diseño conceptual de avión agrícola no tripulado diana carolina

DISEÑO CONCEPTUAL DE AVIÓN AGRÍCOLA NO TRIPULADO
DIANA CAROLINA HOLGUÍN NARANJO
JUAN CARLOS CANCELADO RODRÍGUEZ
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERÍA
PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA
BOGOTÁ, D. C.
2009
1 DISEÑO CONCEPTUAL DE AVIÓN AGRÍCOLA NO TRIPULADO
DIANA CAROLINA HOLGUÍN NARANJO
JUAN CARLOS CANCELADO RODRÍGUEZ
Trabajo de grado como requisito para optar al título de Ingeniero
Aeronáutico
Asesor de investigación
JAIME ALBERTO ESCOBAR
Ingeniero Mecánico
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERÍA
PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA
BOGOTÁ, D. C.
2009
2 Nota de aceptación
___________________________
___________________________
___________________________
___________________________
Presidente del jurado
___________________________
Jurado
___________________________
Jurado
Bogotá D.C., 2009
3 Este trabajo está dedicado a todas las personas que directa o indirectamente
han participado en el desarrollo de la aviación agrícola en el mundo
4 CONTENIDO
Pág.
INTRODUCCIÓN 14 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 15 1.1 ANTECEDENTES 15 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 1.2.1 Descripción
1.2.2 Formulación
16 16
16
1.3 JUSTIFICACIÓN 17 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 1.4.1 General
1.4.2 Específicos
18 18
18
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES 18 2. MARCO DE REFERENCIA 18 2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL 2.1.1 Características de la aspersión aérea
2.1.2 Equipos utilizados en la aspersión aérea
2.1.3 Sustancias utilizadas en la aspersión aérea
2.1.4 Procesos de diseño de aeronaves
19 19
19
22
23
3. METODOLOGÍA 26 3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 26 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN 26 3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN 26 3.4 HIPÓTESIS 26 3.5 VARIABLES 27 5 4. DISEÑO CONCEPTUAL DE AVIÓN AGRÍCOLA NO TRIPULADO 28 4.1 ESTUDIO DE REQUERIMIENTOS 4.1.1 Misión
4.1.2 Carga útil
4.1.3 Pistas de operación
4.1.4 Velocidades
4.1.5 Rango de traslado (Ferry)
4.1.6 Techo de servicio
4.1.7 Tipo de combustible y localización
4.1.8 Conciencia situacional
4.1.9 Estructura
4.1.10 Limpieza y mantenimiento
4.1.11 Maniobrabilidad
4.1.12 Dimensiones
28 28
28
28
28
29
29
29
29
29
29
29
30
4.2 CONFIGURACIÓN 4.2.1 Posición de planta motriz
4.2.2 Posición de plano
4.2.3 Tren de aterrizaje
4.2.4 Empenaje
30 30
31
31
31
4.3 ANÁLISIS DE RESTRICCIONES Y DIMENSIONAMIENTO INICIAL 4.3.1 Perfil de la misión
4.3.2 Dimensionamiento inicial
4.3.3 Estimación de pesos por el método de fracciones de combustible
4.3.4 Estudios de sensibilidad y factores de crecimiento
4.3.5 Análisis de restricciones
4.3.6 Continuación del estimado de peso
32 32
34
39
45
51
59
4.4 RENDIMIENTO 4.4.1 Requerimientos de rendimiento
4.4.2 Parámetros de diseño investigados
4.4.3 Rendimiento en despegue y aterrizaje
4.4.4.Rendimiento en virajes nivelados
65 65
67
68
71
4.5 AERODINÁMICA 4.5.1 Requerimientos, Dimensionamiento Inicial y Análisis de Restricciones
4.5.2 Selección de perfiles aerodinámicos
4.5.3 Geometría de ala y fuselaje
4.5.4 Características aerodinámicas
77 77
77
82
92
6 4.6 PROPULSIÓN 4.6.1 Requerimientos
4.6.2 Selección de motor.
4.6.3 Selección de hélice.
97 97
97
99
4.7 ESTRUCTURAS Y CARGAS 4.7.1 Requerimientos estructurales
4.7.2 Consideraciones estructurales
4.7.3 Estudio de materiales
4.7.4 Tren de aterrizaje
4.7.5 Diagramas V-n
4.7.6 Diagramas de fuerzas cortantes y momentos flectores
101 101
101
105
107
108
110
4.8 ESTABILIDAD Y CONTROL 4.8.1 Requerimientos de estabilidad
4.8.2 Dimensionamiento del empenaje
4.8.3 Margen estático
4.8.4 Dimensionamiento de superficies de control
4.8.5 Estabilidad estática longitudinal
112 112
112
113
115
119
4.9 SISTEMAS DE ABORDO 4.9.1 Sistema de radio-control
4.9.2 Sistema de combustible
4.9.3 Sistema de aspersión
125 125
126
127
4.10 ESTIMACIÓN DE COSTOS 4.10.1 Comparación de costos
4.10.2 Desglose del costo de producción.
131 132
134
5. RESULTADOS 136 6. CONCLUSIONES 144 7. RECOMENDACIONES 146 BIBLIOGRAFÍA 148 ANEXOS 149 7 LISTA DE FIGURAS
Pág.
FIGURA 1. BOMBA CENTRÍFUGA AGRÍCOLA. FIGURA 2. AGUILONES DE ASPERSIÓN. FIGURA 3. ATOMIZADORES ROTATORIOS. FIGURA 4. PERFIL DE LA MISIÓN MODIFICADO FIGURA 5. DIMENSIONES DEL CAMPO DE TRABAJO FIGURA 6. RADIO DE GIRO FIGURA 7. COMPARACIÓN DE RELACIONES DE PESO VACÍO FIGURA 8. FACTOR DE CRECIMIENTO DEBIDO A CARGA PAGA FIGURA 9. FACTOR DE CRECIMIENTO DEBIDO AL PESO VACÍO FIGURA 10. FACTOR DE CRECIMIENTO DEBIDO AL RANGO FIGURA 11. FACTOR DE CRECIMIENTO DEBIDO A EFICIENCIA AERODINÁMICA FIGURA 12. FACTOR DE CRECIMIENTO DEBIDO A LA EFICIENCIA DE LA HÉLICE FIGURA 13. FACTOR DE CRECIMIENTO DEBIDO AL SFC FIGURA 14. VELOCIDAD DE PÉRDIDA VS. CARGA ALAR FIGURA 15. DIMENSIONAMIENTO ALAR FIGURA 16. DIAGRAMA DE RESTRICCIONES FIGURA 17. DISTANCIAS DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE VS. W/S FIGURA 18. VARIACIÓN DE PESO EN LA MISIÓN FIGURA 19. RADIO DE GIRO VS. VELOCIDAD DE GIRO FIGURA 20. TASA DE VIRAJE VS. VELOCIDAD DE GIRO FIGURA 21. EMPUJE REQUERIDO Y DISPONIBLE FIGURA 22. COMPARACIÓN DE PERFILES FIGURA 23. COMPARACIÓN DE L/D DE PERFILES CANDIDATOS FIGURA 24. CURVA DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL NACA 0012 FIGURA 25. PERFIL SELECCIONADO EN ÁNGULO DE PÉRDIDA FIGURA 26. VARIACIÓN DE DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN CON TAPER RATIO FIGURA 27. VISTA LATERAL DEL FUSELAJE FIGURA 28. ALAS REMOVIBLES ESQUEMA 1 FIGURA 29. ALAS REMOVIBLES ESQUEMA 2 FIGURA 30. ALAS REMOVIBLES ESQUEMA 3 FIGURA 31. ALAS REMOVIBLES ESQUEMA 4 FIGURA 32. ALAS REMOVIBLES ESQUEMA 5 FIGURA 33. ALAS REMOVIBLES ESQUEMA 6 FIGURA 34. DRAG POLAR FIGURA 35. RELACIÓN SUSTENTACIÓN – ARRASTRE FIGURA 36. SUSTENTACIÓN Y ARRASTRE VS. VELOCIDAD FIGURA 37. MOTOR HIRTH 3701. FIGURA 38. FORMADORES ESTRUCTURALES. 8 19 20 21 33 33 37 44 46 47 48 49 49 50 54 56 57 58 64 73 74 76 79 80 81 82 85 87 88 89 89 90 91 92 94 95 96 98 102 FIGURA 39. LOCALIZACIÓN PRELIMINAR DE LA VIGAS PRINCIPAL Y AUXILIAR DEL ALA FIGURA 40. LOCALIZACIÓN DE VIGAS EN EL PERFIL FIGURA 41. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN FIGURA 42. CONFIGURACIONES CANDIDATAS DE TREN PRINCIPAL. FIGURA 43. DIAGRAMA V-N FIGURA 44. ESQUEMA DE CARGAS EN EL FUSELAJE FIGURA 45. DIAGRAMA DE FUERZAS CORTANTES FIGURA 46. DIAGRAMA DE MOMENTOS FLECTORES FIGURA 47. POSICIONES DEL CG FIGURA 48. DIMENSIONAMIENTO DE ALERONES FIGURA 49. ESTABILIZADOR HORIZONTAL FIGURA 50. DIMENSIONAMIENTO DE ELEVADOR FIGURA 51. ESTABILIZADOR VERTICAL FIGURA 52. DIMENSIONAMIENTO DE TIMÓN DE DIRECCIÓN FIGURA 53. PROGRAMA DE ESTABILIDAD EN EXCEL FIGURA 54. PROGRAMA DE ESTABILIDAD EN EXCEL 2 FIGURA 55. CONTRIBUCIONES POR COMPONENTE A MOMENTO DE CABECEO FIGURA 56. CÁLCULO DE ESTABILIDAD DIRECCIONAL FIGURA 57. EVALUACIÓN DE CAPACIDAD DE COMBUSTIBLE FIGURA 58. ACOMODACIÓN GENERAL DE COMPONENTES DEL SIST. DE ASPERSIÓN FIGURA 59. VÁLVULA DE TRES VÍAS. FIGURA 60. BOMBA CENTRÍFUGA. FIGURA 62. COMPARACIÓN DE COSTOS DE ADQUISICIÓN FIGURA 63. COMPARACIÓN DE COSTOS DE COMBUSTIBLE FIGURA 64. COMPARACIÓN DE COSTOS MENSUALES FIGURA 65. DESGLOSE GRÁFICO DE COSTO DE PRODUCCIÓN FIGURA 66. VISTA SUPERIOR DE LA AERONAVE DISEÑADA FIGURA 67. VISTA FRONTAL DE LA AERONAVE FIGURA 68. VISTA LATERAL DE LA AERONAVE 9 103 103 104 107 109 110 111 111 115 116 117 117 118 119 122 122 123 124 126 127 128 129 132 133 133 134 141 142 143 LISTA DE TABLAS Pág.
