Diseño avión

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Diseño avión

  1. 1. Calculo de Aviones ´Author: Guillem BorrellRevision: 0.9Copyright: Este documento es de dominio p´blico salvo las figuras. u ´ Indice de contenidos0. Cuestiones preliminares Objetivo de la asignatura Bibliograf´ ıa Anteproyecto de Avi´n o Para aprobar la asignatura...1. Concepto y contenido de la asignatura El proyecto de un avi´n. Fases del proyecto o Certificaci´n o2. Aspectos econ´micos o Factores que influyen en la adquisici´n de un avi´n o o Econom´ del avi´n ıa o Actuaciones del avi´n o Fabricante Otros factores Costes asociados a la explotaci´n de un avi´n comercial para una l´ o o ınea a´rea e DOC Contribuciones Criterios de Reducci´n o Factores que reducen el DOC Precio del avi´n o3. Configuraci´n general de un avi´n de transporte subs´nico o o o Introducci´n o Fuselaje Ala Ala alta Ala media Ala baja 1
  2. 2. Efecto de la localizaci´n del ala o Configuraci´n interior o Seguridad Actuaciones y condiciones de vuelo Aspectos estructurales Planta propulsora Selecci´n del tipo o Selecci´n del n´mero de motores o u Posici´n de los motores o Selecci´n final del motor o Superficies de cola Tren de Aterrizaje4. Arquitectura de Aviones Introducci´n o Arquitectura del Fuselaje Prop´sito o Cargas sobre el fuselaje Estructura b´sica a Arquitectura del ala Revestimiento Largueros Costillas Tanques de combustible Arquitectura de la cola Cola convencional Cola en T5. Dise˜o del fuselaje n Introducci´n o Disposici´n de la cabina en aviones de transporte o Dise˜o en planta de las cabinas n Accesos, evacuaci´n y servicios del avi´n en tierra o o Dimensionado6. Polar del avi´n o Introducci´n o Terminolog´ de la resistencia aerodin´mica ıa a C´lculo Pr´ctico de CD0 a a C´lculo pr´ctico de ϕ a a Reducci´n de la resistencia aerodin´mica o a Reducci´n del CD0 o7. Actuaciones en vuelo horizontal 2
  3. 3. Condiciones de Crucero Coeficiente de sustentaci´n ´ptimo para vuelo horizontal o o Variaci´n del cj con el Mach de vuelo o Empuje necesario para el crucero8. Actuaciones en pista y en subida Estimaci´n de la distancia de despegue o M´todo para la estimaci´n de la distancia de despegue e o Aterrizaje Actuaciones en subida9. Pesos del avi´n o Introducci´n o Estimaci´n inicial de los pesos del avi´n o o Carga de pago Peso vac´ operativo ıo Peso de combustible Estimaci´n del peso de combustible para reservas o10. Dimensionado inicial Punto de dise˜o n Criterios para seleccionar el punto de dise˜o n Dimensionado del ala Superficies de cola Disposici´n del tren de aterrizaje o11. Diagrama de pesos-alcances Obtenci´n del diagrama PL-R o Utilidad del diagrama PL-R12. Dise˜o de alas en r´gimen subs´nico n e o Introducci´n o Actuaciones del avi´n o Comportamiento ante r´fagas a Entrada en p´rdida de perfiles y alas e Propiedades de los perfiles frente a la p´rdida e Entrada en p´rdida del ala e Comportamiento en subs´nico alto o Comportamiento de perfiles Efecto de la flecha en el ala Bataneo13. Selecci´n de par´metros geom´tricos del ala o a e Forma en planta del ala 3
  4. 4. Alargamiento Espesor Relativo Par´metro de estrechamiento λ a Par´metro de torsi´n θ a o14. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando en el ala Consideraciones generales Dispositivos hipersustentadores Flap de intrad´s o split flap o Flap simple Flap Fowler Flaps ranurados Elecci´n del dispositivo hipersustentador o Dispositivos hipersustentadores de borde de ataque Comportamiento aerodin´mico a Alerones Spoilers15. Distribuci´n de pesos y centrado o Introducci´n o Flexibilidad y restricciones en la posici´n de la carga de pago o Pasajeros Mercanc´ıas Combustible Efecto de la disposici´n general o Centrado del avi´n o16. Superficie horizontal de cola Funciones Estabilidad est´tica longitudinal a18. Cargas del tren sobre las pistas Introducci´n o Tipos de pistas M´todo LCN/LCG e M´todo ACN/PCN e19. Tren de aterrizaje Introducci´n o Disposici´n del tren de aterrizaje o20. Seguridad en la aviaci´n o Introducci´n o Accidentes e incidentes 4
  5. 5. Segurdad en la aviaci´n o Prevenci´n de accidentes o Investigaci´n de accidentes o A. Par´metros caracter´ a ısticos de alas B. Pr´cticas de laboratorio a C. Preguntas t´ ıpicas de examen0. Cuestiones preliminaresObjetivo de la asignaturaCapacitar a losalumnos para llevar a cabo dise˜o preliminar de aviones de transporte, con especial natenci´n al desarrollo de la configuraci´n y la aeronavegabilidad. La asignatura se centrar´ en el ´mbito o o a ade los aviones de transporte de pasajeros. Las fases principales del dise˜o de un avi´n son por orden cronol´gico: n o o 1. Dise˜o conceptual n 2. Dise˜o preliminares n 3. Dise˜o detallado n Esta asignatura se centra en el dise˜o conceptual y el preliminar sin llegar al dise˜o detallado. En n nesta fase el desarrollo de la configuraci´n se centra en el aspecto externo del avi´n y el dise˜o para o o ncumplir los requisitos del proceso de certificaci´n (aeronavegabilidad). oBibliograf´ ıaHay dos t´ ıtulos principales:Roskam, J. Airplane Design (1985). Es una enciclopedia del c´lculo de aviones. No se para a a justificar las f´rmulas, s´lo pretende ser un manual. o oTorenbeek. E. Synthesis of Subsonic Airplane Design. (1976). Se parece m´s a un libro de a texto que el Roskam pero la tipograf´ es muy deficiente y algunas veces se va por las ramas. ıa Adem´s, como informaci´n adicional las siguientes revistas merecen la pena. a o • Aviation Week and Space Technology • Flight International. • AIAA Journal • Journal of Aircraft. Las dos primeras son divulgativas y tienen inter´s para el anteproyecto. Las dos siguientes son m´s e acient´ ıficas y no tan utiles. ´ 5
  6. 6. Anteproyecto de Avi´n oExiste la posibilidad de realizar un trabajo voluntario, un anteproyecto del dise˜o de un avi´n. Es un n otrabajo voluntario que puede ser realizado de dos formas distintas. 1. En grupos de cuatro a seis personas. Debe ser entregado antes de las 13:0 horas del 20 de Diciembre, ampliable al 9 de Enero a la misma hora previa petici´n del grupo. o 2. De forma individual (si lo desea) para los alumnos que quieran hacer el proyecto de avi´n o como PFC. El proyecto har´ media con la nota del examen final en la nota de la asignatura, siempre para sumar ay siempre en el caso que se haya aprobado el examen. Al final del guion de la asignatura se encuentra una referencia de c´mo realizar las tablas de aviones osemejantes, parte importante del anteproyecto.Para aprobar la asignatura... • Es necesario haber realizado y superado las pr´cticas de laboratorio a • Aprobar el examen final, para lo que se requiere: – Figurar en las actas – Superar la puntuaci´n m´ o ınima de todas las preguntas (normalmente de 3 puntos) Los errores graves pueden puntuar negativamente. La colecci´n de problemas de la asignatura o contiene problemas de ex´menes recientes que pueden servir como referencia. a1. Concepto y contenido de la asignaturaEl proyecto de un avi´n. Fases del proyecto o El comienzo del proyecto de un avi´n surge por demanda de un cliente o por un estudio de mercado oelaborado por la propia empresa. Los fabricantes forman entonces un grupo de tabajo o grupo deproyecto para elaborar el avi´n. El proceso de dise˜o consta de tres fases: o nDise˜ o conceptual A cargo de une quipo peque˜o de la oficina de proyectos que establece un m´ n n ınimo de especificaciones iniciales y configuraciones posibles. Es un proceso creativo que culmina con un espacio de configuraciones posibles con nula o pobre precisi´n en los resultados. oDise˜ o preliminar Es un proceso de optimizaci´n de los resultados obtenidos durante el dise˜o con- n o n ceptual. Es durante este proceso cuando se escoge una de las posibles configuraciones que ser´ la a 6
