1. Calculo de Aviones
´
Author: Guillem Borrell
Revision: 0.9
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u
´
Indice de contenidos
0. 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
o
2. 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
o
3. 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. 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 Aterrizaje
4. 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 T
5. 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
Dimensionado
6. 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
o
7. Actuaciones en vuelo horizontal
2

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 crucero
8. 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 subida
9. 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
o
10. 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
o
11. Diagrama de pesos-alcances
Obtenci´n del diagrama PL-R
o
Utilidad del diagrama PL-R
12. 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
Bataneo
13. Selecci´n de par´metros geom´tricos del ala
o a e
Forma en planta del ala
3

4. Alargamiento
Espesor Relativo
Par´metro de estrechamiento λ
a
Par´metro de torsi´n θ
a o
14. 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
Spoilers
15. 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
o
16. Superficie horizontal de cola
Funciones
Estabilidad est´tica longitudinal
a
18. Cargas del tren sobre las pistas
Introducci´n
o
Tipos de pistas
M´todo LCN/LCG
e
M´todo ACN/PCN
e
19. Tren de aterrizaje
Introducci´n
o
Disposici´n del tren de aterrizaje
o
20. Seguridad en la aviaci´n
o
Introducci´n
o
Accidentes e incidentes
4

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 examen
0. Cuestiones preliminares
Objetivo de la asignatura
Capacitar a losalumnos para llevar a cabo dise˜o preliminar de aviones de transporte, con especial
n
atenci´n al desarrollo de la configuraci´n y la aeronavegabilidad. La asignatura se centrar´ en el ´mbito
o o a a
de 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 n
esta fase el desarrollo de la configuraci´n se centra en el aspecto externo del avi´n y el dise˜o para
o o n
cumplir los requisitos del proceso de certificaci´n (aeronavegabilidad).
o
Bibliograf´
ıa
Hay 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 o
Torenbeek. 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 a
cient´
ıficas y no tan utiles.
´
5

6. Anteproyecto de Avi´n
o
Existe la posibilidad de realizar un trabajo voluntario, un anteproyecto del dise˜o de un avi´n. Es un
n o
trabajo 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
a
y 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
o
semejantes, 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.
a
1. Concepto y contenido de la asignatura
El 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
o
elaborado por la propia empresa. Los fabricantes forman entonces un grupo de tabajo o grupo de
proyecto para elaborar el avi´n. El proceso de dise˜o consta de tres fases:
o n
Dise˜ 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.
o
Dise˜ 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. 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 n
Aceptaci´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 o
Certificaci´n
o
Una vez se ha cerrado el dise˜o del avi´n ha de lograr un certificado de tipo, una garant´ que el proyecto
n o ıa
es v´lido, que el avi´n no va a presentar problemas. Para lograrlo se somete a uno o varios prototipos
a o
a pruebas de todo tipo durante dos o tres a˜os. Sin el certificado no se puede iniciar el proceso de
n
fabricaci´n. Este proceso puede durar unos 2-3 a˜os.
o n
2. Aspectos econ´micos
o
Factores que influyen en la adquisici´n de un avi´n
o o
Econom´ del avi´n
ıa o
Costes totales de operaci´n del avi´n, ya sean relacionados o no con su uso.
o o
Actuaciones del avi´n
o
Las 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
o
es muy importante la certificaci´n ETOPS. ETOPS significa Extended-range Twin-engine Operation
o
Performance Standards. Es el tiempo m´ximo que un avi´n bimotor puede alejarse de un aeropuerto
a o
adecuado con el fallo de un motor o de un sistema importante. Va de 60 hasta 180 minutos y depende
de la compa˜´ a´rea.
nıa e
7