TABLA 1. ENVERGADURA DE AVIONES ULTRALIVIANOS 34 TABLA 2. DATOS PARA COMPARACIÓN DE RELACIONES DE PESO VACÍO 43 TABLA 3. PROCESO DE ITERACIÓN PARA ESTIMAR PESO DE DESPEGUE 62 TABLA 4. COMPARACIÓN DE ESTIMADOS DE PESO 62 TABLA 5. VARIACIÓN DE PESO EN LA MISIÓN 63 TABLA 6. ESTIMADO DE PESO POR GRUPOS 64 TABLA 7. PESOS CONOCIDOS 65 TABLA 8. REQUERIMIENTOS DE RENDIMIENTO 65 TABLA 9. POTENCIA REQUERIDA PARA ASCENSO 66 TABLA 10. DISTANCIAS ESTIMADAS DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE 71 TABLA 11. RENDIMIENTO EN VIRAJES NIVELADOS 74 TABLA 12. GEOMETRÍA DEL EMPENAJE 113 TABLA 13. POSICIONES Y LÍMITES DEL CENTRO DE GRAVEDAD 114 TABLA 14. PROPORCIONES DE ELEVADOR Y TIMÓN DE DIRECCIÓN DE AV. AGRÍCOLAS 116 TABLA 15. COMPARACIÓN DE COSTOS DE OPERACIÓN 132 TABLA 16. DESGLOSE DE COSTOS ESTIMADOS DE LA AERONAVE 134 TABLA 17. PARÁMETROS DE DISEÑO DE LA AERONAVE 136 TABLA 18. VELOCIDADES DE LA AERONAVE 136 TABLA 19. DISTANCIAS DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE 137 TABLA 20. VARIACIÓN DE CARGA ALAR 137 TABLA 21. DIMENSIONES DEL ALA 137 TABLA 22. DIMENSIONES DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL 138 TABLA 23. DIMENSIONES DEL ESTABILIZADOR VERTICAL 138 TABLA 24. DIMENSIONES DEL FUSELAJE Y CENTRO DE GRAVEDAD 139 TABLA 25. CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS DE LA AERONAVE DISEÑADA 140 10 LISTA DE ANEXOS
Pág.
ANEXO A. AGRICULTURAL UNMANNED AIRCRAFT REQUEST FOR PROPOSAL 11 149 NOMENCLATURA
AR
Relación de aspecto (Aspect Ratio)
b
Envergadura alar
CDo
Coeficiente de arrastre parásito
CL
Coeficiente de sustentación
CL max
Coeficiente máximo de sustentación
CP,
Coeficiente de eficiencia de hélice
D
Arrastre (Drag)
Densidad e
Eficiencia de Oswald
L
Sustentación (Lift)
Mff
Mission Fuel Fraction
RFP
Request For Proposal (Requerimiento de proposición). Es un
documento que solicita la realización de un diseño y describe
características y/o funciones que debería tener el producto
diseñado
SF
Área del campo de trabajo
SG
Carrera de despegue o aterrizaje
SL
Distancia de aterrizaje
UAV
Unmanned Aerial Vehicle
Volúmen
We
Peso vacío
Wf
Peso del combustible
Wo, Wto ó TOGW Peso de despegue
12 ABSTRACT
There is a global need for an affordable agricultural aircraft that can serve the
needs of both developed and under-developed nations worldwide. Most existing
agricultural aircraft require complex or expensive initial investments that many
times are out of reach from the average farmer or community in many parts of the
world.
This research is focused to achieve the preliminary design of an economic,
practical and easy to operate unmanned aircraft which will serve the needs of
farmers around the world, operating as a complete and simple system able to
reach all kinds of crops and areas, greatly contributing to the needs of societies
everywhere.
Traditional airplane design methods were used for project orientation and
analytic approaches were required to evaluate the suitability of the airplane for its
agricultural mission.
This research shows that it is feasible to conceive a simple yet capable
airplane, able to satisfy agricultural needs around the globe in a very affordable
way.
13 INTRODUCCIÓN
Desde hace casi 100 años se han venido utilizando aviones en el campo de
la agricultura para facilitar tareas importantes y frecuentes como la aspersión
contra plagas como insectos y hongos, la fertilización de campos y la siembra de
nuevos cultivos.
Desafortunadamente, de esta actividad se derivan altos costos, tanto por el
valor del combustible como por el costo de equipos, mantenimiento y pilotaje. La
mayoría de aeronaves agrícolas existentes hoy en día requieren complejas o
costosas inversiones iníciales que muchas veces están fuera del alcance del
agricultor o de la comunidad promedio en muchos lugares del mundo. Por esta
razón hay una necesidad global de una aeronave agrícola asequible capaz de
servir las necesidades de países desarrollados y sub-desarrollados en todo el
mundo.
Esta investigación está orientada hacia la elaboración del diseño conceptual
de una aeronave no tripulada económica, práctica y fácil de operar, la cual
atenderá las necesidades de agricultores alrededor del mundo, operando como un
sistema simple y completo capaz de alcanzar todo tipo de cultivos y áreas,
contribuyendo en gran medida a las necesidades de la sociedad.
Métodos tradicionales de diseño de aeronaves fueron la base para la
evolución del proyecto y aproximaciones analíticas fueron necesarias para evaluar
la idoneidad de la aeronave para su misión agrícola. Esta investigación muestra
que es factible concebir una aeronave simple, completa y capaz de satisfacer
necesidades agrícolas alrededor del mundo.
14 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 ANTECEDENTES
En la última década se han publicado varios libros que tratan el diseño
conceptual de aeronaves, con algunos de los cuales se contará para realizar el
diseño propuesto. Estos libros proponen diferentes metodologías para desarrollar
el diseño, de las cuales se adoptará alguna o se creará una propia para este
diseño en particular. El avance de la tecnología ha permitido que en los últimos
años se lleve a cabo la construcción de varias aeronaves no tripuladas, pero
hasta el momento no hay referencias de que se haya construido un avión sin
tripulación para fines agrícolas. Existe un interés mundial en desarrollar este tipo
de aeronaves.
Ya se han diseñado sistemas de control para aeronaves no tripuladas y están
disponibles en el mercado, de manera que diseñar dichos sistemas está fuera del
propósito de esta investigación.
En la universidad se han realizado algunas tesis de diseño de UAV’s:

Diseño preliminar de una aeronave no tripulada (UAV) alimentada por
medio de paneles solares. En esta investigación se logró el diseño
preliminar de una aeronave no tripulada alimentada exclusivamente por
medio de paneles solares. La construcción no se ha realizado hasta la
fecha.

Diseño preliminar de un UAV VSTOL con aplicación en operaciones de
rescate. En esta investigación se determinó que la capacidad V-STOL
(despegue y aterrizaje vertical) potencia las características operativas de la
aeronave dado que permite su operación desde cualquier lugar y no
depende de una base fija, lo cual es fundamental para operaciones de
rescate.

Diseño y construcción del Navigator X-2. El prototipo fue construido el año
pasado y se han realizado pruebas para comprobar su rendimiento y sus
características de diseño. Esta aeronave está siendo probada en la
15 actualidad para posteriormente ser utilizada como aeronave de
reconocimiento y vigilancia. Este proyecto es el más importante que se ha
realizado en la universidad respecto de aeronaves no tripuladas. Es el
único que ha sido construido y el único que ha volado hasta la fecha.
Lastimosamente los demás proyectos no han llegado hasta la fase de
construcción, por diversos motivos.
Los trabajos de investigación anteriores, se basaron en libros de autores muy
reconocidos como Anderson, Roskam, Raymer, Nelson, Oñate, entre otros.
1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA
1.2.1 Descripción. Actualmente la aspersión aérea agrícola es muy costosa. Hay
ciertas condiciones, como la lluvia, que impiden que la aspersión terrestre se lleve
a cabo y a su vez facilitan la proliferación de agentes patógenos como bacterias y
hongos en los cultivos, lo que hace necesaria la aspersión aérea. Sin embargo,
en muchos casos la aspersión aérea está fuera del alcance económico de algunos
agricultores y por esta razón hay un interés mundial en el desarrollo de un avión
no tripulado de bajo costo para fines agrícolas.
Los altos niveles de consumo de combustible afectan directamente el costo
de operación, las finanzas del agricultor y el medio ambiente. El consumo de
combustible de las aeronaves y de todos los vehículos propulsados con
combustibles derivados del petróleo, es proporcional a la contaminación sufrida
por el medio ambiente y su disminución beneficiaría a toda la sociedad.
1.2.2 Formulación. ¿Qué características técnicas y funcionales debe tener un
avión agrícola no tripulado para llevar a cabo las tareas de aspersión agrícola con
un bajo costo de adquisición y operación?
16 1.3 JUSTIFICACIÓN
En la Universidad de San Buenaventura, se realizó un estudio sobre las
necesidades de aspersión en el país, el cual llevó a la conclusión de que sería
muy beneficioso que los agricultores pequeños, medianos y grandes contaran con
una aeronave agrícola accesible y económica que pudiera satisfacer las
necesidades de aspersión, fertilización y siembra de cultivos, dado que la
actividad económica primaria en Colombia es la agricultura.
La mayoría de aeronaves agrícolas existentes hoy en día requieren
complejas o costosas inversiones iniciales que en muchas ocasiones están fuera
del alcance del agricultor promedio o de la comunidad en muchas partes del
mundo. Las necesidades específicas de la industria agrícola, dictan que partículas
sólidas y líquidas deben ser aplicadas periódicamente a muchos cultivos y
campos, lo que hace críticos los costos y la forma de aplicación de químicos o
semillas.
Al no necesitar la aeronave una persona a bordo, se reducen en gran parte
los costos de aspersión aérea, dado que dichos costos son proporcionales al
peligro que para la vida del piloto representa esta operación; peligro que es
eliminado al no requerir tripulación. Además, al reducir en gran medida el peso,
pues es un avión no tripulado, se disminuye el consumo de combustible,
reduciendo así la emisión de gases nocivos para el medio ambiente y
contribuyendo a la reducción de costos.
La industria aeronáutica en Colombia tiene mucho que explorar. Si se
llegase a construir el avión producto de esta investigación, traería beneficio
económico a sus usuarios y a la industria aeronáutica en Colombia en general y
sería un paso positivo en la expansión de la misma.