  7. 7. definitiva del avi´n, es lo que se conoce como configuraci´n congelada. Una vez dado este paso se o o espera que el contratista la acepte o se produzca una buena acogida por parte del mercado. Desde el inicio del dise˜o conceptual hasta la configuraci´n final pueden pasar de tres a varios a˜os. n o nAceptaci´n del mercado La aceptaci´n del mercado se expresa mediante las reservas de compra que o o se produzcan. El ´xito del proyecto depende de las ventas del avi´n, si no hay una buena acogida e o al proyecto por parte del mercado no se sigue con ´l. Si se llega a la cantidad necesaria de reservas e se pasa al proceso de dise˜o detallado en el que se concreta la precisi´n hasta el nivel de la pieza. n oCertificaci´n oUna vez se ha cerrado el dise˜o del avi´n ha de lograr un certificado de tipo, una garant´ que el proyecto n o ıaes v´lido, que el avi´n no va a presentar problemas. Para lograrlo se somete a uno o varios prototipos a oa pruebas de todo tipo durante dos o tres a˜os. Sin el certificado no se puede iniciar el proceso de nfabricaci´n. Este proceso puede durar unos 2-3 a˜os. o n2. Aspectos econ´micos oFactores que influyen en la adquisici´n de un avi´n o oEconom´ del avi´n ıa oCostes totales de operaci´n del avi´n, ya sean relacionados o no con su uso. o oActuaciones del avi´n oLas caracter´ ısticas m´s importantes para una compa˜´ a´rea son: a nıa e • Diagrama PL-R • Velocidad de crucero • Actuaciones en campo Capacidad de vuelo con un motor parado (EROPS). En el caso de tratarse de un avi´n bimotor oes muy importante la certificaci´n ETOPS. ETOPS significa Extended-range Twin-engine Operation oPerformance Standards. Es el tiempo m´ximo que un avi´n bimotor puede alejarse de un aeropuerto a oadecuado con el fallo de un motor o de un sistema importante. Va de 60 hasta 180 minutos y dependede la compa˜´ a´rea. nıa e 7
  8. 8. Fabricante • Experiencia previa • Condiciones de financiaci´n o • Plazos de entrega • Servicio post-ventaOtros factores • Capacidad evolutiva del avi´n o • Atractivo para el pasajero • Ru´ del avi´n ıdo oCostes asociados a la explotaci´n de un avi´n comercial para una l´ o o ınea a´rea eLos costes se separan en dos gruposCostes directos aquellos que dependen directamente del tipo de avi´n adquirido, es decir, ser´ o ıan distintos si fuera un avi´n distinto oCostes indirectos Son invariantes del tipo de avi´n o La proporci´n de gastos de las compa˜´ a´reas suele repartirse del siguiente modo: o nıas e • 8%: Administraci´n o • 17%: Venta y promoci´n de billetes o • 10%: Servicios al pasajero • 16%: Tasas del aeropuerto • 7%: Amortizaci´n o • 10%: Mantenimeinto • 3%: Seguros • 1%: Tripulaciones • 21%: Combustible y lubricante.DOCAntes de definir el DOC es importante hablar de estos dos par´metros: aTiempo Bloque Tiempo que transcurre entre que se quitan las calzas en el aeropuerto de salida hasta que se ponen en el aeropuerto de destino.Velocidad Bloque Distancia recorrida dividida por el tiempo bloque. El Coste Directo de Operaci´n es un valor num´rico que utiliza la compa˜´ a´rea para valorar todos o e nıa elos costes directamente relacionados con el tipo de avi´n con el que opera en una ruta determinada. o El DOC suele expresarse concretamentea la utilizaci´n de un avi´n cuando opera durante un a˜o o o npor una ruta concreta. Depende del tipo de avi´n y del r´gimen de vuelo. o e Se expresa en una unidad monetaria por a˜o pasajero km transportado n 8
  9. 9. ContribucionesTodos los gastos que tiene una compa˜´ a´rea que est´n directamente relacionados con el tipo de avi´n nıa e e ocon el que opera. No hay coincidencia entre lineas a´reas o organizaciones internacionales sobre qu´ e econtribuciones al coste para una compa˜´ es parte o no del DOC. Algunas que suelen considerarse son: nıa (TCMTASI) • Amortizaci´n o • Seguros • Intereses. Estos tres primeros dependen directamente del precio del avi´n. o • Tripulaci´n tanto de cabina de pasajeros como de mando o • Combustible • Mantenimiento • Tasas aeroportuarias y de navegaci´n o Normalmente una compa˜´ ronda entre los 60% de gastos directos y 40% de gastos indirectos. nıaCriterios de Reducci´n o dW Ce WExpresando la f´rmula del consumo o dt = L/D vemos que hay tres modos evidentes de reducir el DOC: • Mejorar la erodin´mica del avi´n a o • Reducir el peso del avi´n o • Reducir el consumo de los motoresFactores que reducen el DOCAdem´s de los par´metros relacionados con las actuaciones (consumo espec´ a a ıfico, peso y aerodin´mica): a • Manteinmiento • Tripulaci´n (formaci´n y servicio) o o • Costes dependientes del precio del avi´n o • Reducci´n de tasas asociada a la reducci´n de peso. o oPrecio del avi´n o o ´El DOC es fuertemente dependiente ˜36% del precio del avi´n. Este depende de: (EMBIPA) • Motores (20%) • Equipos(20%) • Personal(20%) • Materiales(10%) • Beneficios de gesti´n del proyecto(10%) o 9
  10. 10. • Intereses(10%) • Amortizaci´n de costes generales, I+D, pruebas, ensayos...(10%) o Los criterios para reducir el precio del avi´n son: o • Reducir el n´mero de piezas u • Intercambiabilidad de las piezas • No incurrir en grandes gastos de I+D El gasto en I+D es quiz´s lo m´s complicado de regular. Un gasto suficiente en I+D es beneficiso a apara el coste directo de operaci´n a costa de aumentar el precio del mismo. Es muy importante encontrar oel equilibrio.3. Configuraci´n general de un avi´n de transporte subs´nico o o oIntroducci´n oConfiguraci´n general: aspecto externo del avi´n , fuselaje, ala, planta propulsora y tren de aterrizaje, o osuperficie de cola. Estos elementos se definen con su geometr´ inicial y hay que indicar la posici´n de ıa ounas respecto a otras. A partir de esto se pueden realizar los primeros dibujos. En esta etapa de dise˜o es cuando mayor importancia cobra la creatividad. Al final de la fase ncreadora se congela la configuraci´n. o Datos de los que se vale el dise˜ador: nEspecificaciones iniciales No existen f´ ısicamente, se elaboran mediante un estudio de mercado con previsiones sobre las necesidades futuras.Normas de aeronavegabilidad De absoluto cumplimiento, dif´ ıcilmente tienen consecuencias negati- vas.Experiencia previa Tanto del equipo de dise˜o como de los competidores. nTecnolog´ e ideas dominantes Hay que tener en cuenta que el desarrollo del avi´n es largo, puede ıas o ser que alguna tecnolog´ emergente o inexistente durante el inicio del proyecto se consolide en su ıa fase final. Existen tambi´n criterios econ´micos, tanto debido a costes directos como el coste del ciclo vital del e oavi´n. o Su experiencia previa es importante ya que hay ciertos m´todos o modelos semiemp´ e ıricos que tienencoeficientes ajustados mediante las bases de datos de aviones semejantes.FuselajeTiene 4 funciones principales • Alojar a la PL en cc adecuadas al margen del exterior • Alojar a la tripulaci´n o • Albergar todos los equipos y sistemas • Servir de estructura principal de “anclaje” del resto de los elementos del avi´n o Caracter´ ısticas • Gran esbeltez por razones aerodin´micas a 10