8. Fabricante
• Experiencia previa
• Condiciones de financiaci´n
o
• Plazos de entrega
• Servicio post-venta
Otros factores
• Capacidad evolutiva del avi´n
o
• Atractivo para el pasajero
• Ru´ del avi´n
ıdo o
Costes asociados a la explotaci´n de un avi´n comercial para una l´
o o ınea a´rea
e
Los costes se separan en dos grupos
Costes directos aquellos que dependen directamente del tipo de avi´n adquirido, es decir, ser´
o ıan
distintos si fuera un avi´n distinto
o
Costes 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.
DOC
Antes de definir el DOC es importante hablar de estos dos par´metros:
a
Tiempo 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 e
los 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 n
por 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. Contribuciones
Todos los gastos que tiene una compa˜´ a´rea que est´n directamente relacionados con el tipo de avi´n
nıa e e o
con el que opera. No hay coincidencia entre lineas a´reas o organizaciones internacionales sobre qu´
e e
contribuciones 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.
nıa
Criterios de Reducci´n
o
dW Ce W
Expresando 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 motores
Factores que reducen el DOC
Adem´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 o
Precio 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. • 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 a
para el coste directo de operaci´n a costa de aumentar el precio del mismo. Es muy importante encontrar
o
el equilibrio.
3. Configuraci´n general de un avi´n de transporte subs´nico
o o o
Introducci´n
o
Configuraci´n general: aspecto externo del avi´n , fuselaje, ala, planta propulsora y tren de aterrizaje,
o o
superficie de cola. Estos elementos se definen con su geometr´ inicial y hay que indicar la posici´n de
ıa o
unas 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
n
creadora se congela la configuraci´n.
o
Datos de los que se vale el dise˜ador:
n
Especificaciones 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.
n
Tecnolog´ 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 o
avi´n.
o
Su experiencia previa es importante ya que hay ciertos m´todos o modelos semiemp´
e ıricos que tienen
coeficientes ajustados mediante las bases de datos de aviones semejantes.
Fuselaje
Tiene 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. • 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.
Ala
Dos 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 ıcil
Ala alta
Ventajas:
• 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 aterrizaje
Ala media
Ventajas:
• 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. Ala baja
Ventajas:
• 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´
a
Efecto de la localizaci´n del ala
o
Configuraci´n interior
o
Ala 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 o
Ala 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.
Seguridad
Ala 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
a
Aspectos estructurales
• El ala alta es m´s compleja.
a
12

13. Planta propulsora
Selecci´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 o
turboh´lice para el subs´nico bajo.
e o
Selecci´n del n´ mero de motores
o u
Las 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.
e
Posici´n de los motores
o
Ver Torenbeek para una buena discusi´n sobre el tema.
o
Selecci´n final del motor
o
Los 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 cola
Las superficies de control no siempre est´n en la cola aunque el canard es muy poco utilizado en aviaci´n
a o
civil. 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. Tren de Aterrizaje
Fundamentalmente es un triciclo (siempre que no se trate de aviaci´n deportiva o regional con rueda
o
en 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.
o
4. Arquitectura de Aviones
Introducci´n
o
Identificaci´n err´nea entre arquitectura y estructura. La arquitectura engloba la disposici´n de los
o o o
equipos 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-
o
ci´n se deba a la necesidad de los sobrontratoas para grandes pedidos as´ como facilitar la tarea a los
o ı
consorcios.
La arquitectura y la estructura son aspectos que cambian poco con el tama˜o del avi´n, incluso con
n o
el 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 n
teriores inicialmente s´lo serv´ de revestimiento, luego fracasaron los intentos de estructura monocasco
o ıan
y finalmente se opt´ por las estructuras semimonocasco.
o
Arquitectura del Fuselaje
Prop´sito
o
El 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. La
concepci´n del fuselaje depende de la misi´n del avi´n, sobre todo dede el punto de vista no estructural
o o o
Cargas 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
o
Estructura b´sica
a
Tubo 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 ıa
libre 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. Para mantener la forma del revestimiento y soportar los larguerillos se a˜aden cuadrenas como
n
elemento 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 o
tremos del fuselaje, entre las zonas presurizadas y no presurizadas. Cualquier soluci´n que no sea un
o
casquete esf´rico es est´pida en aviones de gran tama˜o. El interfaz entre los casquetes y el fuselaje es
e u n
una parte complicada y requiere optimizaci´no
Mamparo posterior: Separa el cono de cola, donde est´ la APU y los cambiadores de calor de condi-
a
cionamiento de cabina (refrigeraci´n).
o
Arquitectura del ala
El elemento estructural primordial es el Larguero, que soporta el momento flector de la sustentaci´n.
o
Puede 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 local
Largueros
• 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. 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.
o
Tanques de combustible
En el interior del caj´n de torsi´n se situa un tanque integral de combustible. La disposici´n de los
o o o
diferentes tanques a lo largo de la envergadura y su no no depende de la estructura sino del problema
de centrado pues a medida que se consume combustible el CDG del avi´n var´ junto con el momento
o ıa
flector en el encastre.
Como el combustible alivia el momento flector en el encastre debido a la sustentaci´n siempre se
o
llevan 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 segundo
caso puede ayudarnos a equilibrar el avi´n cuando los tanques de las alas est´n llenos
o a
Arquitectura de la cola
La estructura de las superficies de cola es similar a la del ala aunque como no hay necesidad de utilizar
dispositivos 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 n
debe tenerse en cuenta que el flameo puede alterar el mando, no debe mostrar inestabilidades.
Cola convencional
Consta 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
a
incidencia se regula en un putno de la zona delantera de la secci´n central.
o
Cola en T
A 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
e
dise˜arse con gran rigidez. Esta rigidez a torsi´n depende mucho de la masa del EH que debe reducirse
n o
al m´ximo. En general se necesita 1.5 veces mayor rigidez en el encastre y 40 veces m´s en la punta
a a
respecto al convencional. Para reducir el efecto del flameo se le dota de diedro negativo.
16