En la universidad San Buenaventura hay mucho que investigar sobre las
aeronaves no tripuladas y un avión no tripulado para fines agrícolas podría
eventualmente ser de utilidad para la erradicación de cultivos ilícitos en Colombia.
17 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN
1.4.1 General. Realizar el diseño conceptual de una aeronave agrícola no
tripulada que sea práctica, económica, y que pueda despegar y aterrizar en
distancias cortas.
1.4.2 Específicos.

Diseñar una aeronave agrícola fácilmente transportable por carretera, de
menor tamaño y peso que las aeronaves agrícolas existentes.

Lograr un diseño que cumpla de la mejor forma posible con todas las
especificaciones propuestas en el anexo A.

Proponer un diseño de bajo costo de fabricación y operación.
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES
Al finalizar el desarrollo del proyecto, se contará con el diseño
computarizado del avión y cálculos de rendimiento. El avión será capaz de operar
a nivel del mar y estará dimensionado para llevar una carga de 300 libras para
aspersión. Adicionalmente será capaz de despegar y aterrizar en un campo
improvisado de hierba o grava de 750 pies de largo. Se contará con la disposición
general del sistema hidráulico de abordo y se realizarán planos de la aeronave y
cálculos estructurales básicos. No está dentro del alcance del proyecto la
fabricación de la aeronave ni el diseño de los componentes a ser utilizados
abordo, los cuales tendrían que ser escogidos directamente de los disponibles en
el mercado para la eventual construcción del avión.
18 2. MARCO DE REFERENCIA
2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL
2.1.1 Características de la aspersión aérea. La aspersión aérea tiene las
características de brindar un tratamiento rápido y que se puede llevar a cabo
independientemente de las condiciones físicas del terreno. El sobrepaso de la
aeronave agita el follaje y facilita la penetración de las gotas al interior de la masa
vegetal.
Las aplicaciones agrícolas aéreas de líquidos se realizan con agua y
diferentes productos en concentraciones muy bajas (Bajo o Ultra-bajo Volumen).
Los aviones son utilizados para asperjar con insecticidas para el control de
insectos, con herbicidas para el control de las malas hierbas, con fungicidas para
controlar los hongos que se dan en los cultivos, o con abonos foliares o edáficos
para ayudar al crecimiento de las plantas o cultivos.
2.1.2 Equipos utilizados en la aspersión aérea. Bombas: Hay dos tipos de
bombas que son más comúnmente utilizadas en las aplicaciones aéreas. Una es
de piñones y la otra es centrífuga. Esta última es la más común en las aeronaves
agrícolas.
Figura 1. Bomba centrífuga agrícola.
Fuente: http://www.tamsa.arrakis.es
19 Las bombas centrífugas son accionadas eólicamente. Éstas deben tener un
freno por si se presenta alguna falla en el sistema de aspersión.
Barras o aguilones. Los aguilones están usualmente ubicados detrás o
debajo del borde de salida del ala. Estudios recientes indican que la posición más
baja de las pértigas de aspersión, da una distribución más homogénea del fluido,
dado que se aleja el fluido asperjado de la turbulencia producida por la hélice del
avión.
Figura 2. Aguilones de aspersión.
Fuente: http://www.tamsa.arrakis.es
El largo del aguilón debería ser de tres cuartas partes de la envergadura del
ala. Esto permite poner las últimas boquillas fuera del alcance del vórtice, donde
las pequeñas gotas son atrapadas, causando una irregular distribución e
incrementando el desplazamiento de deriva.
Los aguilones pueden ser redondos o de perfil aerodinámico. La forma
redonda permite una fácil orientación de las boquillas sobre el mismo. Si el
aguilón tiene una forma aerodinámica, es necesario utilizar boquillas capaces de
rotar independientemente del aguilón. Un conector rápido en un extremo y un
tapón desmontable en el final de la pértiga facilita su desmontaje y limpieza.
Boquillas. Las boquillas regulan la cantidad de líquido y el tamaño de la
gota. Éstas van montadas a lo largo del aguilón y normalmente pueden sumar
entre 20 y 50. El cuerpo de las boquillas se fabrica en latón, acero inoxidable o
plástico.
Como es importante que no se escape químico del sistema de manera
involuntaria, en estas válvulas se encuentra incorporado un diafragma operado
por resorte, el cual cierra la entrada a la boquilla en el momento en el que la
presión en el aguilón es inferior a la presión de operación. El líquido gana
momento rotatorio dentro de la boquilla y es finalmente expulsado a través de un
20 orificio que lo divide en pequeñas gotas. El caudal de las boquillas varía según la
presión de aplicación y es proporcional a la raíz cuadrada de la presión de trabajo,
de manera que al doblar la presión, el caudal aumenta en un 40%.
Atomizadores rotatorios. Se utilizan para aplicaciones de bajo y ultra-bajo
volumen.
Figura 3. Atomizadores rotatorios.
Fuente: http://www.tamsa.arrakis.es
El atomizador es movido por el viento relativo producido por el avión, por
potencia hidráulica o eléctrica. Generalmente, el líquido fluye por el centro de la
unidad y es pulverizado hacia fuera por la fuerza centrífuga. El tamaño de la gota,
dependerá de la velocidad de rotación, la cual es controlada cambiando el paso
de las palas o la velocidad del avión.
Presión de trabajo. La presión de trabajo en los aviones va de 14 PSI a 100
PSI y es recomendable trabajar de 20 a 60 P.S.I. para no producir gotas muy finas
que se evaporarían antes de llegar al objetivo y para no someter el sistema a
presiones demasiado altas con el riesgo de fracturas y fugas. Las gotas
producidas se ven afectadas por la velocidad del vuelo; la velocidad disminuye el
tamaño de las gotas.
Aplicaciones sólidas. Es posible realizar aplicaciones agrícolas aéreas con
sólidos como semillas, fertilizantes, granulados y polvos. Las dosis oscilan entre
10 y 400 kg/ha. Por mencionar algunos, se asperjan semillas para sembrar
cultivos como arroz y pastos, abonos para nutrición de suelos, herbicidas en
forma granulada e insecticidas en polvo para el control de plagas.
21 Equipos para aspersión de sólidos:
Tobera tipo Venturi. Es una especie de embudo en forma de tubo Venturi,
montado debajo del tanque de carga en la parte inferior del fuselaje de la
aeronave. La corriente de aire producida por la hélice entra en él de frente. El
material sólido cae por la compuerta de emergencia del tanque de carga, cae en
el Venturi y es empujado hacia atrás, extendiéndose al salir del avión en una
distancia de 7 a 20 metros, dependiendo del producto y de la dosis de aplicación.
Transland swathmaster. Hay otro tipo de difusor en forma de pequeñas alas
que igualmente va montado debajo del fuselaje del avión. El material sólido que
cae desde la compuerta del tanque de carga se encuentra con el flujo de aire
provocado por la hélice y luego entra por una amplia abertura situada en la parte
frontal del equipo difusor y es arrastrado por este flujo de aire a la salida del
difusor. En su interior lleva colocados unas guías para mejorar el caudal y la
distribución del producto. La Transland Swathmaster puede utilizarse para
aplicaciones líquidas a las dosis más altas.
Tetraer. Este aparato de forma tetraédrica está montado sobre una lámina
plana. El producto cae desde la compuerta directamente enfrente del tetraer que
intercepta el flujo y desvía las partículas a los lados. 1
2.1.3 Sustancias utilizadas en la aspersión aérea. Fertilizante. Sustancia o
mezcla química natural o sintética utilizada para enriquecer el suelo y favorecer el
crecimiento vegetal. Las plantas exigen una docena de elementos químicos, que
deben presentarse en una forma que la planta pueda absorber. Dentro de esta
limitación, el nitrógeno, por ejemplo, puede administrarse con igual eficacia en
forma de nitratos, compuestos de amonio o amoníaco puro.
Insecticidas. Son sustancias químicas utilizadas para controlar, prevenir o
destruir los insectos que afectan a las plantaciones agrícolas. La mayoría de estas
sustancias son fabricadas por el hombre, por eso algunos son llamados
insecticidas sintéticos, pero también los hay naturales. La producción de estas
sustancias surge a partir de la Segunda Guerra Mundial, donde los países
industrializados inician la fabricación de plaguicidas con carácter comercial con el
fin de proteger las plantas de las plagas y aumentar la producción agrícola.
1
Basado en: HISTORIA DE LA AVIACIÓN AGRÍCOLA (Online). Tamsa. Citado el 10 de mayo de 2009 1:25 pm. http://www.tamsa.arrakis.es/index.htm 22 Herbicidas. Son productos fitosanitarios utilizados para matar plantas
indeseadas. Los herbicidas selectivos matan ciertos objetivos, mientras preservan
los cultivos relativamente indemnes. Algunos actúan interfiriendo con el
crecimiento de las malas hierbas y se basan frecuentemente en las hormonas de
las plantas. Los herbicidas no selectivos son utilizados para limpiar grandes
terrenos y matan toda planta con la que entran en contacto.
Fungicidas. Son sustancias tóxicas que se emplean para impedir el
crecimiento o para matar los hongos perjudiciales para las plantas, los animales o
el hombre. La mayoría de los fungicidas de uso agrícola se asperjan o
espolvorean sobre las semillas, hojas o frutas para impedir la propagación de
enfermedades de las plantas como la roya, el tizón, los mohos, o el mildiú. Tres
enfermedades graves causadas por hongos que hoy pueden ser combatidas por
medio de fungicidas son la roya del trigo, el tizón del maíz y el añublo o ‘gota’ de
la papa, que causó la hambruna de la década de 1840 en Irlanda y que cada año
causa grandes pérdidas en Colombia. El caldo de Burdeos, desarrollado en 1882
y compuesto de cal apagada y sulfato de cobre, fue el primer fungicida eficaz.
Durante muchas décadas fue empleado en una gran variedad de plantas y
árboles frutales. Los fungicidas de hoy, mucho más variados, se emplean de un
modo más selectivo, para combatir hongos específicos en plantas específicas.
Otros fungicidas de uso común son los ditiocarbamatos, compuestos derivados
del ácido carbámico que contienen azufre y se aplican en una gran variedad de
cultivos, árboles y plantas ornamentales.
Bactericidas. Son sustancias que previenen o eliminan la contaminación
debida a las bacterias.
Acaricidas.