  11. 11. • Secciones transversales posibles • Secci´n cuadrada: Para alturas de vuelo que no requieran presurizaci´n (menores a 3500m). M´s o o a f´ciles de producir, pueden acondicionares con calefacci´n y algo de presurizaci´n. Suelen utilizarse a o o en transporte de carga • Secci´n circular: Forma ´ptima para resistir la presi´n hidroest´tica, grande en fuselajes presur- o o o a izados a partir de alturas de 3500m. Dentro de esta clasificaci´n entran distintas configuraciones, o siempre a base de arcos de circunferencia.AlaDos tipos mayoritarios de formas en planta: Forma en planta rectangular: • Muy usada en aviaci´n regional o • Gran facilidad de producci´n o • Mala aerodin´mica y mal comportamiento estructural a Formaen planta de cuerda variable y en flecha • Mejor comportamiento aerodin´mico y estructural a • M´s dif´ y cara de producir a ıcilAla altaVentajas: • Facilidad y rapidez de varga y descarga, lo que la hace idal para el transporte militar. • Menor interferencia para monoplanos con alas arriostradas. Adem´s las barras de sujeci´n traba- a o jan a tracci´n o • Trenes de aterrizaje cortos • Efecto suelo en aviones STOL Desventajas • Alojamiento del tren de aterrizaje en el fuselaje lo que requiere un aumento de peso • Poca fuerza tractora del tren de aterrizajeAla mediaVentajas: • Resistencia m´ ınima debido a la menor interferencia de capas l´ ımites • Se minimiza la divergencia del flujo en la ra´ del ala ız • Ideal en cargueros y entrenadores • Sirve de suelo en los avioes de transporte grandes Desventajas • Variaci´n considrable de la posici´n del CDG o o 11
  12. 12. Ala bajaVentajas: • Ideal para cargueros peque˜os que esperan en aeropuertos secundarios y en campos de vuelo donde n no se dispone de equipos de carga especiales • Aprovechamiento m´s eficiente del fuselaje por debajo del suelo a • Permite una mayor deflexi´n de la cola horizontal, rotaci´n ´ptima durente el despegue. o o o Inconvenientes: • Alguno habr´ aEfecto de la localizaci´n del ala oConfiguraci´n interior oAla alta Fuselaje en forma de campana para que el tren sea corto y fuselaje m´s largo para albergar a la carga. Lo ultimo implica una mayor variaci´n de la posici´n del CDG ´ o oAla baja El tren de aterrizaje se retrae en las g´ndolas o en el fuselaje justo detras de la secci´n cental o o del ala con flecha hacia atr´s. A veces existe una protusi´n debida al ala en la parte baja del a o fuselaje.SeguridadAla baja • Cuerpo absorbedor de energ´ ıa. • Problemas de chispoas al rozar con el suelo • Posibilidad de da˜o en los tanques n Ala alta • Si hay que amerizar el fuselaje queda sumergido, esto obliga a dise˜ar salidas de emergencia en el n techo.Actuaciones y condiciones de vuelo • El efectos uelo es mayor en alas bajas lo que aumenta las longitudes de campo necesarias • Capacidad de deflexi´n del plano horizontal de cola: es mejor en el ala alta pero las diferencias o son paocas • Maniobras acrob´ticas: se favorecen con alas medias-bajas aAspectos estructurales • El ala alta es m´s compleja. a 12
  13. 13. Planta propulsoraSelecci´n del tipo o Note F´rmulas del consumo de turboh´lices y turbofanes o e De este modo podemos considerar que un turbof´n es la unica elacci´n para el subs´nico alto y el a ´ o oturboh´lice para el subs´nico bajo. e oSelecci´n del n´ mero de motores o uLas variables a tener en cuenta son: • Repercusi´n en la econom´ del avi´n: o ıa o • Sube el n´mero de motores: sube el coste de mantenimiento u • Sube el n´mero de motores: motores m´s peque˜os, mejoran las condiciones estructurales del ala u a n • Las normas exigen, con el fallo de motor, un gradiente m´ ınimo de subida. Ve´moslo con un a ejemplo:... Ejemplo anal´ ıtico y num´rico. ePosici´n de los motores oVer Torenbeek para una buena discusi´n sobre el tema. oSelecci´n final del motor oLos criterios son: • Empuje o potencia • Consumo espec´ ıfico • Peso del motor • Precio del motor • Costes de mantenimiento • Experiencia previa con el fabricante, plazos de entrega...Superficies de colaLas superficies de control no siempre est´n en la cola aunque el canard es muy poco utilizado en aviaci´n a ocivil. La mayor´ de fabricantes se decanta por: ıa • Cola en T. Condicionada por la presencia demotores junto al fuselaje. Presenta una mayor com- plicaci´n estructural o ´ • Cruciforme. Util cuando el motor va debajo del ala • Cola baja, directamente unida al fuselaje. 13
  14. 14. Tren de AterrizajeFundamentalmente es un triciclo (siempre que no se trate de aviaci´n deportiva o regional con rueda oen el morro) Puede alojarse en ala o en fuselaje seg´n la posici´n de los motores: u o Bajo el ala: trenes m´s altos a Adosados el fuselaje: retrasan la posici´n de ala y por tanto del tren. o4. Arquitectura de AvionesIntroducci´n oIdentificaci´n err´nea entre arquitectura y estructura. La arquitectura engloba la disposici´n de los o o oequipos y acondicionamiento interno. Arquitectura est´ relacionada con la habilidad y los componentes estructurales esenciales a La arquitectura se suele descomponer en bloques arquitect´nicos: fuselaje, ala... Esta descomposi- oci´n se deba a la necesidad de los sobrontratoas para grandes pedidos as´ como facilitar la tarea a los o ıconsorcios. La arquitectura y la estructura son aspectos que cambian poco con el tama˜o del avi´n, incluso con n oel tipo de avi´n. o En los cominezos de la aviaci´n el objetivo del dise˜ador era soportar las cargas. Las estructuras ex- o nteriores inicialmente s´lo serv´ de revestimiento, luego fracasaron los intentos de estructura monocasco o ıany finalmente se opt´ por las estructuras semimonocasco. oArquitectura del FuselajeProp´sito oEl prop´sito de una vi´n es transportar una PL o una carga util militar o o ´ Esta carga de pago pueden ser pasajeros, a los que hay que transportar con seguridad y comfort. Laconcepci´n del fuselaje depende de la misi´n del avi´n, sobre todo dede el punto de vista no estructural o o oCargas sobre el fuselaje • Aerodin´micas: de peque˜o valor comparadas con el ala a n • Concentradas Reacciones del ala, tren cola... • Inerciales: en el itnerior se pueden alojar elementos de tama˜os y pesos diversos n • Presurizaci´n: Fuerza a soluciones basadas en secciones circulares oEstructura b´sica aTubo unico de pared delgada reforzado transversalmente con cuadrenas y longitudinalmente con largueros ´y larguerillos. De esta forma se soportan los estados de flexi´n, torsi´n y cargas axiales. Deber´ estar o o ıalibre de aberturas pero si se realizan deben utilizarse marcos de refuerzo.Revestimiento Absorbe la cortadura debida a torsi´n, fuerzas transversales y cargas de presurizaci´n. o o Para prevenir la inestabilidad local se utilizan larguerillos longitudinales.Largueros Para prevenir la inestabilidad global a flexi´n. o 14
