Diseño avión
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    Diseño avión Diseño avión Document Transcript

    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • • 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
    • • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • • Aumenta el peso del ala • Aparici´n o incremento de problemas aeroel´sticos (inversi´n de mando en la punta del ala). o a o Los valores t´ ıpicos son: • 5.5-7: Avioneta monomotora • 6-9: Avioneta bimotora • 9-12: Aviaci´n regional y aviones turboh´lice o e • 5-10: Turbofanes.Espesor RelativoLa tendencia actual es utilizar la menor flecha posible y desarrollar perfiles supercr´ ıticos conservandoel espesor. Este planteamiento tiene las siguientes ventajas • Mayor capacidad de los dep´sitos de combustible o • Aumenta el momento de inercia de la secci´n, lo que la hace m´s resistente. o a Torenbeek propone una f´rmula para calcular el espesor relativo en funci´n del Mach de vuelo. o o √ 2 3 t 5 + M2 1 − M2 = .30 1− c 5 + M ∗2 M2donde M* es un factor que depende de la tecnolog´ de los perfiles. ıaPar´metro de estrechamiento λ aDe aspira a obtener una distribuci´n el´ o ıptica de circulaci´n para forzar un CD0 m´ o ınimo. Tambi´n ayuda ea controlar la posici´n del inicio de entrada en p´rdida del ala, a medida que aumenta se desplaza hacia o eel encastre. Los valores t´ ıpicos son de 0.4-0.6 para las alas sin flecha y de 0.2-0.4 para las alas con flecha.Par´metro de torsi´n θ a oSe persigue que la entrada en p´rdida se inicie en la zona media de la envergadura. Las distribuciones de etorsi´n est´n relacionadas con la flecha y con el estrechamiento del ala pues ambas var´ la distribuci´n o a ıan ode vorticidad alrededor de cada perfil. Es quiz´s m´s importante en la punta donde el estrechamiento puede provocar una entrada en a ap´rdida prematura debido a los efectos tridimensionales. e14. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando enel alaConsideraciones generalesUna ala convencional tiene un CLm ax de 1.5. Este coeficiente no es suficiente para las velocidades dedespegue y aterrizaje deseables (y por consiguiente las distancias de campo de vuelos necesarias. Enestos puntos, sobretodo en el aterrizaje, la eficiencia aerodin´mica no es tan importante as´ que estamos a ıdispuestos a obtener un mayor CLm ax a costa de aumentar el CD . Los dispositivos hipersustentadores intentan inyectar energ´ en la capa l´ ıa ımite para mantener el flujoadherido a la superficie del ala aunque con su curvatura esto ser´ imposible. Tenemos dos tipos de ıadispositivos hipersustentadores: 38
    • Activos Se extrae energ´ de los motores para inyectarla a la capa l´ ıa ımite del extrad´s. Suelen ser o problem´ticos porque crean problemas de balance, cr´ a ıticos en el caso que falle un motor. Los efectos beneficiosos conseguidos por los turboh´lices no se pueden considerar un dispositivo hiper- e sustentador.Pasivos Se basan en tres efectos: • Aumento de la curvatura • Aumento de la cuerda • Aumento de la energ´ de la capa l´ ıa ımite.Dispositivos hipersustentadoresFlap de intrad´s o split flap oEl m´s simple de construir. Est´ en desuso por la gran resistencia aerodin´mica que presenta. a a aFlap simpleEl unico efecto es aumentar la curvatura. ´Flap FowlerAumento de la cuerda del perfil paro en menor medida que la cuerda del flap (ya que todo el flap est´ aescondido). Desde el borde de ataque del spoiler hasta el punto final del extrad´s. El efecto es un oaumento de la cuerda. Si deflectamos este flap conseguimos adem´s un aumento de la curvatura del perfil. Incluso podemos apermitir una ranura en el flap para controlar la capa l´ ımite. 39