ácaros.2
Son sustancias naturales o sintéticas utilizadas para matar
2.1.4 Procesos de diseño de aeronaves. Diseño conceptual: El proceso de
diseño comienza con una serie de requerimientos para una nueva aeronave, de
manera que es una meta bastante concreta hacia la que el diseñador apunta. El
primer paso que se debe dar para concretar esta meta se denomina fase diseño
conceptual. Es aquí, donde con algo de certeza, se determina la forma de la
aeronave, su tamaño, su peso y su rendimiento.
2
Ibid 23 El producto de la fase de diseño conceptual es un bosquejo de la
configuración de la aeronave. Este diseño tiene que ser visualizado con algo de
flexibilidad ya que podría tener algunos cambios en la siguiente fase, diseño
preliminar. Sin embargo, el diseño conceptual determina aspectos fundamentales
como la forma de las alas, la ubicación de las alas con respecto al fuselaje, la
forma y ubicación de la cola, el tamaño y la colocación de los motores, etc.
Los factores principales a tener en cuenta en la fase de diseño conceptual
son aerodinámica, propulsión y rendimiento en vuelo. La primera pregunta a
hacerse es: “¿puede el diseño alcanzar los requerimientos?”, si la respuesta es sí,
entonces la siguiente pregunta es: “¿es el diseño más óptimo, el mejor diseño
para alcanzar las especificaciones?” Estas preguntas son respondidas durante la
fase de diseño conceptual usando herramientas principalmente de aerodinámica,
propulsión y rendimiento en vuelo.
Las consideraciones de los sistemas estructurales y de control no son
tomadas muy en cuenta, aunque no son olvidadas por completo. El verdadero
diseño comienza con un bosquejo del avión, este bosquejo dará una idea
aproximada de cómo se verá el avión. Un buen bosquejo incluirá las geometrías
aproximadas de las alas y la cola, la forma del fuselaje y la ubicación de la
mayoría de los componentes como el motor, los tanques de combustible, en
compartimiento de la carga paga y el tren de aterrizaje.
Diseño preliminar: En la fase de diseño preliminar, solo se le realizan
pequeños cambios a la configuración hecha en el diseño conceptual. Es en la
fase de diseño preliminar en la que se analizan seriamente los sistemas
estructurales y de control. Durante esta fase, los especialistas en áreas como
estructuras, tren de aterrizaje y sistemas de control diseñarán y analizaran sus
partes de la aeronave.
También en esta fase, se realizaran cálculos con programas
computacionales de dinámica de fluidos (CFD). Es posible que los cálculos
realizados en el CFD puedan llevar a descubrir interferencia aerodinámica
indeseable, o algunos problemas de estabilidad que llevarán a cambios en el
diseño. Al final de la fase de diseño preliminar la configuración de la aeronave
será definida con exactitud.
El proceso de dibujo llamado “lofting” es llevado a cabo con modelos
matemáticos que precisan la forma exterior de la aeronave, haciendo seguro que
todas las secciones de la aeronave encajen apropiadamente.
24 El final de la fase de diseño preliminar lleva a una gran decisión;
comprometerse con la fabricación de la aeronave o no.
25 3. METODOLOGÍA
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
El enfoque de esta investigación es empírico-analítico, dado que su interés
es netamente técnico y científico y el diseño final de la aeronave es producto de
investigación.
3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN
Línea institucional:
Tecnologías actuales y sociedad
Sub-línea de la facultad:
Instrumentación y control de procesos
Campo de investigación: Diseño y construcción de aeronaves
3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN
Para el desarrollo de la investigación se recolectó información a través de
libros publicados sobre los procesos de diseño de aeronaves y con la ayuda del
internet se recolectaron parámetros sobre el diseño de aeronaves no tripuladas y
datos de algunas de ellas, existentes hoy en día.
3.4 HIPÓTESIS
Es viable satisfacer los requerimientos particulares de la operación aérea
agrícola con un avión monomotor no tripulado cuyas características sean
similares a las aeronaves de categoría ultraliviana.
26 3.5 VARIABLES
Variables independientes
 Cantidad de combustible necesario para la operación
 Materiales necesarios para la construcción del avión
 Costo del motor y de los sistemas que se requiera para el avión
Variables dependientes
 Costo de fabricación del avión
 Costo de operación del avión
 Costo de adquisición del avión
27 4. DISEÑO CONCEPTUAL DE AVIÓN AGRÍCOLA NO TRIPULADO
4.1 ESTUDIO DE REQUERIMIENTOS
4.1.1 Misión. El avión debe poder realizar la misión de fumigación que se
describe en el numeral 4.2.1, incluyendo un vuelo de traslado (Con tanque de
aspersión vacío). Dicha misión es definida con base en las especificaciones del
anexo A.
4.1.2 Carga útil. El avión debe estar equipado con un tanque que contenga hasta
300 libras ó 130 litros de productos sólidos o líquidos (fertilizantes, pesticidas o
semillas). Se debe tener en cuenta que la carga debe ser fácil de realizar por la
parte superior o lateral del avión y en caso de emergencia el producto debe
evacuarse en no más de cinco segundos sin que se afecte la estabilidad.
Éste requerimiento es muy claro y es el punto de partida para estimar el peso total
de la aeronave. Para cumplir con este requerimiento se debe tener en cuenta
principalmente la ubicación del tanque de fumigación, siendo ideal que quede
ubicado en el centro de gravedad del avión.
Para cumplir con el requerimiento de descarga se debe instalar una compuerta de
descarga en el fondo del tanque lo suficientemente grande para desocupar todo el
contenido en el tiempo exigido.
4.1.3 Pistas de operación. Las pistas de operación serán de grava o hierba, de
50 pies de ancho y una longitud de 750 pies. Estas son las características de las
pistas normalmente utilizadas por aviones ultralivianos. Por lo tanto el
dimensionamiento inicial para esta aeronave estará basado en las características
de los aviones ultralivianos.
4.1.4 Velocidades. La velocidad de aspersión debe ser determinada por los
autores del proyecto, pero debe ser igual o mayor a 1.3 veces la velocidad de
pérdida del avión.
28 4.1.5 Rango de traslado (Ferry). El avión debe tener un rango de igual o
superior a 2 millas náuticas con el tanque de fumigación vacío en un día estándar.
La misión se realiza a 1000 pies sobre el terreno y con 20 minutos de reserva.
Es ideal configurar el avión para que sea capaz de trasladarse vacío mucho más
de 2 millas náuticas. Es importante brindarle esa flexibilidad para su utilización en
lugares con una inadecuada infraestructura terrestre.
4.1.6 Techo de servicio. Debe tener un techo de servicio igual o superior a 1000
pies sobre el nivel del mar en un día estándar.
4.1.7 Tipo de combustible y localización. El avión debe operar con gasolina sin
plomo o con diesel. Por razones de estabilidad es preferible que el combustible
sea ubicado en el ala.
4.1.8 Conciencia situacional. Los aviones agrícolas operan muy cerca al terreno
con el peligro de colisionar con varios obstáculos como líneas telefónicas y de
energía. Por lo tanto el avión debe estar equipado con una cámara de video que le
brinde al piloto una imagen muy clara en tiempo real y también debe tener otros
instrumentos en el equipo de tierra como altímetro, variómetro, indicador de
velocidad y de actitud que reciban la información del avión durante el vuelo.
4.1.9 Estructura. Los factores de carga de diseño deben ser +6/-3 gravedades
con un factor de seguridad de 1.5. Para este caso se realizará el diagrama V-n de
la aeronave.
4.1.10 Limpieza y mantenimiento. Se desea que el diseño contemple la facilidad
en la limpieza y el mantenimiento. La fácil limpieza es muy importante en este tipo
de aeronaves, ya que la exposición a una amplia gama de químicos puede afectar
la estructura y bloquear los sistemas. Probablemente en los sitios de operación no
se contará con herramientas especializadas, lo cual hace indispensable que el
mantenimiento se fácil de realizar.
4.1.11 Maniobrabilidad. Las superficies de control de la aeronave deben ser
hacer posible una buena maniobrabilidad, lo cual es muy importante en este tipo
de misiones dada la proximidad con el suelo en su operación.
29 4.1.12 Dimensiones. Se desea minimizar las dimensiones del avión de tal manera
que se facilite su transportabilidad por tierra en caso de tener que dirigirse a un
lugar fuera de su rango. Sería ideal utilizar un perfil de alta sustentación que
permita minimizar el tamaño del ala y evite la necesidad de emplear superficies
híper-sustentadoras.
4.2 CONFIGURACIÓN
La selección de la configuración del avión se realizó teniendo en cuenta los
requerimientos del anexo A y analizando la configuración de otros aviones
agrícolas.
Los requerimientos de diseño que más influyen para seleccionar la configuración
del avión son los siguientes:
 El avión debe contener 300 libras de producto seco o líquido para
aspersión.
 El avión debe operar en pistas de hierba o grava de 50 pies de ancho y 750
pies de largo.
 El avión tendrá aguilones gemelos bajo el plano para realizar la aspersión.
Teniendo en cuenta los anteriores factores y la configuración de los actuales
aviones agrícolas, se analizan los siguientes parámetros del avión.
4.2.1 Posición de planta motriz. El motor se puede ubicar básicamente de dos
formas: En configuración Pusher, o en configuración Tractor. Lo más utilizado en
los aviones agrícolas es la configuración Tractor. La configuración Pusher casi
invariablemente implica un desplazamiento mayor del centro de gravedad durante
el desarrollo de la misión, lo cual es indeseable en términos de estabilidad.
Adicionalmente, en configuración Pusher la hélice podría absorber parte del fluido
asperjado y alterar su distribución a menos que se emplearan medios adicionales
para alejar el fluido asperjado de la tracción de la hélice, lo cual es descartable
ante los objetivos de simplicidad del diseño. Por estas razones se empleó una
configuración Tractor en este diseño.
30 4.2.2 Posición de plano. Para este diseño se eligió un plano bajo, dado que es
fundamental para el desarrollo de la misión alejar el fluido en aspersión de la
turbulencia producida por la hélice. Plano medio y plano alto someterían el fluido a
una turbulencia que alteraría la distribución normal del mismo.
Adicionalmente la configuración monoplano resulta más conveniente en términos
de peso y arrastre que una configuración con más planos.
4.2.3 Tren de aterrizaje. Lo más común entre los aviones agrícolas es utilizar un
tren de aterrizaje de configuración convencional. Es decir, un tren con patín de
cola, los cuales son más apropiados para el tipo de pista en las que operan este
tipo de aviones dado que son más simples y menos susceptibles a la falla.