  15. 15. Para mantener la forma del revestimiento y soportar los larguerillos se a˜aden cuadrenas como nelemento de refuerzo transversal. La distancia entre cuadernas es m´s o menos constante y de 0.5m a Se instalan mamparas de presi´n para soportar los esfuerzos debidos a la presurizaci´n en los ex- o otremos del fuselaje, entre las zonas presurizadas y no presurizadas. Cualquier soluci´n que no sea un ocasquete esf´rico es est´pida en aviones de gran tama˜o. El interfaz entre los casquetes y el fuselaje es e u nuna parte complicada y requiere optimizaci´noMamparo posterior: Separa el cono de cola, donde est´ la APU y los cambiadores de calor de condi- a cionamiento de cabina (refrigeraci´n). oArquitectura del alaEl elemento estructural primordial es el Larguero, que soporta el momento flector de la sustentaci´n. oPuede ser una viga o un conunto de vigas. Esto es as´ para alas en voladizo (no arriostradas) ı Seg´n sus actuaciones el ala puede ser: u • bi-largueras o tri-largueras • multilargueras convergentes (ej: caj´n en delta) o • Los estados principales de carga del ala son: • Sustentaci´n: de valor W*n*1.5, donde n es el factor de carga para la carga m´xima o a • Presi´n interna de los tanques de combustible o • Cargas concentradas: fijaci´n del tren de aterrizaje, dispositivos hipersustentadores de borde de o ataque y de salida • La estructura resistente del ala es el Caj´n de Torsi´n formado por largueros y larguerillos longi- o o tudinalmente, costillas transversalmente y revestimiento alrededor.Revestimiento • Recibe las cargas aerodin´micas y las transimte a las costillas. a • Supone el 50-70% del peso del ala • Intrad´s: se dise˜a a tracci´n. Est´ sujeto a ciclos de carga-descarga a tracci´n con lo que tiene o n o a o que resistir bien la fatiga y debe tener una buena tenacidad. • Extrad´s: se dise˜a a compresi´n. Puede presentar pandeo; no siempre se evita, en algunas alas o n o se deja que la superficie pandee pero se controla. Los larguerillos controlan la inestabilidad localLargueros • Habitualmente son dos vigas rectas a un 10 y un 10 y un 60% de la cuerda • Se a˜ade un tercer larguero para sujeci´n del tren principal n o • La carga principal que sujetan es la flexi´n (viga en voladizo) o • Pueden existir quiebros en el encastre y con cambios de cuerda. 15
  16. 16. Costillas • Dan forma al perfil del ala • Limitan la longitud de los larguerillos • Limitan el tama˜o de los paneles de revestimiento (inestab. local) n • Transfieren y distribuyen las cargas de cortadura entre los largueros • Reciben cargas inerciales • Compresi´n en su propio plano o • Cargas de tensi´n diagonal en el revestimiento o • Colocaci´n en alas en flecha: paralelas al plano de simetr´ el avi´n cerca del encastre y perp. a o ıa o la l´ ınea de torsi´n del ala cerca de la punta. oTanques de combustibleEn el interior del caj´n de torsi´n se situa un tanque integral de combustible. La disposici´n de los o o odiferentes tanques a lo largo de la envergadura y su no no depende de la estructura sino del problemade centrado pues a medida que se consume combustible el CDG del avi´n var´ junto con el momento o ıaflector en el encastre. Como el combustible alivia el momento flector en el encastre debido a la sustentaci´n siempre se ollevan los dep´sitos de la punta llenos y se vac´ del encastre hacia la punta. o ıan Puede incluso llevar tanques auxiliares enel encastre y en el estabilizador horizontal. En el segundocaso puede ayudarnos a equilibrar el avi´n cuando los tanques de las alas est´n llenos o aArquitectura de la colaLa estructura de las superficies de cola es similar a la del ala aunque como no hay necesidad de utilizardispositivos hipersustentadores el caj´n de torsi´n ampl´ la proporci´n de cuerda que ocupa. o o ıa o Las cargas principales que soporta son las articulaciones de las superf´ ıcies m´viles y en su dise˜o o ndebe tenerse en cuenta que el flameo puede alterar el mando, no debe mostrar inestabilidades.Cola convencionalConsta de dos semialas unidas dentro de la parte posterior del fuselaje. En aviones grandes el es-tabilizador puede pivotar alrededor de dos puntos unidos a una cuaderna del fuselaje. El ´ngulo de aincidencia se regula en un putno de la zona delantera de la secci´n central. oCola en TA carga est´tica el dise˜o es igual al anterior a n Debido a problemas de flameo del estabilizador vertical, ´ste y el amarre del hjorizontal deben edise˜arse con gran rigidez. Esta rigidez a torsi´n depende mucho de la masa del EH que debe reducirse n oal m´ximo. En general se necesita 1.5 veces mayor rigidez en el encastre y 40 veces m´s en la punta a arespecto al convencional. Para reducir el efecto del flameo se le dota de diedro negativo. 16
  17. 17. 5. Dise˜ o del fuselaje nIntroducci´n oLas principales misiones del fuselaje son • Albergar y proteger la carga de pago • Alojar la cabina de la tripulaci´n o • Hacer de estructura central del avi´n o • Alojar equipos y servicios Las esbelteces t´ ıpicas de los fuselajes se encuentran entre 8 y 12. Las esbelteces mayores tienenproblemas de ressitenca aerodin´mica y las mayores de rigidez estructural y de ´ngulo de despegue y a aaterrizaje.Disposici´n de la cabina en aviones de transporte oAspectos que afectan a la disposici´n de la cabina: o • Duraci´n del vuelo (par´metro, vol´men por pasajero) o a u • Dise˜o y distribuci´n de los asientos. n o • Impresi´n est´tica o e • Accesos • Servicios • Tripulaci´n o En lo que respecta a la distribuci´n general en su secci´n transversal se habla de aviones de fuselaje o oestrecho y de fuselaje ancho. Los de fuselaje estrecho tienen s´lo un pasillo y su capacidad es siempre omenor a unos 200 pasajeros. A partir de aproximadamente esta cifra se pasa a las configuracionescon dos pasillos hasta unos 500 pasajeros. A partir de esta cantidad se debe optar por solucionesalternativas, la unica utilizada hasta la fecha son m´ltiples pisos. Utilizar tres pasillos no tiene sentido ´ upor motivos de seguridad. Al planificar la distribuci´n en planta de la cabina debemos atender principalmente las normas de oseguridad. Se pretende que los pasajeros puedan slair cuanto antes del avi´n en caso de accidente, por oello las normas exigen un determinado dimensionado del interior de la cabina. • Nunca un asiento debe estar a una distancia de m´s de dos asientos del pasillo a • Los pasillos deben tener una anchura suficiente para la evacuaci´n, normalmente se utilza 0.5m o • Las alturas de los pasillos deben ser suficientes (entre 2 y 2.8 m)Dise˜ o en planta de las cabinas nEl principal par´metro es la longitud de cabina. Se suele optar por clasificar los asientos en tres clases, aprimera, business y turista. Se habla tambi´n de configuraci´n business-turista y de alta densidad (s´lo e o oturista) Normalmente las distancias longitudinales y transversales entre asientos (pitch) son: 17