17. 5. Dise˜ o del fuselaje
n
Introducci´n
o
Las 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 tienen
problemas de ressitenca aerodin´mica y las mayores de rigidez estructural y de ´ngulo de despegue y
a a
aterrizaje.
Disposici´n de la cabina en aviones de transporte
o
Aspectos 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 o
estrecho y de fuselaje ancho. Los de fuselaje estrecho tienen s´lo un pasillo y su capacidad es siempre
o
menor a unos 200 pasajeros. A partir de aproximadamente esta cifra se pasa a las configuraciones
con dos pasillos hasta unos 500 pasajeros. A partir de esta cantidad se debe optar por soluciones
alternativas, la unica utilizada hasta la fecha son m´ltiples pisos. Utilizar tres pasillos no tiene sentido
´ u
por motivos de seguridad.
Al planificar la distribuci´n en planta de la cabina debemos atender principalmente las normas de
o
seguridad. Se pretende que los pasajeros puedan slair cuanto antes del avi´n en caso de accidente, por
o
ello 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
n
El principal par´metro es la longitud de cabina. Se suele optar por clasificar los asientos en tres clases,
a
primera, business y turista. Se habla tambi´n de configuraci´n business-turista y de alta densidad (s´lo
e o o
turista)
Normalmente las distancias longitudinales y transversales entre asientos (pitch) son:
17