Adicionalmente este tipo de tren ayuda a mantener la hélice alejada del terreno y
así disminuye la probabilidad de que la hélice succione piedras u objetos extraños
que se encuentren sobre la pista. Se determinó que el tren fuera fijo y que no se
retraiga en vuelo por las siguientes complicaciones:
 Complejidad en el mantenimiento
 Aumento de peso por mecanismos adicionales
 Los pilotos tienden a olvidar bajar el tren de aterrizaje y sería crítica
una falla en el sistema.
 La ventaja en lo que respecta al arrastre es muy baja para estos
aviones que tienen un incremento grande del mismo debido a los
aguilones de aspersión.
4.2.4 Empenaje. Los estabilizadores horizontal y vertical se diseñaron en
configuración convencional, ya que no hay ningún requerimiento particular para la
misión que implique otro tipo de configuración posiblemente más complicada, más
costosa y más difícil de construir.
La configuración final del avión es la siguiente:






Plano bajo
Motor en configuración tipo Tractor
Tren de aterrizaje convencional, tipo patín de cola
Tren de aterrizaje fijo
Aguilones de aspersión bajo el plano.
Empenaje en configuración convencional
31 4.3 ANÁLISIS DE RESTRICCIONES Y DIMENSIONAMIENTO INICIAL
4.3.1 Perfil de la misión. El perfil de la misión propuesto inicialmente, tal como
se encuentra en el anexo A, fue modificado; se le agregaron los segmentos (4) y
(8), incluyendo dentro de la misión un vuelo entre el campo de despegue y
aterrizaje y el campo sobre el cual se realiza la aspersión.
A continuación se describen las características de la misión que llevará a cabo el
avión agrícola no tripulado.
Configuración:
 Tanque de aspersión lleno
 Tanque de combustible lleno
 Día estándar a nivel del mar
(1)
(2)
(3)
(4)
(5)
(6)
(7)
(8)
(9)
(10)
(11)
Arranque y calentamiento en ralentí por 5 minutos.
Rodaje.
Despegue y ascenso a 1000 pies sobre el terreno.
Desplazamiento hacia el campo de trabajo
Alineación con el campo escogido y descenso a 50 pies sobre el
terreno.
Aspersión sobre un área rectangular de 2650 x 1000 pies con los
químicos o semillas disponibles. Realizar tantas pasadas y virajes
sobre el campo como sea necesario para cubrir la totalidad del área.
Luego de cada pasada el avión entra en un ascenso rápido,
ejecutando un giro de 270° a la derecha seguido de un giro de 90° a
la izquierda y viceversa quedando enfrentado para la siguiente
pasada, este procedimiento se repite hasta el final.
Regreso a 1000 pies sobre el terreno.
Desplazamiento hacia el campo de aterrizaje.
Reserva de 20 minutos.
Alineación con el área de aterrizaje y descenso.
Aterrizaje, rodaje y apagado.3
3
Basado en el perfil de la misión propuesto por la AIAA en el anexo A. 32 Figura 4. Perfil de la misión modificado
Figura 5. Dimensiones del campo de trabajo
El campo se debe fumigar por el lado más largo del terreno para realizar el menor
recorrido. Para calcular el tiempo de aspersión primero se necesita determinar un
valor para la envergadura del avión y para la velocidad de operación. Se puede
asumir que en cada pasada el avión cubre el 125% de su envergadura con el
producto aplicado.
33 4.3.2 Dimensionamiento inicial. Es posible determinar un primer estimado para
la envergadura de la aeronave basado en las dimensiones de aviones
ultralivianos, los cuales operan en pistas de longitud y poseen un peso de
operación similar a la requerida para este caso.
Tabla 1. Envergadura de aviones ultralivianos
AVIONES ULTRALIVIANOS MODELO ENVERGADURA (FT) FLIGHTDESIGN CTSW 27,9 FLIGHTDESIGN MC 31 FLIGHTDESIGN CTLS 28 QUICKSILVER GT500 30 QUICKSILVER GT400 30 QUICKSILVER MXL II 32,75 QUICKSILVER SPORT 2S 31 QUICKSILVER MXII SPRINT 32 QUICKSILVER MX SPRINT 28 QUICKSILVER MX SPORT 28 RANS S‐19 28 RANS S‐7S COURIER 29 RANS S‐6ES COYOTE II 30,4 RANS S‐12 AIRAILE 31 RANS S‐9 CHAOS 22 RANS S‐10 DAKOTA 24 PROMEDIO 29 Número de pasadas
Asumiendo que el avión tiene una envergadura de 29 ft y que el ancho de
aspersión equivale a 1.25 veces la envergadura, el número de pasadas se puede
calcular de la siguiente forma. Ecuación 1.
ú
1000 1.25 · 29 34 28
Velocidad de operación
Dentro de los aviones investigados se encuentra el Quicksilver GT500 el cual es
utilizado actualmente para misiones agrícolas y por esta razón se adoptó una
velocidad dentro de su rango de operación (65 kts) para la aeronave en diseño. A
continuación se muestran las especificaciones del Quicksilver GT500.
Además, la carga paga de esta aeronave con máximo combustible es similar,
329lbs (300lbs). Claro que este avión tiene piloto (120lbs).
POWERPLANT:
Model.......................Rotax 582/40 Dual CDI
No. Cylinders................................................2
Displacement........................................580.7
Horsepower................................................65
Recommended TBO.........................250 hrs
PROPELLER:
Type...........................3 Blade, Carbon Fiber
Diameter.........................................72 inches
Pitch.............................17 to 19 degrees-LH
GENERAL:
Length....................................................20' 5"
Height.......................................................6' 6"
Wingspan...............................................30' 0"
Wing Area.......................................155 sg. ft.
Wing Loading............................6.45 lb./sq.ft.
Power Loading...........................15.38 lb./hp.
Seats.............................................................2
Minimun Flight Crew....................................1
Empty Weight**..................................575 lbs.
Max. Take-off Weight......................1000 lbs.
Useful Load.........................................425 lbs.
Payload w/Full Fuel............................329 lbs.
Fuel Capacity...............................16 U.S. gal.
Ultimate Load Factors.............+6.0 g., -3.0g.
PERFORMANCE:
*Take-off Distance, Ground Roll............220 ft.
*Take-off Distance, 50 ft. Obstacle.......689 ft.
35 Rate of Climb, Sea Level
1000 lbs. Take-off Weight...............650 fpm.
Max. Level Flight Speed
w/out Doors......................................81 mph.
Max. Level Flight Speed
with Doors........................................88 mph.
*Landing Distance, 50 ft. Obstacle.......580 ft.
*Landing Distance, Ground Roll............260 ft.
Glide Ratio (w/out doors)........................7.0:1
Glide Ratio (w doors)..............................7.5:1
Minimum Sink Rate (w/out doors)..570 ft/min
Minimum Sink Rate (w doors)........540 ft/min
Service Ceiling..................................12,500 ft.
CRUISE PERFORMANCE:
CRUISE:
without Doors
55% Power (5300 rpm) ... 68 mph.
65% Power (5600 rpm) ... 72 mph.
75% Power (5900 rpm) ... 75 mph.
100% Power (6500 rpm) ... 83 mph.
with Doors
71 mph.
75 mph.
79 mph.
87 mph.
FUEL FLOW/RANGE:
55% Power (gph/mi) ........ 4.5/255
65% Power (gph/mi) ........ 5.0/235
75% Power (gph/mi) ........ 5.6/225
100% Power (gph/mi) ........ 7.5/185
4.5/240
5.0/225
5.6/215
7.5/175
LIMITING & RECOMMENDED SPEEDS:
Vx (Best angle of climb)..................47 mph.
Vy (Best rate of climb).....................55 mph.
Va (Design maneuvering)...............90 mph.
Vne (Never exceed).......................103 mph.
Vs1 (Stall, fLaps up, power off).......45 mph.
Vs0 (Stall, flaps down, power off)...39 mph.
Landing Approach Speed...............51 mph.4
Otro valor importante por determinar es el recorrido que el avión hará durante el
viraje para volver a enfrentar el cultivo.
4
Tomado de: GT500 (Online). Quicksilver Aircraft. Julio de 2009. http://www.quicksilveraircraft.com/gt500.htm 36 Figura 6. Radio de giro
El radio de giro se puede calcular con la siguiente ecuación de Anderson.
Ecuación 2.
√
37 1
Donde:
: Velocidad de viraje; la cual se asume como el 80% de la velocidad de
operación. Ecuación 3.
65 · 0.8
52 88
g: Aceleración gravitacional
n: Factor de carga durante el viraje, asumiendo 45 grados de banqueo.
Ecuación 4.
1
45°
1.41
Reemplazando,
Ecuación 5.
88 /
32.14 / √1.41
242.39 1
El tiempo requerido para realizar la aspersión fue calculado con los datos del área
del campo de trabajo, la envergadura asumida de la aeronave, la velocidad
asumida de operación y el radio de giro. El cálculo del tiempo requerido para la
aspersión se realiza asumiendo que la cobertura de la fumigación es el 125% de
la envergadura. La distancia recorrida en cada pasada se puede aproximar como
la suma del largo del campo más el perímetro del viraje más la distancia del
ascenso y descenso. Ecuación 6.
200 38 2
·#
2650 200 60 / min· 110 /
2 · 242.39 · 28
19 20 Recorrido total = 122443.48 ft
4.3.3 Estimación de pesos por el método de fracciones de combustible. De
acuerdo a las características de la misión es posible predecir que el avión tendrá
características de Ultraliviano o Homebuilt. Usando algunas ecuaciones y datos
históricos se determina la fracción de combustible para cada una de las etapas de
la misión.
 1. Encendido y calentamiento
Mff1=0.998 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
 2. Rodaje
Mff2=0.998 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
 3. Despegue y ascenso
Mffdespegue=0.998
Mffascenso=0.995
Mff3= Mffdespegue · Mffascenso=0.998 x 0.995 = 0.993
 4. Desplazamiento a lugar de trabajo
Para calcular esta fracción se utiliza la ecuación de rango de Breguet. Ecuación 7.
/
375 ln ·
39 1
·
En busca de mejorar la capacidad operacional de la aeronave, se decidió
establecer un rango de traslado desde la pista hasta el campo de trabajo de 10
millas, lo cual supera el requisito del RFP de 2 millas.
RCR= 10 mi
(L/D)cr=9 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
CpCR=0.7 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
0.7 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
Reemplazando,
0.99704
 5. Descenso al campo de trabajo
Mff5=0.995 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
 6. Aspersión
De igual manera que para la fracción 4, se utiliza la ecuación de Breguet con el
valor previamente calculado de recorrido total durante la aspersión. La fase de
aspersión se considera como una fase de crucero, por lo cual se utilizan los
valores sugeridos para aviones Homebuilt para la fase de crucero. Ecuación 8.