    • Flaps ranuradosSu contribuci´n a la sustentaci´n se debe a la comunicaci´n entre el intrad´s y el extrad´s. Puede y o o o o osuele incluirse el efecto Fowler.Elecci´n del dispositivo hipersustentador oDebe siempre escogerse el dispositivo m´s simple posible que cumpla las especificaciones. Debemos atener tambi´n en cuenta que el cambio de posici´n del centro aerodin´mico puede hacer que el avi´n e o a otenga tendencia a picar. La correcci´n necesaria con la cola puede hacer que el avi´n sustente menos. o oPara evitarlo (adem´s de para otras cosas) se utilizan dispositivos de borde de ataque. a Tambi´n es probable que si la deflexi´n de los disp. hip. es muy elevada el perfil entre en p´rdida en e o eel borde de ataque, es decir, que la curvatura del fluido en este punto sea tan elevada que se desprendaun torbellino en el borde de ataque. La soluci´n a ello es controlar la capa l´ o ımite en aqu´l punto con eun dispos. hip. de borde de ataque.Dispositivos hipersustentadores de borde de ataqueSlot Control de la capa l´ ımite en el borde de ataque. Slot significa ranuraSlat Es un slot m´vil oFlap Krueger Muy sencillo de construir. 40
    • Comportamiento aerodin´mico aLa teor´ anal´ ıa ıtica utilizada normalmente es la siguiente: ∆CL0 = CLα + τf ηf δcfdonde: • τf es la efectividad del flap lineal • ηf es la efectividad no lineal del flap • δf es la deflexi´n del flap o En la pr´ctica la deflexi´n del flap, si ´ste no tiene ninguna ranura, provoca un aumento de la a o ecurvatura y un aumento del t´rmino constante de la curva de sustentaci´n. Este aumento llega a un e om´ximo para el perfil a Un aumento de la cuerda del perfil produce el efecto Fowler, un aumento en la pendiente de la curvade sustentaci´n proporcional a c . Este cambio de pendiente va desapareciendo en grandes deflexiones o cdebido a efectos no lineales. Finalmente los dispositivos de borde de ataque permiten que, cuando la deflexi´n es muy grande, oel perfil no entre en p´rdida en el borde de ataque. Esto se refleja en un alargamiento en la curva de esustentaci´n. o 41
    • 42
    • AleronesSu efecto sobre el ala es id´ntico al de un flap simple. e La opci´n de dise˜o es colocar primero los flaps para cumplir el requisito de sustentaci´n. Si al o n ocolocar los alerones no ocupan la envergadura suficiente se utilizan tambi´n spoilers. e Uno de los problemas asociados a los spoilers es que si se sit´an en el punto ´ptimo para obtener el u omayor momento de balance (en la punta del ala) es probable que en subs´nico alto se produzca inversi´n o ode mando. En este caso ser´ necesario dotar al avi´n de alerones m´s cercanos al encastre llamados a o aalerones de baja velocidad Tambi´n debemos tener la precauci´n de no colocar alerones cerca del chorro de gases del motor. e oEn ese punto se puede situar un flap.SpoilersLos spoilers tienen dos funciones. Deflectados unos pocos ´ngulos pueden actuar de alerones. En el aaterrizaje pueden romper la sustentaci´n para frenar el avi´n y acortar la distancia de aterrizaje. En o oese momento pueden llegar a deflectarse 90o .15. Distribuci´n de pesos y centrado oIntroducci´n oEl avi´n debe dise˜arse de modo que proporcione la m´xima flexibilidad de carga posible manteniendo o n ade un modo lo m´s invariante posible sus actuaciones. Esto debe conseguirse con tama˜os aceptables a nde superf´ ıcies estabilizadoras y l´ ımites de posici´n del centro de gravedad. o Para ello deben tenerse en cuenta las siguientes consideraciones • Posici´n del ala y el grupo motopropulsor respecto al fuselaje. o • Posici´n de la carga y del combustible. o 43
    • • Dise˜o del estabilizador horizontal. n • Posici´n del tren de aterrizaje principal. o La combinaci´n de estos factores est´ seriamente limitada por la posici´n del centro de gravedad. o a oLos efectos sobre el dise˜o del avi´n son los siguientes n o • Una gran variaci´n de la posici´n del CDG provoca grandes variaciones del margen de maniobra o o y estabilidad, esto hace que el dise˜o de las superf´ n ıcies estabilizadoras sea m´s complicado. a • Aumenta la resistencia debido al trim del avi´n o • Reducci´n del coeficiente m´ximo de sustentaci´n del avi´n o a o o La situaci´n del CDM se suele adimensionalizar con la CMA de tal modo que el dato se expresa en oporcentaje de la Cuerda Media Aerodin´mica. Los l´ a