18. clase Primera Business Turista
pitch 1.5m 0.92m 0.85-0.75m
anchura 0.5m 0.435m 0.435-0.4m
Accesos, evacuaci´n y servicios del avi´n en tierra
o o
La 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 o
tardar 90 segundos en estar fuera del avi´n desde el isntante en el que se encienden las luces de emer-
o
gencia. Esto implica que las puertas de emergencia son un requisito fundamental en el dise˜o de la
n
cabina 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
o
pasajeros 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 9
Dimensionado
• 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. 6. Polar del avi´n
o
Introducci´n
o
Trabajamos con una polar cuadr´tica:
a
2
CL
CD = CD0 +
πΛϕ
La polar tiene dos t´rminos, la resistencia de fricci´n del avi´n y la resistencia inducida por la sus-
e o o
tentaci´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. Una vez sabemos que nuestro modelo se ajusta bien es necesario calcular los coeficientes con una
precisi´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
o
el 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 a
debemos tener en cuenta que el CDG del avi´n cambia seg´n el estado de los dep´sitos de combustible.
o u o
Si queremos ser completamente rigurosos debemos calcular la polar equilibrada que tiene en cuenta
todas estas contribuciones.
Terminolog´ de la resistencia aerodin´mica
ıa a
La resistencia aerodin´mica se desglosa en el dise˜o de aeronaves en m´ltiples contribuciones.
a n u
C´lculo Pr´ctico de CD0
a a
Para calcular el coeficiente de resistencia a fricci´n utilizamos la analog´ de la placa plana. Se trata de
o ıa
clacular la resistencia de cada uno de los elementos del avi´n y luego a˜adir unos factores de interferencia
o n
entre los mismos.
Swet i
CD0 = Cf i F Fi F Iij
i
Sw
Para calcular el coeficiente de resistencia de cada cuerpo es cuando se utiliza dicha anaolg´
ıa
=2bc
1 2
Dplaca = ρV Swet cf
2
cf 34−45·10−4
El coeficiente de fricci´n depende del n´mero de Reynolds del movimiento. Normalmente se escoge el
o u
que 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 utiliza
un factor de forma y para tener en cuenta la repercusi´n que tienen en el avi´n se les adimensionaliza
o o
con la superf´
ıfcie alar y se multiplica por un factor de interferencia llegando a la primer f´rmula de la
o
secci´n.
o
La superf´ alar a la que se refieren todas las f´rmulas es la correspondiente al ala completa, no a
ıcie o
la suma de las dos semialas. Debemos tener en cuenta tambi´n que la analog´ de la placa plana tiene
e ıa
en cuenta que el flujo se encuentra adherido. Existen zonas del avi´n como por ejemplo el cono de cola,
o
donde el flujo est´ desprendido y es completamente turbulento. Estas contribuciones deben tenerse en
a
cuenta a parte.
20

21. C´lculo pr´ctico de ϕ
a a
Si nuestro avi´n constase s´lo de una ala ϕ ser´ equivalente al factor de Oswald. Pero este no es casi
o o ıa
nunca el caso. Podemos utilizar la siguiente f´rmula
o
1 1
= + k (1 + )
ϕ e
donde
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 o
Reducci´n de la resistencia aerodin´mica
o a
La 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 reducir
la magnitud de los vortices marginales (estela). El inconveniente de los winglets es que aumentan el
momento flector del ala.
Reducci´n del CD0
o
En la mayor´ del avi´n el flujo es aherido y turbulento.Una de las pocas cosas que podemos controlar
ıa o
es forzar la transici´n. Los m´todos se basan en modificar las superficies del avi´n para modificar el
o e o
flujo a mediana escala. Podemos utilizar materiales con rayados microsc´picos en la direcci´n de la
o o
corriente, perfiles laminares que retrasan la aparici´n de la capa l´
o ımite turbulenta, un doble extrad´s.
o
La ciencia est´ en pa˜ales.
a n
7. Actuaciones en vuelo horizontal
Condiciones de Crucero
tf
Ha 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 Wi
Para 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 Wi
La expresi´n final se conoce como la ecuaci´n de Breguet. Los t´rminos constantes que premultiplican
o o e
el 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. 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 o
tentaci´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 + CD0
y resolviendo:
CL opt = ξ CD0 = πΛϕCD0
A partir de ah´ se puede obtener la eficiencia aerodin´mica ´ptima volviendo a sustituir en la ecuaci´n y
ı a o o
expandiendo el coeficiente de sustentaci´n el Mach de vuelo ´ptimo. Todos estos datos est´n tabulados
o o a
para la polar equilibrada en cada caso.
Variaci´n del cj con el Mach de vuelo
o
Normalmente trabajaremos con la siguiente hip´tesis
o
β
cj M
=
cj ref Mref
con 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.
o
Empuje 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 Wto
Esta f´rmula no tiene m´s misterio que ir expandiendo la polar del avi´n, suponer el equilibro del
o a o
crucero y finalmente conseguir que aparezcan los datos de despegue
22