RCR=122443.48 ft = 23.19 mi
1
·
RCR= 23.19 mi
(L/D)cr=9 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
CpCR=0.7 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
40 0.7 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
Reemplazando,
Mff6=0.99315
 7. Ascenso
Mff7=0.995 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
 8. Retorno a pista de aterrizaje
Para esta fase de la misión se asume la misma fracción que para el
desplazamiento hacia el campo de trabajo.
Mff8=0.99704
 9. Reserva de 20 minutos. Ecuación 10.
375 1
ln /
·
·
1
·
·
Eltr=(1/3) horas (De acuerdo a los requerimientos, 20 minutos de reserva)
Vltr=65 kts = 74.8 mph
(L/D)ltr=11 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
Cpltr=0.6
(Valor sugerido para aviones Homebuilt)
41 0.6 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
Reemplazando,
Mff9=0.99397
 10.Descenso final
Para esta fase de la misión se asume la misma fracción que para el descenso al
campo de trabajo
Mff10=0.995
 11. Aterrizaje, rodaje y apagado.
Mff11=0.995 (Valor sugerido para aviones Homebuilt)
Una vez determinadas las fracciones para todas las etapas de la misión, se
determinó la fracción total de la misión:
·
· …·
0.951
Para estimar el peso de despegue del avión se utilizó el método propuesto por
John D. Anderson5 utilizando la siguiente ecuación:
Ecuación 11.
1
Como el avión no es tripulado, Wcrew es 0.
Wpayload = 300 lbs (De acuerdo al requerimiento del RFP)
Al final de la misión el tanque de combustible no está completamente vacío, por
diseño. El diseño geométrico de los tanques y de los sistemas de combustible
5
Tomado de: Aircraft performance and design (1999). McGraw Hill UMD, USA. 42 generalmente causa una retención de combustible que no está disponible al final
del vuelo. Generalmente para calcular la relación Wf/Wo se toma en cuenta un
6% adicional para combustible de reserva y combustible atrapado. Sin embargo,
como existe un requerimiento particular en cuanto al combustible de reserva, éste
fue incluido dentro del cálculo de las fracciones de combustible y por lo tanto se
debe tener en cuenta un porcentaje inferior equivalente únicamente al
combustible atrapado en el sistema. Este porcentaje es asumido como un 0.5%
adicional (MTFO=0.005). Ecuación 12.
1.005 · 1
1.005 1
0.951
0.049245
Para la estimación de la relación We/Wo se consultó información sobre otras
aeronaves no tripuladas que operan con carga paga, la cual se muestra a
continuación.
Tabla 2. Datos para comparación de relaciones de peso vacío
UAV
AQM-37
Centurion
We (lbs)
272
1175
Wo (lbs)
600
1800
We/Wo
0.453
0.653
Helios
IGNAT-ER
Luna
MQ-5B
MQ-5C
RQ-5A
RQ7
Shadow 200
Shadow 400
Solair II
Promedio
1322
1190.49
72.75
1300
1400
1025
170.1
198.42
412
308.65
2048
2259.74
81.57
1800
2200
1600
375
337
465
507.06
0.646
0.527
0.892
0.722
0.636
0.641
0.454
0.589
0.886
0.609
0.642
Se utilizó el promedio de esta relación We/W0 en la ecuación anterior para
realizar el estimado de peso. La siguiente figura muestra los valores encontrados.
Ecuación 13.
We/W0 = 0.642
Reemplazando,
43 Peso al despegue del avión clase I:
.
972.34 .
Peso del combustible incluyendo reserva y combustible atrapado:
Ecuación 14.
0.049245 · 972.34 47.88 Peso vacío del avión clase I:
Ecuación 15.
972.34 300 47.88 624.45 Para este diseño se entiende como carga paga o carga útil las 300 libras de
producto para asperjar. Los componentes del sistema hidráulico y todo lo demás
se consideran peso vacío.
Figura 7. Comparación de relaciones de peso vacío
Aeronaves similares
Punto de diseño
1,000
0,900
0,800
0,700
0,600
We/Wo 0,500
0,400
0,300
0,200
0,100
0,000
0
500
1000
1500
2000
2500
Wo (lbs)
44 4.3.4 Estudios de sensibilidad y factores de crecimiento
Con este análisis se puede determinar el impacto que pueden tener algunos
factores en el peso de despegue hallado anteriormente. De esta manera se puede
saber qué tanto afecta el diseño una variación en cualquiera de los siguientes
parámetros:
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
Wpayload: Carga paga o carga útil We: Peso vacío R: Rango E: Autonomía L/D: Eficiencia aerodinámica : Eficiencia de la hélice
: Consumo específico de combustible.
La ecuación general para determinar los factores de crecimiento es la siguiente:
Ecuación 16.
·
·
·
· 1
·
·
‘Y’ se puede reemplazar por cualquiera de los 7 parámetros enunciados. La
ecuación se simplifica para cada uno de los casos.
B es una constante de regresión lineal y varía según el tipo de aeronave. Para
este caso se asume el valor sugerido por Jan Roskam para aviones Homebuilt:
B=0.9519
El parámetro C se calcula con la siguiente ecuación:
Ecuación 17.
1
1
1
Como el combustible de reserva se tuvo en cuenta dentro del Mff, para este caso,
Mres=0.
1
1
45 1
1
0.951
0.005
0.946
D es la suma del peso de la carga útil y la tripulación. Como es un avión no
tripulado, WCREW=0. Ecuación 18.
300 Adicionalmente es necesario determinar un factor F para calcular la sensibilidad
del Rango, Autonomía, Eficiencia aerodinámica y de la hélice, y el consumo
especifico de combustible frente al peso de despegue. Ecuación 19.
1
1
·
3346.41 Con los valores anteriores se determinan los factores de crecimiento:
1. Factor de crecimiento debido a la carga útil:
Ecuación 20.
1
3.62 /
Figura 8. Factor de crecimiento debido a carga paga
Factor de Crecimiento - Carga Paga
4000
3500
3000
2500
2000
1500
1000
500
0
0
100
200
300
400
500
46 600
700
800
900
1000
2. Factor de crecimiento debido al peso vacío:
Ecuación 21.
/
1.53 /
Figura 9. Factor de crecimiento debido al peso vacío
Factor de Crecimiento - Peso Vacio
1800
1600
1400
1200
1000
800
600
400
200
0
0
100
200
300
400
500
600
700
800
3. Factor de crecimiento debido al rango:
Ecuación 22.
375 ·
· /
47 0.99 /
900
1000
Figura 10. Factor de crecimiento debido al rango
Factor de Crecimiento - Rango
1200
1000
800
600
400
200
0
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
1000
4. Factor de crecimiento debido a la autonomía:
El RFP no establece un valor particular para la autonomía por lo cual no es
necesario calcular este factor.
5. Factor de crecimiento debido a la eficiencia aerodinámica:
Ecuación 23.
375
48 /
4.76 Figura 11. Factor de crecimiento debido a eficiencia aerodinámica
Factor de Crecimiento - Eficiencia Aerodinamica
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
1000
900
1000
0
-500
-1000
-1500
-2000
-2500
-3000
-3500
-4000
-4500
-5000
6. Factor de crecimiento debido a la eficiencia de la hélice:
Ecuación 24.
375
/
61.18 Figura 12. Factor de crecimiento debido a la eficiencia de la hélice
Factor de Crecimiento - Eficiencia De La Helice
0
100
200
300
400
500
0
-10000
-20000
-30000
-40000
-50000
-60000
-70000
49 600
700
800
7. Factor de crecimiento debido al consumo específico de combustible:
Ecuación 25.
375
/
El valor del rango R para esta ecuación se debe asumir como el rango de
desplazamiento más la distancia recorrida en la aspersión:
Ecuación 26.
10 10 61.18 23.19 ⁄ ⁄
ó
43.19 ·
Figura 13. Factor de crecimiento debido al SFC
Factor de Crecimiento - Consumo Especifico De Combustible
70000
60000
50000
40000
30000
20000
10000
0
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
1000
Estos factores de crecimiento hacen evidente que el factor que estará
determinando el peso de despegue del avión es básicamente el peso vacío.
También se puede observar que la eficiencia de la hélice tiene un papel muy
importante en términos de reducción de peso. Desafortunadamente la eficiencia
de la hélice no es un factor muy susceptible a modificación. También es evidente
que el consumo específico de combustible tiene una gran tendencia a aumentar el
peso de la aeronave.
50 4.3.5 Análisis de restricciones. El siguiente paso es el análisis de restricciones,
el cual es usado para determinar la carga alar y la relación peso-potencia. Las
ecuaciones para llevar a cabo el análisis de restricciones se encuentran en las
obras de Anderson y Raymer6.
Las únicas restricciones a tener en cuenta son las distancias de despegue y
aterrizaje, consecuentemente con la limitación en la longitud de pista impuesta por
el anexo A y también la velocidad de operación, la cual debe ser igual o superior a
1.3 veces la velocidad de pérdida de la aeronave.
La distancia recorrida por el avión en el despegue es proporcional a la carga
alar y a la carga de potencia, e inversamente proporcional al coeficiente máximo
de sustentación:
Lo anterior, significa que a medida que se aumente la carga alar, se reduce
la carga de potencia para mantener una determinada distancia de despegue y
viceversa. La reducción de la carga de potencia implica la necesidad de un motor
más potente. Esa es la razón de las curvas decrecientes en el diagrama de
restricciones (Figura 8).
Como la distancia de despegue también depende del coeficiente máximo de
sustentación, existen diferentes curvas para diferentes coeficientes en el
diagrama de restricciones.
De acuerdo a Roskam7, para este tipo de aeronaves el coeficiente máximo
de sustentación varía entre 1.2 y 1.8 para la categoría Homebuilt y entre 1.3 y 1.9
para aviones agrícolas. Se buscó un perfil que le proporcionara a la aeronave un
coeficiente de sustentación alto, alrededor de 1.9, por dos razones. La primera
razón es que un coeficiente máximo de sustentación alto evita la necesidad de
6
Tomado de: Aircraft performance and design (1999). McGraw Hill UMD, USA. Aircraft design: A conceptual approach (1992). American Institute for Aeronautics and Astronautics, USA. 7
Tomado de: Airplane design (1997). DAR Corporation, USA. 51 utilizar flaps en la aeronave y evita complicaciones innecesarias en la fabricación
y operación de la misma. La segunda razón es que un coeficiente de sustentación
alto permite mantener baja la velocidad de pérdida. El coeficiente de sustentación
máximo y la curva de sustentación como tal fueron evaluados con ayuda del
software Xfoil8, el cual mostró que el coeficiente máximo de sustentación del perfil
escogido para el avión es 2.10 como se puede ver en la sección de selección de
perfil. De acuerdo a Raymer la pérdida de sustentación en un ala con una relación
de aspecto mayor a 5, puede ser asumida como 10%, por lo cual el Clmax
estimado para el ala es de 1.89. En la sección 4.4.2 se explica el proceso para la
elección del perfil aerodinámico.