ımites posibles de la posici´n del CDM dependen ode la versatilidad que necesitemos en la carga. Un avi´n de transporte de mercanc´ puede necesitar o ıashasta un 30% de la CMA, un avi´n peque˜o para un par de ocupantes no m´s de un 10% o n aFlexibilidad y restricciones en la posici´n de la carga de pago oEl centro de gravedad debe establecerse tanto longitudinal como verticalmente. Una vez obtenida ladistribuci´n de pesos puede generarse un diagrama con todos los elementos, su contribuci´n al peso o ototal del avi´n y su posici´n. Una vez tabulados se utiliza la f´rmula del centro de masas o o o i xi Wi xcg = i WiLuego deben establecerse los l´ımites anteriores y posteriores de posici´n del centro de gravedad. o Es necesario conocer la posici´n del centro de gravedad en cualquier condici´n de carga. Una vez o ose ha establecido la distribuci´n definitiva de elementos del avi´n es posible obtener el diagrama peso- o oposici´n del cdg. o En el gr´fico se muestra la posici´n posible del centro de gravedad seg´n los estados de carga junto a o ucon sus l´ ımites aerodin´micos. aPasajerosEn transporte de pasajeros no se toma nunca el ´rden de asiento de modo arbitrario. Para el proceso ode carga de pasajeros se utiliza la regla de la ventanilla en virtud de la cual primero se llenar´n las afilas de las ventanillas, luego las de los pasillos y finalmente las interiores. Este proceso es importantesi queremos ser capaces de predecir la posici´n del centro de gravedad seg´n la ocupaci´n del avi´n. o u o o 44
    • Mercanc´ ıasDebe tenerse en cuenta que el avi´n dispone de dos bodegas, una anterior y otra posterior. Cu´l ocupar o aprimero depende precisamente de las necesidades de centrado.CombustibleLa carga de combustible siempre es beneficiosa para el centrado. Debido a la carga del combustiblenunca pasaremos los l´ ımites en el diagrama peso-CDG. Hay que tener en cuenta que los dep´sitos se ollenan desde la punta hasta el encastre y que la pendiente de las rectas de llenado de combustibledependen de la flecha del ala.Efecto de la disposici´n general oLa influencia con la disposici´n general del avi´n es evidente. S´lo hay que describir lo que se ve en la o o ofigura.Centrado del avi´n oEl proceso de centrado del avi´n se realiza dividiendo la aeronave en partes... ¿Se ha dado? o16. Superficie horizontal de colaFunciones 1. Equilibrio longitudinal en vuelo hirizontal 2. Garantizar la estabilidad est´tica longitudinal a 45
    • 3. Obtener un comportamiento din´mico en los modos longitudinales adecuado a 4. Capacidad de maniobrar en un plano vertical. Se suppone que la configuraci´n es de avi´n convencional: superficie estabilizadora en la cola tanto o overtical como horizontal. Hay que tener en cuenta que la fuerza del piloto es limitada. A la hora deldimensionado se tiene en cuenta que el combustible que hay que alojar para el centrado es del ordendel 2% del total.Estabilidad est´tica longitudinal a Las ecuaciones a aplicar son el equilibrio de fuerzas y de momentos. Si planteamos las ecuacionespara un incremento del ´ngulo de ataque a 2 xcg − xca Vh ∂ cmα = cLα − ηh chα 1− c ¯ V ∂α 46
    • Sh lhdonde ηh = Sw c¯ es el coeficiente de vol´men de la cola horizontal u18. Cargas del tren sobre las pistasIntroducci´n oLas cargas que produce el avi´n sobre las pistas deben ser compatibles con la resistencia de las mismas. oSe estudiar´ el problema el´stico o a baja velocidad a a W = VN + VM lN VN = lM VMDonde las distancias est´n medidas respecto al CDG a Hay diversos m´todos de clasificaci´n de aviones y pistas en funci´n de las cargas del tren sobre e o olos pavimentos. Estos m´todos permiten decidir si se debe permitir la operaci´n de un avi´n en una e o odeterminada pistaTipos de pistasLas pistas se clasifican en funci´n del tipo de piso y subsuelo. Existen dos tipo de pavimento: r´ o ıgido(hormig´n) oy flexible(asfalto); y cuatro tipos de subsuelos seg´n su resistencia. Esto da un totoal de ocho tipos udistintos de pistas. Para los pavimentos r´ ıgidos el primer modo de fallo se produce al superar e m´ximo esfuerzo de aflexi´n en labase de la losa, lo que produce el agritamiento. Para los flexibles, se considera fallo cuando ola deformaci´n macrosc´pica del pavimento es superior a un valor por reiterada aparici´n de carga. o o oM´todo LCN/LCG e • LCN = Load Classification Number • LCG = Load Classification Ground Es un criterio para permitir la operaci´n de un avi´n en una posta concreta. Se asigna un n´mero al o o uavi´n seg´n la carga que aplique al pavimento (LCN) y otro al pavimento en funci´n de su resistencia o u o(LCG, carga m´xima que soporta independientemente del avi´n). Si el n´mero del pavimento es superior a o ual del avi´n ´ste puede operar sin restricciones. o e Para calcular el LCN set utiliza un tren equivalente al del avi´n con una s´la rueda y se calculan o olas cargas ejercidas sobre el pavimento. El m´todo es el siguiente. e • Curva est´ndar de clasificaci´n de carga: para cada par de valores de carga equivalente por rueda a o simple (W ) y presi´n de inflado(pi ), existir´ un valor de LCN asociado. Ambos valores est´n a o a a su vez asociados por la huella del neum´tico, W = pi Ai a • Comportamiento de los pavimentos: se deduce experimentalmente que el comportamiento a rotura N W1 A1 del pavimento se aproxima con la relaci´n o W2 = A2 , con N del orden de 0.44, por lo que N N W1 W1 p2 aplicando la relaci´n W = pi Ai se obtendr´ o a W2 = W2 p1 . Tomando logaritmos en la expresi´n anterior se obtiene que: o N log W = log pi + C N −1por lo que a un ´ ındice de rotura dado le corresponder´ una de las curvas. a 47
    • Para utilizar la gr`fica anterior es necsario conocer la definici´n de ESWL (Equivalent Single Wheel a oLoad). Es la carga que aparece en una pata con un neum´tico inflado a la misma presi´n pi que el tren a ooriginal que prooduce el mismo efecto que el conjunto sobre el pavimento. Para el c´lculo del ESWL se autilizar´ la gr´fica siguiente a aM´todo ACN/PCN eEs el m´todo propuesto por la OACI. Se asigna un n´mero al avi´n (ACN) y otro al pavimento (PCN). e u oEl criterio para permitir la operaci´n de un avi´n en una pista es que si ACN < P CN el avi´n podr´ o o o aoperar sin restricciones. Los n´meros se determinan mediante ensayos y no es util para el dise˜o del tren. u ´ n 48
    • Esta clasificaci´n nos puede servir para dar el n´mero de ruedas necesarias y el n´mero de trenes o u upara un determinado MTOW. La siguiente gr´fica es bastante util. a ´19. Tren de aterrizajeIntroducci´n oAunque las dimensiones y el peso del tren de aterrizaje son modestos comparados con el de otras partesdel avi´n, no set trata de un accesorio sino de un elemento estructural esencial. o A pesar de su tama˜o reducido puede plantear problemas para su retracci´n y ocultamiento. En n oaviones de ala baja el tren principal se alojar´ en el encastre ala-fuselaje y el de morro en el fuselaje. aEn aviones peque˜os se alojar´ en proguberancias en el fuselaje o en g´ndolas. Se requerir´n adem´s n a o a aneum´ticos y sistemas de frenado por fricci´n. a o Sus funciones son • Absorber la energ´ cin´tica vertical del avi´n en el aterrizaje sin que las reacciones superen un ıa e o factor de carga de dise˜o compatible con la resistencia del tren y de las pistas. n • Proporcionar caracter´ ısticas de rodadura adecuadas evitando las inestabilidades durante las man- iobras de tierra. • Impedir el contacto de cualquier parte del avi´n con el terreno. oDisposici´n del tren de aterrizaje oNinguna parte del avi´n puede tocar el suelo en ning´n momento. Para el balance se utiliza una rotaci´n o u ode 8o y para el cabeceo los ´ngulos necesarios para las maniobras de despegue y aterrizaje. a 49