  18. 18. clase Primera Business Turista pitch 1.5m 0.92m 0.85-0.75m anchura 0.5m 0.435m 0.435-0.4mAccesos, evacuaci´n y servicios del avi´n en tierra o oLa evacuaci´n es un aspecto de gran relevancia a la hora de la certificaci´n de un avi´n. o o o La norma 25.803 especifica que todos los pasajeros, independientemente del tama˜o del avi´n, deben n otardar 90 segundos en estar fuera del avi´n desde el isntante en el que se encienden las luces de emer- ogencia. Esto implica que las puertas de emergencia son un requisito fundamental en el dise˜o de la ncabina de los aviones de transporte. Los accesos son importantes por dos motivos: • Las puertas de accesos son tambi´n salidas de emergencia. Deben tenerse en cuenta para la e evacuaci´n o • La posici´n adecuada de los accesos, tanto de pasajeros como de asisitencia al avi´n, pueden o o reducir significativamente el tiempo de permanencia del avi´n en tierra. o Cada par de puertas de emergencia, en la evacuaci´n, puede evacuar una cantidad determinada de opasajeros seg´n la siguiente tabla: u Tipo Anchura m´ ın- Altura m´ ınima Pasajeros ima A xxx xxx 110 B 42 in 72 in 75 C 32 in 72 in 55 I 30 in 48 in 45 II 20 in 44 in 40 III 20 in 36 in 35 IV 19 in 26 in 9Dimensionado • Anchura de la cabina bc = 0.5(Na + Np ) + [0.05, 0.15] • Anchura del fuselaje bf = bc [1.05, 1.08] • Longitud de la cabina Npax lc = pitch [1.25, 1.35] Na f ila • Longitud del fuselaje lf = lc + [2.5, 4]bf 18
  19. 19. 6. Polar del avi´n oIntroducci´n oTrabajamos con una polar cuadr´tica: a 2 CL CD = CD0 + πΛϕLa polar tiene dos t´rminos, la resistencia de fricci´n del avi´n y la resistencia inducida por la sus- e o otentaci´n. Los t´rminos son entonces o e • CD0 : Puramente aerodin´mico. Depende del n´mero de Reynolds, a mayor Re menor coeficiente a u de resistencia. Adem´s depende del Mach de vuelo y de la configuraci´n aerodin´mica del aeronave a o a • Λ: Alargamiento (par´metro geom´trico) a e • ϕ: Par´metro aerodin´mico que depende principalmente de la geometr´ del ala, del n´mero de a a ıa u Reynolds de vuelo y del Mach de vuelo Es un modelo matem´tico bastante ajustado a representa errores de s´lo un 1%. Los par´metros t´ o a ıpicos aparecen en la tabla siguiente. 19
  20. 20. Una vez sabemos que nuestro modelo se ajusta bien es necesario calcular los coeficientes con unaprecisi´n parecida. Se considera que una precisi´n de 3% es muy buena y de 7% aceptable. o o Calculamos la polar no equilibrada, esto significa que tenemos en cuenta s´lo el ala, no oel avi´n equilibrado con contribuci´n de la cola. o o L Una de las simplificaciones m´s importantes es que para el ala casi nunca es cierto que W . Adem´s a adebemos tener en cuenta que el CDG del avi´n cambia seg´n el estado de los dep´sitos de combustible. o u oSi queremos ser completamente rigurosos debemos calcular la polar equilibrada que tiene en cuentatodas estas contribuciones.Terminolog´ de la resistencia aerodin´mica ıa aLa resistencia aerodin´mica se desglosa en el dise˜o de aeronaves en m´ltiples contribuciones. a n uC´lculo Pr´ctico de CD0 a aPara calcular el coeficiente de resistencia a fricci´n utilizamos la analog´ de la placa plana. Se trata de o ıaclacular la resistencia de cada uno de los elementos del avi´n y luego a˜adir unos factores de interferencia o nentre los mismos. Swet i CD0 = Cf i F Fi F Iij i SwPara calcular el coeficiente de resistencia de cada cuerpo es cuando se utiliza dicha anaolg´ ıa =2bc 1 2 Dplaca = ρV Swet cf 2 cf 34−45·10−4El coeficiente de fricci´n depende del n´mero de Reynolds del movimiento. Normalmente se escoge el o uque da mayor coeficiente de fricci´n entre el de corte y el de crucero. o Obviamente los cuerpos no son una placa plana, para “convertirlos” en cuerpos fuselados se utilizaun factor de forma y para tener en cuenta la repercusi´n que tienen en el avi´n se les adimensionaliza o ocon la superf´ ıfcie alar y se multiplica por un factor de interferencia llegando a la primer f´rmula de la osecci´n. o La superf´ alar a la que se refieren todas las f´rmulas es la correspondiente al ala completa, no a ıcie ola suma de las dos semialas. Debemos tener en cuenta tambi´n que la analog´ de la placa plana tiene e ıaen cuenta que el flujo se encuentra adherido. Existen zonas del avi´n como por ejemplo el cono de cola, odonde el flujo est´ desprendido y es completamente turbulento. Estas contribuciones deben tenerse en acuenta a parte. 20
  21. 21. C´lculo pr´ctico de ϕ a aSi nuestro avi´n constase s´lo de una ala ϕ ser´ equivalente al factor de Oswald. Pero este no es casi o o ıanunca el caso. Podemos utilizar la siguiente f´rmula o 1 1 = + k (1 + ) ϕ edonde 1 • e es el t´rmino correspondiente a la resistencia inducida por el ala, la inversa del factor e de Oswald • k Es la contribuci´n de la resistencia inducida viscosa o • Es el factor de correcci´n por equilibrado del avi´n. o oReducci´n de la resistencia aerodin´mica o aLa resistenca debido a efectos viscosos en el flujo adherido es muy dif´ de reducir. La unica dependencia ıcil ´importante es la del n´mero de Reynolds. u La resistencia inducida puede reducirse colocando winglets en las puntas de las alas para reducirla magnitud de los vortices marginales (estela). El inconveniente de los winglets es que aumentan elmomento flector del ala.Reducci´n del CD0 oEn la mayor´ del avi´n el flujo es aherido y turbulento.Una de las pocas cosas que podemos controlar ıa oes forzar la transici´n. Los m´todos se basan en modificar las superficies del avi´n para modificar el o e oflujo a mediana escala. Podemos utilizar materiales con rayados microsc´picos en la direcci´n de la o ocorriente, perfiles laminares que retrasan la aparici´n de la capa l´ o ımite turbulenta, un doble extrad´s. oLa ciencia est´ en pa˜ales. a n7. Actuaciones en vuelo horizontalCondiciones de Crucero tfHa de calcularse el alcance de un cierto avi´n: R = o ti V dt dW Para un turbof´n ( dt = −gcj T ): a Wf Wf V V L VL Wf R= dW = dW = ln Wi gcj T Wi gcj D gcj D WiPara un turboh´lice ( dW = −gcp Pm e dt Pm = TV ηp ): Wf Wf V ηp ηp L ηp L Wf R= dW = dW = ln Wi gcp T V Wi gcp D gcp D WiLa expresi´n final se conoce como la ecuaci´n de Breguet. Los t´rminos constantes que premultiplican o o eel logaritmo se conocen como constante de Breguet que tiene como valores Tipo Constante de Breguet VL Turbof´n a gcj D ηp L Turboh´lice e gcp D 21