La distancia de aterrizaje es proporcional a la velocidad de pérdida. Por lo
tanto, hay un límite máximo en la velocidad de pérdida que debió ser tenido en
cuenta para cumplir con el requerimiento impuesto por la longitud del campo de
aterrizaje. Dicho límite en la velocidad de pérdida fue calculado mediante la
siguiente ecuación y cualquier valor inferior al aquí establecido cumple con el
requerimiento de la distancia de aterrizaje. Ecuación 27.
0.5136
89.79 /
Donde SL es la distancia de aterrizaje permisible incluyendo el sobrepaso de
un obstáculo de 50 pies de alto, la cual se puede estimar como 1.938 veces la
distancia permisible en tierra que para este caso es 750 pies.
Este límite en la velocidad de pérdida implica un límite en la carga alar, el
cual se encuentra representado en la figura 8 y se calculó con la siguiente
ecuación: Ecuación 28.
W
S
1
ρ V CL
2
18.1 /
Esto indica que para poder aterrizar en una distancia inferior a 750 ft, la
carga alar debe ser menor a 18.1 lbs/sqft.
Sin embargo, hay que mantener la carga alar lo suficientemente baja como
para que el avión no se acerque demasiado a la velocidad de pérdida durante un
viraje de 45° y al 80% de la velocidad normal de operación. Ecuación 29.
8
Xfoil es un programa desarrollado por el Massachusetts Institute of Technology para realizar cálculos aerodinámicos y está disponible en: http://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil/ 52 VTURN = 0.8 * 65 kts= 52 kts = 87.77 ft/s
Por los requerimientos del RFP la velocidad de pérdida debe ser un 30%
inferior a la velocidad de operación de la aeronave. Es decir que si la aeronave
opera a 87.77 ft/s, la velocidad de pérdida debe ser 67.51 ft/s. Ecuación 30.
2 /
· ·
1
·
2
1
0.0023769 /
2
·
· cos
67.51 /
53 · 1.89 ·
45°
7.24 /
Figura 14. Velocidad de pérdida vs. Carga alar
Velocidad de pérdida Vs. Carga alar
Velocidad de pérdida en viraje 45°
Velocidad de pérdida en viraje 30°
Velocidad de pérdida en viraje 15°
Velocidad de pérdida recto
Velocidad de viraje
Punto de diseño Velocidad de pérdida en viraje 45°
Margen 1.3 Vstall
140
120
100
Velocidad de viraje
80
No aceptable
Aceptable
Aceptable
Ideal
60
40
20
0
0
5
10
15
20
25
Carga alar (lbs/sqft)
Se puede ver que esta limitación es aún más crítica que la impuesta por la
distancia de aterrizaje, por lo cual se debe dimensionar el avión de acuerdo a ella.
El valor más alto que se puede escoger para la carga alar es 7.24 lb/ft2, el cual
permite despegar y aterrizar según los requerimientos y permite realizar los
virajes de 45° sin acercarse demasiado a la pérdida.
Una vez conocido el valor de la carga alar, se puede establecer el área alar
requerida y el valor de la velocidad de pérdida del avión en vuelo recto y nivelado.
En este punto ya se cuenta con un estimado del peso de despegue y por lo tanto
es posible determinar la envergadura de la aeronave. En el numeral 4.4.3 se
muestra la razón por la que se escogió 7.5 como la relación de aspecto. Ecuación
31.
54 2
/
·
2 7.24 /
0.0023769 /
56.77 /
· 1.89
Ecuación 32.
972.34 7.24 /
134.30 Ecuación 33.
√
31.74 7.5 134.30 La carga alar por supuesto varía de acuerdo al cambio de peso
experimentado por el avión y esa variación fue estimada de la siguiente manera:
Ecuación 34.
972.34 300
134.3 4.66 47.88
/
Ecuación 35.
2
972.34 300
2
134.3 336.17 134.3 6.12 /
Con esta información es posible hacer un esquema del ala sin superficies de
control en el software AAA.
55 Figura 15. Dimensionamiento alar
La cuerda media aerodinámica
con la siguiente ecuación:
se puede calcular por la forma trapezoidal del ala
Ecuación 36.
2
·
3
Donde
·
1
1
es la cuerda de la raíz del ala, 5.64 ft.
Y es el Taper ratio, seleccionado como 0.5 (más información sobre la selección
del taper ratio y otros parámetros en la sección de geometría de ala y fuselaje).
56 A continuación se encuentra un diagrama de restricciones que incluye las
restricciones de despegue y aterrizaje.
Figura 16. Diagrama de restricciones
Diagrama de restricciones
70
Restricción de despegue Clmax=1.2
60
Restricción de despegue Clmax=1.6
Restricción de despegue Clmax=1.89
50
Restricción de despegue Clmax=2.4
Restricción de velocidad de pérdida
W/P (lbs/hp)
40
Restricción de viraje nivelado 45°
Restricción de tasa de ascenso
30
Punto de diseño
20
10
Área de solución
0
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
W/S (lbs/sqft)
57 Figura 17. Distancias de despegue y aterrizaje Vs. W/S
W/S vs. Sto & SL
800
Distancias de despegue y aterrizaje(ft)
700
600
500
400
300
200
100
0
0
5
10
15
20
25
W/S (lbs/sqft)
Distancia de despegue
Distancia de aterrizaje
Longitud del campo
Punto de diseño
La figura 10 muestra la variación de las distancias de despegue y aterrizaje
respecto a la carga alar y los puntos de diseño.
58 4.3.6 Continuación del estimado de peso. Una vez conocido el consumo de la
planta motriz escogida para el avión (Ver sección de 4.6.2) es posible hallar un Wf
más preciso. Para encontrar un mejor estimado del peso del combustible utilizado,
se elaboraron las siguientes tablas.
Con los datos de tiempo requerido para cada fase de la misión y el régimen de
potencia que se requiere para la operación, se puede calcular el flujo de
combustible, la cantidad de combustible consumido y el peso del combustible
consumido.
Tiempo
Régimen
Flujo de
requerido
de
combustible
(min)
potencia %
(GPH)
Fase
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
Fase
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
Encendido y calentamiento
Rodaje
Despegue y ascenso a 1000 ft
Desplazamiento a lugar de trabajo
Descenso a 50 ft
Aspersión
Ascenso a 1000 ft
Retorno a pista de aterrizaje
Reserva 20 min
Descenso final
Aterrizaje, rodaje y apagado
40,40
70,00
100,00
85,00
40,40
85,00
100,00
85,00
80,00
40,40
60,00
2,89
4,98
7,15
6,07
2,89
6,07
7,15
6,07
5,71
2,89
4,26 Combustible consumido (gal) Peso combustible consumido (lbs)
0,2407
1,45
0,1661
1,00
0,2383
1,43
1,0111
6,09
0,1444
0,87
2,5278
15,22
0,3575
2,15
1,0111
6,09
1,9019
11,45
0,0481
0,29
0,2131
1,28
59 5
2
2
10
3
25
3
10
20
1
3
Esta información significa que al finalizar la misión, el motor habrá consumido
47,32 lbs de combustible.
WF = 47.32 lbs
Con este valor de combustible consumido es posible realizar un nuevo estimado
del peso de despegue, dado que:
Ecuación 37.
1.
y
Asumiendo que no se realiza la descarga 2.
o
3.
Asumiendo que se realiza la descarga y
4.
y
La relación We/Wo estimada inicialmente para la aeronave es de 0.642.
5.
0.642 ·
Donde W11 es el peso del avión al final de la misión. En cualquier caso se obtiene
el mismo resultado:
0.642 ·
3.
4.
0.642 ·
1 0.642
1
0.642
47.32 1
300 0.642
970.16 Y volviendo a la ecuación 4,
970.16 47.32 300 622.84 47.32 970.16 60 0.04878
Adicionalmente se realizó el estimado de peso siguiendo el método de Roskam,
pero en lugar de utilizar los coeficientes A y B que propone dicho método para
encontrar la relación permisible entre We y Wo, los cuales están basados en datos
históricos de diferentes tipos de aeronaves, se tomó como base la relación We/Wo
que surgió del estudio de pesos de aeronaves similares no tripuladas y así se
obtiene un estimado más adecuado.
Para encontrar el peso vacío permisible, Roskam utiliza la siguiente ecuación:
Ecuación 38.
.
/
Los coeficientes A y B representan tendencias históricas en la relación entre el
peso vacío y el peso de despegue para diferentes categorías de aeronaves.
Utilizar estos valores históricos aumentaría el margen de error, por lo tanto para
calcular el peso vacío permisible se usaron datos de aeronaves similares
previamente investigadas, de manera que:
Ecuación 39.
·
0.642 ·
El proceso iterativo para calcular el peso de despegue inicia normalmente con un
valor estimado o “adivinado” para el peso de despegue, ‘WTO guess’. Para este
caso se utilizó uno de los estimados previamente obtenido mediante otro método.
Lo que se busca en este proceso es disminuir la diferencia entre los valores de
y
, y una vez la diferencia es 0.5%, se logra un estimado
aceptable del peso de despegue del avión.
61 Tabla 3. Proceso de iteración para estimar peso de despegue
Wto guess (lbs)
970,16
971,00
972,00
973,00
974,00
975,00
976,00
Wf (lbs)
47,48
47,52
47,57
47,62
47,67
47,71
47,76
Woe tent We permisible We tent (lbs)
Diferencia
(lbs)
(lbs)
622,68
617,83
622,84
‐0,8
623,48
618,63
623,41
‐0,8
624,43
619,57
624,08
‐0,7
625,38
620,52
624,76
‐0,7
626,33
621,46
625,43
‐0,6
627,29
622,41
626,11
‐0,6
628,24
623,36
626,78
‐0,5
Según este método iterativo el valor estimado para el peso de despegue de la
aeronave es de 976 lbs.