    • Las limitaciones sobre las tres vistas son las siguientesVista de perfil: En despegue y aterrizajela parte baja del fuselaje estar´ a una distancia m´ a ınima de la pista (cuyo valor m´ ınimo ser´ la m´xima deformaci´n del neum´tico suponiendo en tren a a o a extendido). En rodadura debe haber una distancia de como m´ ınimo 18 cent´ ımetros desde la parte m´s baja de los motores al suelo. La posici´n del tren respecto al CGD debe ser tal que a o para una maniobra de aterrizaje no se producza un momento de picado excesivo.Vista en planta: La posici´n del tren de morro se limitar´ a soportar una carga de entre el 8 y el 15% o a del MOTWVista en alzado: Deber´ mantener el ala sin contacto con el suelo en el aterrizaje con balance limitado a evitando tambi´n el contacto de g´ndolas o h´lices y mantener el ´ngulo de guarda por contacto e o e a de cono de cola. 50
    • 51
    • 20. Seguridad en la aviaci´n oIntroducci´n oEl objetivo es estudiar qu´ consideramos un accidente a nivel estad´ e ıstico desde el punto de vista dela operaci´n normal de una avi´n.. No sinteresa evaluar la eficacia de los sistemas de seguridad, la o otripulaci´n, el entorno. No se tienen en cuenta accidentes debidos a apoderamientos il´ o ıcitos, bombas,terrorismo... El nivel de riesgo est´ correlado inversamente con los esfuerzos para aumentar la seguridad. Estos ason mucho mayores en la aviaci´n comercial que en la deportiva. o 52
    • Accidentes e incidentesSeg´n el anexo 13 de la OACI un accidente es todo suceso relacionado con la utilizaci´n de un aeronave u ocomprendido entre el momento en el cual la primera persona entre en el avi´n con la intenci´n de relizar o oun vuelo hasta que la ultima persona desembarca. Estos sucesos pueden ser de dos tipos ´ • Cualquier persona sufre da˜os graves o muerte a consecuencia de n – Hallarse en la aeronave – Exposici´n directa al chorro de un reactor o – Entrar en contacto con alguna parte de la aeronave Con las excepciones siguientes – Muerte o lesi´n por causas naturales o – Suicidio – Causadas por otras personas (p. ej: ataque terrorista) – Lesoiones sufridas por polizones situados en zonas no destinadas a pasjeros o tripulaci´n. o A efectos estad´ ısticos se dan 30 d´ para considerar muertes y lesiones graves. Se considera lesi´n ıas o grave: – Requiere hostptalizaci´n de al menos 48 horas o – Fracturas – Quemaduras de 2o o 3o grado • Afectan a la estructura o caracter´ ısticas de vuelo del aeronave y requieren reparaci´n excepto o – Fallo del motor o en el cap´ y accesorios o – Da˜os en h´lices, explosi´n de neum´ticos. n e o a • La aeronave desaparece y o los restos son inaccesibles. Los incidentes se definen como todo suceso relacionado con la utilizaci´n de la aeronave que no llegua oa ser un accidente y que afecte a la seguridad de las operaciones. Un incidente se puede decir que es uncuasi-accidenteSegurdad en la aviaci´n oUtilizamos las dos variables estad´ ısticas siguientes f allecidos X= pasajero km 109 Accidentes con victimas Y = salidas 106Hay una gran influencia seg´n la nacinalidad del explotador y del tipo de aparato (edad). Las l´ u ıneasm´s inseguras son las suramericanas y africanas y las m´s seguras las de Asia y Pac´ a a ıfico.Prevenci´n de accidentes oLa mayor´ de los accidentes son una cadena de fallos. Las fuentes de fallos que terminan en accidente ıason: 53
    • Factores m´s frecuentes a Porcentaje Tripulaci´n o 70% Avi´n o 12% Mantenimiento 2% Climatolog´ıa 6% Control de tr´fico a 5% Otros 5%Investigaci´n de accidentes oSu objetivo es siempre determinar las causas para pervenir futuros accidentes e incidentes. Si es necesariose iniciar´ una cusa judicial para determinar los culpables pero es un objetivo secundaro. aA. Par´metros caracter´ a ısticos de alas ct λ= cr Sw cr + ct CM G = = b 2 b 1 2 2cr 1 + λ + λ2 CM A = c2 (y) dy = Sw −b 2 3 1+λ 1 CM A = (S1 CM A1 + S2 CM A2 ) S1 + S2 b2 b A= = Sw CM G b 2 2 yCM A = yc dy Sw 0B. Pr´cticas de laboratorio aEl ensayo del tren de aterrizaje consiste determinar el factor de carga de inercia. Para ello se pretendesimular el aterrizaje del avi´n nivelado sobre las dos patas del tren principal. Suponiendo como positiva ola ca´ ıda: W dV = W − L + 2Fn g dtConsiderando el peso como una fuerza de inercia e introduciendo el factor de carga de inercia llegamosa la ecuaci´n siguientes o W − W dV g dt 1 dV L + 2Fn ni = =1− = W g dt WAcabamos de definir el factor de carga inercial del aterrizaje. Para simularlo utilizaremos un carret´n ocuyos elementos son el tren que deseamos probar y una masa que simular´ el avi´n. Si aplicamos las a omismas ecuaciones al carret´n: o We dV 1 dV Fn = We − Fn → ne = 1 − = g dt g dt We 54