23. 8. Actuaciones en pista y en subida
Estimaci´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.
u
Si el motor falla antes de V1 el piloto debe decidir frenar el avi´n utilizando la pista que le sobra para
o
frenar. En el caso que Vef sea mayor a V1 no le queda m´s remedio que despegar, el avi´n debe estar
a o
dise˜ado para que se alcance V2 si dicho evento sucede. Una vez definidas estas velocidades ya es posible
n
calcular 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
n
criterio de la longitud de campo compensada: la distancia de despegue obtenida cuando se toma V1 de
tal manera que s2 = s3 .
23

24. M´todo para la estimaci´n de la distancia de despegue
e o
La 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 sto
Aterrizaje
El an´lisis del aterrizaje es muy parecido al realizado para el despegue. Supondremos que el avi´n se
a o
aproxima 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 WL
Actuaciones en subida
El avi´n se encuentra en el 2o segmento de subida cuando ha superado los 35 pies y V2 . Se supone el
o
tren de aterrizaje subido y los flaps en configuraci´n de despegue. En este tramo, las normas exigen
o
que debe cumplirse un gradiente m´ ınimo de subida (´ngulo m´
a ınimo de ascenso γ2 ) incluyendo fallo de
motor cr´
ıtico.
Tto Ne Tto 1 W2
≥ + γmin
Wto Ne − 1 T2 L/D|2 Wto
24

25. 9. Pesos del avi´n
o
Introducci´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
a
estructura 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 o
por 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. Estimaci´n inicial de los pesos del avi´n
o o
No se tiene en cuenta nunca el combustible perdido durante la etapa de rodadura, siempre se empieza
a contabilizar en la cabecera de la pista.
La ecuaci´n fundamental es:
o
T OW = OEW + P L + F W
Siendo esta la ecuaci´n real, debemos tener en cuenta que el avi´n se certificar´ para un MTOW
o o a
determinado. OEW es fijo con lo que har´ que se llegue al peso m´ximo es la suma entre la carga de
a a
pago y el combustible.
Carga de pago
Estimamos 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
o
Peso vac´ operativo
ıo
La ecuaci´n que lo estima, seg´n Roskame es:
o u
OEW = λM T OW + Wengines + ∆We
Donde ∆We es funci´n de las dimensiones del avi´n y nos ayuda a correlar el OEW con el MTOW
o o
mediante 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 utilizar
una correlaci´n lineal con s´lo un par´metro
o o a
Peso de combustible
El procedimiento habitual es descomponer el vuelo en sus distintas fases seg´n la ilustraci´n.
u o
26