  22. 22. Nota El consumo espec´ ıfico es una variable intensiva, es decir, no depende del n´mero de motores del u avi´n, ni se habla de consumo espec´ o ıfico por motor.Coeficiente de sustentaci´n optimo para vuelo horizontal o ´El desarrollo matem´tico es maximizar la eficiencia aerodin´mica en funci´n del coeficiente de sus- a a otentaci´n. o cL CL E= = C 2 cD L + CD0 ξ ∂E 1 2 CL 2 = CL 2 − 2 =0 ∂CL + CD0 CL 2 ξ ξ ξ + CD0y resolviendo: CL opt = ξ CD0 = πΛϕCD0A partir de ah´ se puede obtener la eficiencia aerodin´mica ´ptima volviendo a sustituir en la ecuaci´n y ı a o oexpandiendo el coeficiente de sustentaci´n el Mach de vuelo ´ptimo. Todos estos datos est´n tabulados o o apara la polar equilibrada en cada caso.Variaci´n del cj con el Mach de vuelo oNormalmente trabajaremos con la siguiente hip´tesis o β cj M = cj ref Mrefcon β igual a 0.5 en turbofanes y 0.2 en turboh´lices. e Esta variaci´n influye en la constante de Breguet, deducirlo es sencillo. oEmpuje necesario para el crucero Tto Tto Wc 1 2 CD0 Wto 4Wto /S Wc ≥ · ρV + Wto Tc Wto 2 Wto /S Wc πAϕρ2 V 4 WtoEsta f´rmula no tiene m´s misterio que ir expandiendo la polar del avi´n, suponer el equilibro del o a ocrucero y finalmente conseguir que aparezcan los datos de despegue 22
  23. 23. 8. Actuaciones en pista y en subidaEstimaci´n de la distancia de despegue o Definimos las siguientes velocidades para nuestro avi´n (Torenbeek): o • V1 . Velocidad de decisi´n o velocidad cr´ o ıtica de fallo de motor. Este es el l´ ımite en el que el piloto tiene libertad de decisi´n entre despegar o frenar el avi´n. M´s all´ de esta velocidad nada le o o a a asegura que tendr´ suficiente pista como para frenar el avi´n. a o • Vr . Velocidad de rotaci´n. o • V2 . Velocidad de seguridad en el despegue. Velocidad necesaria para pasar un obst´culo fict´ a ıcio con seguridad a 35 pies de altura. Debe ser 1.2 veces mayor a la velocidad de entrada en p´rdida e Wto en configuraci´n de despegue Vs = o 1 ρS C 2 w L to • Vef . Velocidad de fallo de motor cr´ ıtico. Velocidad a la que se sufre un fallo en el motor m´s a importante en la maniobra de despegue. Se pueden producir dos tipos de maniobras seg´n la velocidad a la que suceda el fallo de un motor. uSi el motor falla antes de V1 el piloto debe decidir frenar el avi´n utilizando la pista que le sobra para ofrenar. En el caso que Vef sea mayor a V1 no le queda m´s remedio que despegar, el avi´n debe estar a odise˜ado para que se alcance V2 si dicho evento sucede. Una vez definidas estas velocidades ya es posible ncalcular las distancias de campo de vuelos necesarias. • s1 . Distancia de despegue normal. El avi´n recorre esta distancia hasta que se encuentra a una o velocidad mayor o igual a V2 a una altura mayor o igual a 35 pies. • s2 . Distancia de despegue con fallo de motor. Vef > V1 y el avion despega. Es la distancia necesaria para llegar a las mismas condiciones de despegue pero con fallo de motor cr´ ıtico. • s3 . Distancia de aceleraci´n-parada. Vef < V1 . En ese caso el piloto debe optar por frenar el o avi´n. Esta es la distancia para detener el avi´n en este caso. o o • sto ≥ max[1.15s1 , s2 , s3 ]. Distancia de despegue La velocidad V1 sigue siendo una variable en el dise˜o de las actuaciones. Para fijarla se utiliza el ncriterio de la longitud de campo compensada: la distancia de despegue obtenida cuando se toma V1 detal manera que s2 = s3 . 23
  24. 24. M´todo para la estimaci´n de la distancia de despegue e oLa maniobra de despegue se interpreta en un balance energ´tico: e sto 1 Wto 2 Tto 1.44 Wto /Sw η Tto · ds = V2 → ≥ 0 2 g Wto ηρg σcL max to sto kto Tto Wto /Sw ≥ kto Wto σcL max to stoAterrizajeEl an´lisis del aterrizaje es muy parecido al realizado para el despegue. Supondremos que el avi´n se a oaproxima a 1.3 veces la velocidad de entrada en p´rdida seg´n la configuraci´n de aterrizaje. e u o sl 1 Wl 2 Wto Wto η Wl · ds = V3 → ≤ kl σcL max l sl 0 2 g Sw WLActuaciones en subidaEl avi´n se encuentra en el 2o segmento de subida cuando ha superado los 35 pies y V2 . Se supone el otren de aterrizaje subido y los flaps en configuraci´n de despegue. En este tramo, las normas exigen oque debe cumplirse un gradiente m´ ınimo de subida (´ngulo m´ a ınimo de ascenso γ2 ) incluyendo fallo demotor cr´ ıtico. Tto Ne Tto 1 W2 ≥ + γmin Wto Ne − 1 T2 L/D|2 Wto 24
  25. 25. 9. Pesos del avi´n oIntroducci´n o • Peso al despegue (TOW=OEW+PL+FW) • Peso m´ximo al despegue (MTOW) a • Carga de pago (PL). No se distingue entre pasajeros, equipajes y mercanc´ ıas • Peso vac´ operativo (OEW). Incluye tambi´n la tripulaci´n y otros elementos operativos. ıo e o • Peso de combustible (FW=TF+RF) • Peso vac´ (EW). Es el peso vac´ operativo para vuelos no comerciales. ıo ıo El TOW queda limitado por un MTOW por varias razones: por la longitud m´xima de pista, la aestructura del avi´n... o Las limitaciones a la carga de pago vienen dadas por la limitaci´n del tama˜o del propio avi´n o o n opor la solicitaci´n estructural del ala una vez el combustible se ha agotado. o • Peso m´ximo sin combustible (MZFW=OEW+MPL) a 25
  26. 26. Estimaci´n inicial de los pesos del avi´n o oNo se tiene en cuenta nunca el combustible perdido durante la etapa de rodadura, siempre se empiezaa contabilizar en la cabecera de la pista. La ecuaci´n fundamental es: o T OW = OEW + P L + F WSiendo esta la ecuaci´n real, debemos tener en cuenta que el avi´n se certificar´ para un MTOW o o adeterminado. OEW es fijo con lo que har´ que se llegue al peso m´ximo es la suma entre la carga de a apago y el combustible.Carga de pagoEstimamos la carga de pago mediante la siguiente f´rmula o Weq · pax P L = Wpax · pax + fb Vb − ρmerc ρeq • Wpax . Peso del pasajero m´s su equipaje. Depende del alcance del vuelo. a Tipo de vuelo Peso equipaje + pasajero Est´ndar a 95 kg Vuelos cortos 90 kg Vuelos largos 100 kg • fb . Factor de utilizaci´n de la bodega oPeso vac´ operativo ıoLa ecuaci´n que lo estima, seg´n Roskame es: o u OEW = λM T OW + Wengines + ∆WeDonde ∆We es funci´n de las dimensiones del avi´n y nos ayuda a correlar el OEW con el MTOW o omediante una correlaci´n lineal con dos par´metros. o a Hay otros criterios, Roskam utiliza una correlaci´n logar´ o ıtmica mientras que se puede escoger utilizaruna correlaci´n lineal con s´lo un par´metro o o aPeso de combustibleEl procedimiento habitual es descomponer el vuelo en sus distintas fases seg´n la ilustraci´n. u o 26