    • Que es el factor de carga equivalente del ensayo. Imponiendo que las reacciones sean las mismas enambos casos llegamos a que L + 2nw We ni = WPara el ensayo se imponen dos condiciones • El neum´tico contacta con el suelo con la misma velocidad en ambos casos a • El trabajo que realiza el sistema de amortiguaci´n desde la toma de contacto con el suelo hasta o que se alcanza la posici´n, tanto del avi´n como del carret´n, debe ser igual en ambos casos. o o o Adem´s la normativa da una velocidad de ca´ l´ a ıda ımite de aproximadamente 10 pies por segundo Para imponer estas dos condiciones contamos con las variables siguientes • Altura desde la que se lanza el carret´n. o • Peso equivalente situado sobre el tren. Aplicando la ecuaci´n de la energ´ a la ca´ y posteriormente a la amortiguaci´n (nunca olvidar o ıa ıda oque en el caso real el tren de aterrizaje tiene 2 patas) 1 V02 h= 2 g W h + d(1 − n) We = 2 h+ddonde n es el factor de carga alar del avi´n en el aterrizaje. oC. Preguntas t´ ıpicas de examen 1. Dise˜o de alas para r´gimen subs´nico alto. Comportamiento de perfiles a velocidades n e o subcr´ ıticas y supercr´ ıticas. Alas en flecha a alta y baja velocidad. Selecci´n de forma en o planta y par´metros geom´tricos principales a e 2. Diagrama pesos-alcances. Variaciones que experimenta al cambiar el peso m´ximoa el de- a spegue, el peso m´ximo de combustible y la carga de pago m´xima. a a 3. Criterios de selecci´n de tipo, n´mero y posici´n de los motores. o u o 4. Presentaci´n y evaluaci´n de un dise˜o preliminar o o n 5. Enumere las funciones del plano horizontal de cola y razone c´mo inciden en su dimensionado o 6. Razone c´mo influye el tipo de pista a utilizar en el dise˜o preliminar del tren de aterrizaje. o n 7. Dibuje la polar de un avi´n de transporte en configuraci´n de crucero se˜alando valores o o n t´ ıpicos de las variables que intervienen. 8. Si tuviera usetd que decididr en la adquisici´n de un nuevo avi´n para una compa˜´ a´rea... o o nıa e ¿En qu´ par´metros de los distintos aviones posibles se fijar´ principalmente? e a ıa 9. Enumere los certificados m´s importantes relacionados con el proyecto y la operaci´n de a o aviones, se˜alando c´mo se obtienen y para qu´ sirven. n o e 10. Normas de aeronavegabilidad sobre el despegue de aviones de transporte. 11. ¿Qu´ son los diagramas envolventes de maniobra y r´fagas? e a 55
    • 12. Se˜ale los cirterios que determinan el alargamiento y el estrechamiento de un avi´n de n o transporte que debe volar en r´gimen subs´nico alto. e o13. Indique las ventajas y desventajas relativas a situar los motores bajo las alas o adosados al fuselaje.14. Dibuje esquem´ticamente la estructura del fuselaje a15. Razone las diferencias existentes entre aviones con distinto n´mero de motores respecto a la u maniobra de despegue16. Enumere y comente las funciones de la superf´ horizontal de cola. ıcie17. Exprese los criterios que determinan la posici´n del tren de aterrizaje o18. Dibuje el diagrama pesos-alcances identificando las principales magnitudes que intervienen.19. Explique alg´n procedimiento r´pido de centrado del avi´n u a o20. Costes21. Determinar CMA22. sto F L, sLF23. Constante de Br´gu´t e e24. Diagrama PL-R25. Largueros26. Dimensionado del fuselaje27. Efectividad de los flaps28. Elecci´n de motores, radio de acci´n en crucero, gradiente de subida y costes. Determinaci´n o o o del MTOW29. Centrado y cambio de motor.30. A˜adir rebanadas de fuselaje. n31. Calcular el alargamiento, el par´metro de estrechamiento, la superf´ alar... a ıcie32. Elecci´n de neum´ticos. Tren de aterrizaje o a33. Autonom´ ıa. 56