27. S´lo para la fase de crucero y la de desplazamiento hacia un aeropuerto alternativo se utiliza la
o
ecuaci´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 W8
Estimaci´n del peso de combustible para reservas
o
Las normas exigen disponer de combustible suficiente como para ir a un aeropuerto alternativo al de
destino (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
a
constante independiente:
RF = γLW
Nota
Los aeropuertos alternativos se encuentran en el plan de vuelo.
10. Dimensionado inicial
Punto de dise˜ o
n
Se trata de un punto que tenemos que elegir en el siguiente gr´fico. Con este punto de dise˜o se cierran
a n
variables 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-
n
ciones del avi´n:
o
Requisitos 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. 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 encima
Despegue
Tto Wto /S
≥ kto
Wto σCLmax sT OF L
Es una recta creciente. El punto de dise˜o puede estar debajo de la recta.
n
Aterrizaje
Wto Wto
≤C σCLmax sLF L
S WL
Es una recta vertical. Los valores posibles pueden estar a su derecha
Subida 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 u
M´
ınimo MTOW Son curvas, aproximadamente par´bolas, no muy complicadas de obtener
a
M´
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. Criterios para seleccionar el punto de dise˜ o
n
En vuelo de crucero da igual llevar un motor de mayor o menor empuje, s´lo debe tenerse en cuenta el
o
coste 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 n
ala 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 n
alares 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 n
entonces a los datos que nos proporciona el fabricante de motores. Una vez tenemos en cuenta lo anterior
estudiaremos la complejidad de los dispositivos hipersustentadores, a mayor complejidad mayor coste
tanto 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
a
a
• 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
• ϕ
Dimensionado del ala
Como no tenemos ning´n dato recurrimos al alargamiento de los aviones semejantesconvenientemente
u
adimensionalizados. Debemos tener en cuenta los valores t´
ıpicos de alargamiento y estrechamiento as´
ı
como mantener la flecha en la m´
ınima posible para la velocidad m´xima de vuelo deseada
a
Superficies de cola
Se acude a los coeficientes de vol´menes del estabilizador horizontal y vertical respectivamente.
u
Sh lh
c1 =
S CM A
Sv lv
c2 =
S b
Con todo lo anterior ya podemos dibujar de forma bastante aproximada las dimensiones iniciales del
avi´n.
o
Disposici´n del tren de aterrizaje
o
La determinaci´n del n´mero de patas se hace en funci´n de los aviones semejantes. La disposici´n del
o u o o
tren principal es justo en el encastre del ala con el fuselaje. En el caso de necesitar varias patas hay que
buscarle sitio en la ui´n ala-fuselaje o en la bodega posterior. La posici´n del tren auxiliar se determina
o o
tambi´n seg´n los aviones semejantes.
e u
29

30. 11. Diagrama de pesos-alcances
Obtenci´n del diagrama PL-R
o
El gr´fico pesos-alcance anterior es lo suficienemente explicativo. Lo m´s importante es entender por
a a
qu´ 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
o
de Breguet.
Wf
V L dW Wi
R= → R = k ln
Wi gcj D W Wf
Expres´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 L
Utilidad del diagrama PL-R
Al transportista o compa˜´ s´lo le interesa la zona oscurecida del diagrama pesos-alcances, llamada
nıa o
diagrama 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 o
nos 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 o
puede transportar. Adem´s, los ingresos de la compa˜´ a´rea son hip´rbolas en el plano PL-R, con lo
a nıa e e
que es muy f´cil obtener la ruta ´ptima para un avi´n dado.
a o o
30

31. 12. Dise˜ o de alas en r´gimen subs´nico
n e o
Introducci´n
o
El ala es el principal elemento sustentador del avi´n y su dise˜o est´ relacionado con cuatro aspectos
o n a
del proyecto:
• Actuaciones del avi´n
o
• Cualidades de vuelo
• Dise˜o estructural del avi´n
n o
• Configuraci´n general
o
Actuaciones del avi´n
o
El dise˜o del ala aporta t´rminos importantes en las ecuaciones para elegir el punto de dise˜o. Encon-
n e n
tramos 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 a
importante. No s´lo influye en las actuaciones, tambi´n en la polar, la geometr´ general del avi´n y la
o e ıa o
resistencia aerodin´mica.
a
Comportamiento ante r´fagas
a
Durante el vuelo el avi´n puede sufrir r´fagas de viento vertical debidas a la turbulencia atmosf´rica.
o a e
Estas 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
o
vertical de la velocidad. Adem´s, esta componente, aunque apreciable puede ser considerada peque˜a
a n
respecto a la velocidad del avi´n. La suma vectorial de ambas puede modelarse como un ligero cambio
o
en 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 Sw
Esto significa que el diferencial de factor de carga es inversamente proporcional a la carga alar. Cuanto
menor 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 o
de las r´fagas con una r´faga instant´nea mediante un factor de atenuaci´n
a a a o
∆n = kg ∆ninst
Debido a que la carga alar en los turbofanes es muy elevada se puede considerar el factor anterior como
constante.
31