  27. 27. S´lo para la fase de crucero y la de desplazamiento hacia un aeropuerto alternativo se utiliza la oecuaci´n de Breguet. En las otras fases se estima el cociente de pesos antes y despu´s de la fase. o e F W = W1 − W11 FW W11 W11 W10 W9 =1− =1− ... W1 W1 W10 W9 W8Estimaci´n del peso de combustible para reservas oLas normas exigen disponer de combustible suficiente como para ir a un aeropuerto alternativo al dedestino (situado entre 100 y 250 NM de distancia). El modo usual de estimarlo es suponer que est´ correlado con el peso de aterrizaje sin ninguna aconstante independiente: RF = γLW Nota Los aeropuertos alternativos se encuentran en el plan de vuelo.10. Dimensionado inicialPunto de dise˜ o nSe trata de un punto que tenemos que elegir en el siguiente gr´fico. Con este punto de dise˜o se cierran a nvariables tan importantes como el empuje necesario, el MTOW o la superf´ alar. ıcie Las ecuaciones que caracterizan los puntos de dise˜o posibles son las correspondientes a las actua- nciones del avi´n: oRequisitos de operaci´n (crucero) o Tto Tto Wc 1 2 CD0 Wto 4Wto /S Wc ≥ · ρV + Wto Tc Wto 2 Wto /S Wc πAϕρ2 V 4 Wto Esta curva es una hip´rbola y el dominio donde podemos encontrar el punto de dise˜o son los e n valores a su derecha. 27
  28. 28. Viraje sostenido con factor de carga Tto Tto Wc 1 2 CD0 Wto 4Wto /S Wc ≥ · ρV + n2 Wto Tc Wto 2 Wto /S Wc πAϕρ2 V 4 Wto Es una variante del crucero donde el t´rmino correspondiente a la sustentaci´n queda premulti- e o plicado por el factor de carga al cuadrado. A diferencia del antarior, como domina el t´rmino de e resistencia inducida es una recta horizontal y los valores posibles se encuentran por encimaDespegue Tto Wto /S ≥ kto Wto σCLmax sT OF L Es una recta creciente. El punto de dise˜o puede estar debajo de la recta. nAterrizaje Wto Wto ≤C σCLmax sLF L S WL Es una recta vertical. Los valores posibles pueden estar a su derechaSubida en segundo segmento Tto Ne Tto 1 W2 ≥ + γmin Wto Ne − 1 T2 L/D|2 Wto Es una recta horizontal. Los valores posibles del punto de dise˜o est´n por encima de la recta n a Uniendo las restricciones de las tres ecuaciones anteriores llegamos a la figura siguiente Dentro de la regi´n de posibles valores podemos escoger seg´n uno de los dos criterio siguientes: o uM´ ınimo MTOW Son curvas, aproximadamente par´bolas, no muy complicadas de obtener aM´ ınimo DOC Estas curvas son m´s dif´ a ıciles de obtener anal´ ıticamente adem´s de ser un m´todo a e menos fiable. 28
  29. 29. Criterios para seleccionar el punto de dise˜ o nEn vuelo de crucero da igual llevar un motor de mayor o menor empuje, s´lo debe tenerse en cuenta el ocoste y est´ casi siempre correlado con el empuje m´ximo. a a En cuanto a la carga alar, se sabe que el peso del avi´n disminuye si tambi´n lo hace el tama˜o del o e nala y as´ el DOC. Si el ala es m´s peque˜a el coste es menor, por lo tanto interesa trabajar con cargas ı a nalares lo m´s altas posibles. a A´n con estos dos criterios claros todav´ hay posiblidades de elecci´n del punto de dise˜o. Acudimos u ıa o nentonces a los datos que nos proporciona el fabricante de motores. Una vez tenemos en cuenta lo anteriorestudiaremos la complejidad de los dispositivos hipersustentadores, a mayor complejidad mayor costetanto de fabricaci´n como de mantenimiento. o Tras la selecci´n del punto de dise˜o obtendremos los valores m´ o n ınimos o m´ximos correspondientes aa • Empuje en el despegue • Superf´ alar ıcie • Sustentaci´n en despegue y aterrizaje o • Eficiencia aerodin´mica en el crucero y en el segundo segmento a • CD0 • Alargamiento • ϕDimensionado del alaComo no tenemos ning´n dato recurrimos al alargamiento de los aviones semejantesconvenientemente uadimensionalizados. Debemos tener en cuenta los valores t´ ıpicos de alargamiento y estrechamiento as´ ıcomo mantener la flecha en la m´ ınima posible para la velocidad m´xima de vuelo deseada aSuperficies de colaSe acude a los coeficientes de vol´menes del estabilizador horizontal y vertical respectivamente. u Sh lh c1 = S CM A Sv lv c2 = S bCon todo lo anterior ya podemos dibujar de forma bastante aproximada las dimensiones iniciales delavi´n. oDisposici´n del tren de aterrizaje oLa determinaci´n del n´mero de patas se hace en funci´n de los aviones semejantes. La disposici´n del o u o otren principal es justo en el encastre del ala con el fuselaje. En el caso de necesitar varias patas hay quebuscarle sitio en la ui´n ala-fuselaje o en la bodega posterior. La posici´n del tren auxiliar se determina o otambi´n seg´n los aviones semejantes. e u 29
  30. 30. 11. Diagrama de pesos-alcancesObtenci´n del diagrama PL-R oEl gr´fico pesos-alcance anterior es lo suficienemente explicativo. Lo m´s importante es entender por a aqu´ la l´ del peso del avi´n en funci´n del alcance est´ acotada. e ına o o a Lo unico que necesita una explicaci´n es el hecho de que las l´ ´ o ıneas inclinadas dependen de la ecuaci´n ode Breguet. Wf V L dW Wi R= → R = k ln Wi gcj D W WfExpres´ndolo seg´n los pesos a u T OW − Wcf i T OW (1 − β) R = k ln → R = k ln OEW + P L + RF + Wcf f (OEW + P L)(1 + δ)y finalmente T OW (1 − ) R = k ln OEW + P LUtilidad del diagrama PL-RAl transportista o compa˜´ s´lo le interesa la zona oscurecida del diagrama pesos-alcances, llamada nıa odiagrama PL-R. El proyectista necesita conocer todos los detalles del diagrama anterior. Es el diagrama m´s importante en lo que respecta a las actuaciones posibles del avi´n puesto que a onos da las posibilidades de operaci´n del avi´n pr´cticas, la carga en funci´n de la distancia a la que se o o a opuede transportar. Adem´s, los ingresos de la compa˜´ a´rea son hip´rbolas en el plano PL-R, con lo a nıa e eque es muy f´cil obtener la ruta ´ptima para un avi´n dado. a o o 30
  31. 31. 12. Dise˜ o de alas en r´gimen subs´nico n e oIntroducci´n oEl ala es el principal elemento sustentador del avi´n y su dise˜o est´ relacionado con cuatro aspectos o n adel proyecto: • Actuaciones del avi´n o • Cualidades de vuelo • Dise˜o estructural del avi´n n o • Configuraci´n general oActuaciones del avi´n oEl dise˜o del ala aporta t´rminos importantes en las ecuaciones para elegir el punto de dise˜o. Encon- n e ntramos Ww y CD0 repetidamente en las actuaciones del avi´n. S to o Todo el dise˜o del avi´n est´ influido por el ala debido a que es el elemento aerodin´mico m´s n o a a aimportante. No s´lo influye en las actuaciones, tambi´n en la polar, la geometr´ general del avi´n y la o e ıa oresistencia aerodin´mica. aComportamiento ante r´fagas aDurante el vuelo el avi´n puede sufrir r´fagas de viento vertical debidas a la turbulencia atmosf´rica. o a eEstas componente vertical influye en la actitud del avi´n variando el factor de carga instant´neo. o a Para analizar este fen´meno se utiliza el modelo de r´faga instant´nea, que permite evaluar el δn. o a a Suponemos que todo el avi´n ve el torbellino de tal manera que su influencia es una componente overtical de la velocidad. Adem´s, esta componente, aunque apreciable puede ser considerada peque˜a a nrespecto a la velocidad del avi´n. La suma vectorial de ambas puede modelarse como un ligero cambio oen el ´ngulo de ataque del avi´n: a o U ∆α = V U ∆CL = CLα ∆α = a V 1 ∆L = ρV 2 Sw ∆CL 2 ∆L ρU V a ∆n = = W W 2 SwEsto significa que el diferencial de factor de carga es inversamente proporcional a la carga alar. Cuantomenor sea la carga alar mayor ser´ la influencia de una r´faga instant´nea. a a a El Modelo de r´faga instant´nea equivalente da por buena la hip´tesis anterior y relaciona el efecto a a ode las r´fagas con una r´faga instant´nea mediante un factor de atenuaci´n a a a o ∆n = kg ∆ninstDebido a que la carga alar en los turbofanes es muy elevada se puede considerar el factor anterior comoconstante. 31
