y la Fuerza Aérea Colombiana. La alternativa ganadora tuvo muy en cuenta los criterios de selección y los requerimientos de diseño estipulados por el cliente y el grupo de ingeniería.

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11. Referencias Aircraft Spruce catalog. (2010, 7 noviembre). Recuperado 24 marzo, 2019, de https://www.aircraftspruce.com/categories/aircraft_parts/ap/menus/ap/cessna_horizontalparts.ht ml Avendaño, Diego. (2011). Investigación sobre perfiles aerodinámicos de aeronaves utilitarias para un rango amplio de operaciones. Instituto politécnico nacional. Beyer, Y., Kuzolap, A., Steen, M., Diekmann, J. H., & Fezans, N. (2018). Adaptive Nonlinear Flight Control of STOL-Aircraft Based on Incremental Nonlinear Dynamic Inversion. In 2018 Modeling and Simulation Technologies Conference (p. 3257). Carmona, A. I. (2015). Aerodinámica y actuaciones del avión. Ediciones Paraninfo, SA. Castro, Armando (2014). Dinámica básica de aviones para ingenieros - Con un ejemplo de diseño conceptual. ResearchGate. Hall, N. (2015, 5 mayo). Effect of Size on Drag. Recuperado 25 marzo, 2019, de https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/sized.html Hauser, J., Sastry, S., & Meyer, G. (1992). Nonlinear control design for slightly nonminimum phase systems: Application to V/STOL aircraft. Automatica, 28(4), 665-679. Hosking, E., Kenny, D. P., Mccormick, R. I., Moustapha, S. H., Sampath, P., & Smailys, A. A. (1998, May). The PW lOO Engine: 20 Years of Gas Turbine Technology Evolution. In Proceedings of the RTO AVT Symposium on Design Principles and Methods for Aircraft Gas Turbine Engines. Toulouse, France (pp. 11-15). Kappus (1971). U.S. Patent No. 3618875. Washington, DC: U.S. Patent and Trademark Office.

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Energía ( Potencia entregada por motores)

Información (Avance, retroceso, cambio de direccion , frenado)

Generar fuerza de empuje necesaria

Garantizar buenas condiciones de despegue y aterrizaje con la colocación del tren Soportar la carga de impacto al aterrizaje Amortiguar avión al aterrizar

Absorber energía en el aterrizaje y movilizarlo en tierra

utilizar energía eléctrica almacenada para motores eléctricos

Almacenar energía electrica

Accionar el sistema de retracción Almacenar las ruedas en el vuelo Controlar movimiento de alabeo del avión

Proveer energía al sistema del tren de aterrizaje

Permitir un mayor ángulo de ataque en el avión

Accionar la dirección del avión en Proceso tierra

Garantizar estabilidad durante el vuelo

Controlar fuerzas de impacto

Direccionar movimiento en vuelo

Controlar movimiento de cabeceo Frenar el avión al aterrizar Movilizar los frenos en tierra

Controlar sistemas de dirección de alas, empenaje y elementos Controlar presurización

Garantizar presurización dentro de la aereonave

Proporcionar condiciones adecuadas a los pasajeros y carga

Garantizar ire acondiconado apto en la aereonave Organizar correctamente los asientos en el avión garantizar comfort a pasageros y tripulación

Soportar elementos del avión Personas y Carga en una posicion inicial

poseer una estructura que abarcar a los pasajeros y carga

Permitir acceso de la tripulación al avión Lanzar carga y paracaidistas

Energía desperdiciada (Vibraciones, calentamiento de partes, etc.)

controlar la Aereonave

Personas y Carga en una posicion final