32. Entrada en p´rdida de perfiles y alas
e
Las caracter´
ısticas del avi´n durante la p´rdida deben probarse durante el proceso de certificaci´n. Se
o e o
requiere 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 tener
en 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 e
Propiedades de los perfiles frente a la p´rdida
e
La parte final de la curva de sustentaci´n de los perfiles es caracter´
o ıstica de cada uno y viene muy influida
por su espesor. Torenbeek hace una clasificaci´n muy completa de ellos. Los perfiles no deben tener
o
una entrada en p´rdida muy brusca, sin avisos; este comportamiento es especialmente malo (explosivo)
e
en perfiles de espesor intermedio. Estos son precisamente los perfiles que se utilizan en el subs´nico alto
o
as´ que debe optimizarse su dise˜o.
ı n
32

33. 33

34. Entrada en p´rdida del ala
e
Se considera que un ala ha entrado en p´rdida cuando la zona en p´rdida alcanza una longitud del orden
e e
de la CMA. Lo m´s importante de la p´rdida del ala es controlar el punto de la envergadura donde
a e
empieza. Es muy importante que no suceda donde se encuentran los alerones ni en la ra´ del ala porque
ız
entonces desaparecer´ cualquier control sobre el mecanismo de p´rdida. Nos interesa que el proceso se
ıa e
inicie 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. Comportamiento en subs´nico alto
o
Comportamiento de perfiles
La 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 a
empieza a subir significativamente descendiendo la eficiencia aerodin´mica. Seg´n su comportamiento
a u
en subs´nico alto distinguimos entre estos cuatro tipos de perfiles.
o
Perfil 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. 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.
a
Perfiles 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 o
Efecto de la flecha en el ala
La flecha retrasa los problemas de compresibilidad ya que para el ala ve la componente perpendicular
al 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. Bataneo
Se define como Bataneo la presencia de ondas de choque intensas que pueden dar lugar a la separaci´n o
del flujo y grandes fluctuaciones de presi´n sobre el ala. La consecuencia de estas fluctuaciones son
o
vibraciones.
El bataneo es un efecto debido a la compresibilidad y suele aparecer cuando el factor de carga pasa
de 1.3g
Debemos tenerlo en cuenta cuando presentamos la envolvente de vuelo
Viendo el gr´fico definimos
a
Overshoot in speed Maniobra de aceleraci´n a carga constante
o
Pull-up maneuver Maniobra de giro a Mach constante
13. Selecci´n de par´metros geom´tricos del ala
o a e
Forma 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 G
Interviene en la polar del avi´n. Tiende a ser alto para as´ reducir la constante de la polar, pero ha de
o ı
hacerse 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

38. • 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 Relativo
La tendencia actual es utilizar la menor flecha posible y desarrollar perfiles supercr´
ıticos conservando
el 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 M2
donde M* es un factor que depende de la tecnolog´ de los perfiles.
ıa
Par´metro de estrechamiento λ
a
De aspira a obtener una distribuci´n el´
o ıptica de circulaci´n para forzar un CD0 m´
o ınimo. Tambi´n ayuda
e
a controlar la posici´n del inicio de entrada en p´rdida del ala, a medida que aumenta se desplaza hacia
o e
el 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 o
Se persigue que la entrada en p´rdida se inicie en la zona media de la envergadura. Las distribuciones de
e
torsi´n est´n relacionadas con la flecha y con el estrechamiento del ala pues ambas var´ la distribuci´n
o a ıan o
de vorticidad alrededor de cada perfil.
Es quiz´s m´s importante en la punta donde el estrechamiento puede provocar una entrada en
a a
p´rdida prematura debido a los efectos tridimensionales.
e
14. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando en
el ala
Consideraciones generales
Una ala convencional tiene un CLm ax de 1.5. Este coeficiente no es suficiente para las velocidades de
despegue y aterrizaje deseables (y por consiguiente las distancias de campo de vuelos necesarias. En
estos puntos, sobretodo en el aterrizaje, la eficiencia aerodin´mica no es tan importante as´ que estamos
a ı
dispuestos 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 flujo
adherido a la superficie del ala aunque con su curvatura esto ser´ imposible. Tenemos dos tipos de
ıa
dispositivos hipersustentadores:
38