  32. 32. Entrada en p´rdida de perfiles y alas eLas caracter´ ısticas del avi´n durante la p´rdida deben probarse durante el proceso de certificaci´n. Se o e orequiere demostrar un comportamiento aceptable ante la p´rdida: e 1. El prop´sito es evitar la entrada accidental en p´rdida y si el piloto decide entrar hacer que o e sea lo m´s f´cil posible salir de ella. Esto comporta lo siguiente: a a • Que el avi´n tenga una tendencia evidente a picar. o • Que durante la recuperaci´n los ´ngulos de balanceo y gui˜ada nunca sean mayores a o a n 20o 2. Que la entrada en p´rdida venga acompa˜ada de avisos claros antes de producirse. Estos e n avisos pueden ser naturales (aumento de fuerza en las palas) o artificiales (silbidos, alarmas, vibraci´n en las palas) o La p´rdida es un fen´meno dif´ de predecir, deben realizarse ensayos espec´ e o ıcil ıficos. Hay que teneren cuenta: 1. La velocidad de entrada en p´rdida es funci´n de la carga alar e o 2. La entrada en p´rdida del ala depende de la flecha, del perfil y de la torsi´n. Es importante e o controlar la zona de la envergadura que entra en p´rdida en primera instancia y que no se e encuentre en la ra´ ız. 3. Conocer el comportamiento de entrada en p´rdida que tenga el perfil utilizado e 4. Que la cola horizontal no est´ dentro de la estela turbulenta del ala durante la p´rdida. e ePropiedades de los perfiles frente a la p´rdida eLa parte final de la curva de sustentaci´n de los perfiles es caracter´ o ıstica de cada uno y viene muy influidapor su espesor. Torenbeek hace una clasificaci´n muy completa de ellos. Los perfiles no deben tener ouna entrada en p´rdida muy brusca, sin avisos; este comportamiento es especialmente malo (explosivo) een perfiles de espesor intermedio. Estos son precisamente los perfiles que se utilizan en el subs´nico alto oas´ que debe optimizarse su dise˜o. ı n 32
  33. 33. 33
  34. 34. Entrada en p´rdida del ala eSe considera que un ala ha entrado en p´rdida cuando la zona en p´rdida alcanza una longitud del orden e ede la CMA. Lo m´s importante de la p´rdida del ala es controlar el punto de la envergadura donde a eempieza. Es muy importante que no suceda donde se encuentran los alerones ni en la ra´ del ala porque ızentonces desaparecer´ cualquier control sobre el mecanismo de p´rdida. Nos interesa que el proceso se ıa einicie entre el 50% y el 60% de la semienvergadura desde el encastre. Para controlar este proceso tenemos dos par´metros, el estrechamiento, λ y la torsi´n. a o Seg´n la siguiente figura podemos controlar la curva de sustentaci´n del ala mediante el estrechamiento. u o 34
  35. 35. Comportamiento en subs´nico alto oComportamiento de perfilesLa secuencia de sucesos a medida que el n´mero de Mach aumenta es: u Vemos que antes de llegar al m´ximo del coeficiente de sustentaci´n la resistencia aerodin´mica a o aempieza a subir significativamente descendiendo la eficiencia aerodin´mica. Seg´n su comportamiento a uen subs´nico alto distinguimos entre estos cuatro tipos de perfiles. oPerfil convencional Poco despu´s de llegar al Mach cr´ e ıtico se genera una zona de M=1.2-1.4 en el extrad´s del ala y se entra en divergencia. En desuso porque al aumentar el Mach varia la posici´n o o del centro aerodin´mico. a 35
  36. 36. Perfiles de distribuci´n de presi´n picuda Se genera una regi´n supers´nica con velocidades m´s o o o o a bajas. El Mach de divergencia llega m´s tarde que en los perfiles convencionales. aPerfiles de extrad´s supercr´ o ıtico El Mach de divergencia se produce a velocidades m´s bajas. El a centro de presiones no se mueve pero est´ m´s retrasado. Suele combinarse con los perfiles de a a carga retrasada.Perfiles de carga retrasada La resistencia de equilibrado es bastante grande con lo que suele com- binarse con los anteriores. La fuerte curvatura del intrad´s dificulta la posici´n de los flaps. o oEfecto de la flecha en el alaLa flecha retrasa los problemas de compresibilidad ya que para el ala ve la componente perpendicularal borde de ataque. De este modo las magnitudes cambian seg´n la flecha de la l´ u ınea 1/4 t 1 • c y α efectivo aumentan como cos Λ • CL = Cl (cos Λ)2 , siendo el t´rmino de la derecha el coeficiente de sustentaci´n del perfil normal. e o Mcr • Mcr = cos Λ • Si se tienen en cuenta las perturbaciones y los efectos de la envergadura finita los t´rminos pon- e 1 derados por (cos Λ)2 deben ponderarse con (cos Λ) 2 Los efectos negativos de la flecha sobre el comportamiento del ala son: • Aparecen efectos tridimensionales • Las isobaras tienden a reducir el efecto de la flecha • La derivada del coeficiente de sustentaci´n respecto al ´ngulo de ataque se reduce, son necesarios o a mayores ´ngulos de ataque. a • La entrada en p´rdida del ala se desplaza hacia la punta. e • Aumenta el peso del ala A estos problemas, estas soluciones: • Aumentar la curvatura de los perfiles en la punta del ala • Modificar el borde de ataque • Dispositivos para retrasar la p´rdida en el borde de ataque e • Barreras para dificultar el barrido. • Discontinuidades en el borde de ataque. • Generadores de torbellino frente a los alerones. 36
  37. 37. BataneoSe define como Bataneo la presencia de ondas de choque intensas que pueden dar lugar a la separaci´n odel flujo y grandes fluctuaciones de presi´n sobre el ala. La consecuencia de estas fluctuaciones son ovibraciones. El bataneo es un efecto debido a la compresibilidad y suele aparecer cuando el factor de carga pasade 1.3g Debemos tenerlo en cuenta cuando presentamos la envolvente de vuelo Viendo el gr´fico definimos aOvershoot in speed Maniobra de aceleraci´n a carga constante oPull-up maneuver Maniobra de giro a Mach constante13. Selecci´n de par´metros geom´tricos del ala o a eForma en planta del ala • El´ ıptica. Gran complejidad de fabricaci´n. Aunque es la forma con el coeficiente de resistencia o m´ınimo no se utiliza. • Rectangular. Ala simple ya que todas las cuerdas son iguales. V´lido para aviaci´n deportiva. a o • Con estrechamiento. Ley de cuerdas lineal entre encastre y punta. Las ventajas son: • Alivio del momento flector en el encastre • Se reduce la intensidad del torbellino marginal mejorando la resistencia inducida • Actuando sobre el par´metro de estrechamiento se controla el inicio de la p´rdida. a e • Flecha. Mejora el comportamiento pr´ximo al Mach cr´ o ıtico. Suelen combinarse el estrechamiento y la flecha.Alargamiento b2 b A= = Sw CM GInterviene en la polar del avi´n. Tiende a ser alto para as´ reducir la constante de la polar, pero ha de o ıhacerse manteniendo la superficie alar. Las desventajas de aumentar el alargamiento son: • Aumento del momento flector en el encastre • Se reduce el control del balance 37

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