Es posible comparar los estimados obtenidos para el peso de despegue a
continuación:
Tabla 4. Comparación de estimados de peso
Wo Estimado por tiempos (lbs)
Wo Estimado Anderson (lbs)
Wo Estimado Roskam (lbs)
Promedio
970,16
972,34
976,00
972,83
El promedio de los tres estimados obtenidos será el valor utilizado de aquí en
adelante como peso de despegue de la aeronave. En resumen, los valores
definitivos son:
972.83 625.52 47.32 0.04864
972.83 0.64298
62 Utilizando los valores anteriores en conjunto con la información de flujo de
combustible, se calcularon las fracciones de combustible y se tabuló el peso de la
aeronave a lo largo de la misión.
Tabla 5. Variación de peso en la misión
Fase
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
Fracción
calculada
0,690133
0,998511
0,997860
0,990901
0,998688
0,977013
0,996672
0,990557
0,982070
0,999538
0,997954
Peso final Peso final
sin
con
aspersión aspersión
(lbs)
(lbs)
671,39
971,39
670,39
970,39
668,95
968,95
662,86
962,86
661,99
961,99
646,78
646,78
644,62
644,62
638,54
638,54
627,09
627,09
626,80
626,80
625,52
625,52
63 Figura 18. Variación de peso en la misión
Variación de peso de la aeronave
Sin carga de aspersión
Con carga de aspersión
1000,00
950,00
900,00
850,00
lbs
800,00
750,00
700,00
650,00
600,00
0
2
4
6
8
10
Fase de la misión
Estimado de peso por grupos
Siguiendo la metodología de Roskam9 se realizó un estimado de peso por grupos
tomando en cuenta los valores para la categoría Homebuilt, y los resultados son
los siguientes:
Tabla 6. Estimado de peso por grupos
Componente estructural
Alas
Empenaje
Fuselaje
Tren de aterrizaje
Total estructura
Peso (lbs) Criterio
241,86 1,8 lbs/sqft
115,07 1,1 lbs/sqft
82,69 8,5% de Wto
29,18 3% de Wto
468,81
9
Tomado de: Airplane design (1997). DAR Corporation, USA. 64 Previamente se conocía el peso de los siguientes ítems:
Tabla 7. Pesos conocidos
Pesos conocidos
Carga de aspersión (lbs) Planta motriz (lbs)
Sistema de aspersión (lbs)
Peso de combustible (lbs)
Total conocido (lbs)
300
99,3
50
47,32
496,62
La suma de estos dos valores es 965.43 lbs, lo que nos permitiría tener un
sistema de radio-control y video de hasta 7.4 lbs para completar el peso de
despegue estimado de 972.83 lbs, lo cual se considera suficiente dado que los
componentes de dicho sistema son bastante livianos.
4.4 RENDIMIENTO
4.4.1 Requerimientos de rendimiento. Los requerimientos de rendimiento más
relevantes para la misión se encuentran resumidos a continuación:
Tabla 8. Requerimientos de rendimiento
Requerimiento
Altura de operación
Altura de crucero
Distancia de despegue Distancia de aterrizaje
Velocidad de operación
Rango de crucero
Radio de giro
Tasa de ascenso
Valor
12‐20 pies (RFP)
1000 pies (RFP)
<= 750 pies (RFP)
<= 750 pies (RFP)
>= 1.3 * Vstall (RFP)
>= 2 millas (RFP)
<= 250 pies
>= 1200 pies por minuto
El radio de viraje no está limitado por el RFP (Request For Proposal). Dadas
las dimensiones del campo a fumigar, se consideró que cualquier radio mínimo de
viraje inferior a la cuarta parte del ancho del campo sería aceptable para llevar a
cabo la misión.
65 | En el RFP no hay tampoco un requerimiento especial sobre la tasa de
ascenso. Sin embargo, el avión debe ser capaz de sortear obstáculos fácilmente.
Por lo tanto, el grupo determinó que una tasa de ascenso de 1200 pies por minuto
sería la mínima aceptable para este tipo de operación. Esta tasa de ascenso es
en gran medida dependiente de la potencia disponible. Consecuentemente, el
requerimiento de potencia para diferentes tasas de ascenso a nivel del mar fue
evaluado y se determinó con la ecuación 38 que el motor seleccionado de 84
caballos de potencia le otorga al avión la capacidad de ascender a más de 2000
pies por minuto.
Ecuación 40.
.
min
2
60
1.155
3
Tabla 9. Potencia requerida para ascenso
Tasa de ascenso (ft/min)
W/S
Power required P (hp)
1,00
2,00
3,00
4,00
5,00
6,00
7,00
7,24
8,00
9,00
10,00
11,00
12,00
13,00
14,00
15,00
66 2000
74,43
77,36
78,18
78,88
79,49
80,04
80,55
80,67
81,02
84,47
81,89
82,29
82,67
83,03
83,39
83,73
550
4.4.2 Parámetros de diseño investigados. Para cumplir los requerimientos, los
parámetros más importantes del avión son aerodinámicos y estructurales. Los
parámetros estructurales a tener en cuenta son básicamente la carga alar y el
factor de carga aplicado durante el viraje. Los parámetros aerodinámicos que
afectan los requerimientos de rendimiento son el coeficiente máximo de
sustentación, el coeficiente de arrastre parásito y la relación de aspecto.
La cantidad de carga alar es crítica casi para todos los aspectos de
rendimiento de la aeronave, pero es particularmente importante para el despegue
y el aterrizaje. Una carga alar mayor significa que es más difícil para el avión
separarse del suelo y también hace más difícil aterrizar en una distancia
determinada. Dados los requerimientos en el RFP, el avión tiene que tener una
carga alar relativamente baja, pero no tanto como para comprometer su
transportabilidad. El factor de carga es importante para determinar el radio de
viraje y velocidades. Para lograr el rendimiento deseado el factor de carga tendrá
que estar en un rango intermedio.
Para la sección de crucero de la misión, es crítico tener una relación
sustentación-arrastre alta (L/D), la cual resulta de un coeficiente de sustentación
alto y de un coeficiente bajo de arrastre parásito. Cuando se aumenta el
coeficiente de arrastre parásito, se disminuye la velocidad máxima y el alcance de
la aeronave. El coeficiente máximo de sustentación tiene un efecto grande tanto
en la velocidad de pérdida del avión como en las distancias de despegue y
aterrizaje. A medida que se aumenta el coeficiente máximo de sustentación, las
distancias de aterrizaje y despegue se reducen y la velocidad de pérdida
disminuye también. En general es mejor tener un coeficiente máximo de
sustentación alto, porque la aeronave será más eficiente y menos propensa a la
pérdida. Sin embargo, una desventaja de tener un coeficiente de sustentación
máximo alto, es que se reduce la velocidad de crucero. Los efectos sobre la fase
de crucero de un coeficiente de sustentación máximo alto, pueden ser
compensados aumentando la relación de aspecto del ala para reducir el arrastre
inducido.
67 4.4.3 Rendimiento en despegue y aterrizaje. Las ecuaciones que se utilizaron
para determinar el rendimiento en despegue y aterrizaje provienen de Anderson y
Raymer10. Se creó una hoja de cálculo en Excel en donde se realizan las
estimaciones de las distancias de despegue y aterrizaje, Estas son las ecuaciones
utilizadas en para calcular estas distancias:
Ecuación 41.
Ecuación 42.
1.21 ·
·
·
/
·
/
@ .
g=32.14 ft/s2
=0.0023769 slug/ft3
=1.9
Ecuación 43.
/
·
@ .
· 550
0.7
Vlo = 1.1 (VstallTO) =1.1 56.58 /
62.24 /
0.8
P = 84 hp
W/P=11.58 lbs/hp
/
0.872
@ .
10
Tomado de: Aircraft design: A conceptual approach (1992). American Institute for Aeronautics and Astronautics, USA. Aircraft performance and design (1999). McGraw Hill UMD, USA. 68 68.98 Ecuación 44.
·
11
R: Radio de trayectoria de vuelo
Ecuación 45.
6.96 ·
6.96 ·
15 56.58 /
101.97 68.98 101.97 Distancia de aterrizaje:
Ecuación 46.
80 ·
/
(W/S)L = 4.66 lbs/ft2
195.72 11
Ecuación derivada de ecuaciones de Anderson 69 170.96 Ecuación 47.
1
1.23
0.2 ·
cos
15 45.37 /
3°
273.55 Ecuación 49.
1.23
0.2 1.23 · 45.37 /
0.2 32.14 /
484.48 484.48 ·
3°
25.36 195.72 273.55 25.36 494.63 De manera similar pero utilizando la carga alar del avión cargado y su respectiva
velocidad de pérdida se calcula la distancia de aterrizaje del avión cargado.
603.3 70 Tabla 10. Distancias estimadas de despegue y aterrizaje
RENDIMIENTO EN DESPEGUE Y ATERRIZAJE
Despegue (ft) Aterrizaje vacío (ft) Aterrizaje cargado (ft)
170,96
531,53
603,30 Si el avión aterriza con la carga paga completa, se necesitaría más precisión
por parte del piloto. En todo caso, es recomendable que el avión siempre aterrice
sin la carga de aspersión, dado que las sustancias utilizadas para este fin pueden
llegar a ser altamente inflamables. El tanque de carga paga debe estar equipado
con una compuerta de emergencia, de tal manera que su contenido pueda ser
expulsado fácilmente.
4.4.4. Rendimiento en virajes nivelados. Durante el segmento de aspersión de
la misión, la aeronave estará virando después de cada pasada, lo que hace el
rendimiento en virajes nivelados un factor muy importante para el correcto
desarrollo de la misión. Con la ecuación de velocidad de pérdida se determinó
cuál es el ángulo máximo de banqueo que el avión puede sostener
completamente cargado sin entrar en pérdida con la velocidad de viraje
previamente determinada y asumida como el 80% de la velocidad de operación de
65 nudos. La carga alar para el avión completamente cargado es de 7.24 lbs/ft2,
tal como se determinó en la sección de análisis de restricciones. Ecuación 50.
2
/
·
·
2 7.24 /
87.77 /
· 0.0023769 /
.
· 1.9
°
1
cos 65.40°
2.4 El radio de giro y la tasa de viraje dependen de la velocidad de la aeronave más
no del peso de la misma. El radio de giro con un banqueo de 45° se puede
calcular con la siguiente ecuación:
71 Ecuación 51.
87.77 /
√
1
1
45°
32.14 /
239.67 1
Para calcular la tasa de viraje con un banqueo de 45° se dedujo la siguiente
ecuación:
Ecuación 52.
/
180° · √
·
1
180° · 32.14 /
· 87.77 /
1
45°
1
20.98°/
En las siguientes gráficas se muestran los puntos de diseño para el radio de viraje
y la tasa de viraje con diferentes ángulos de banqueo.
72 Figura 19. Radio de giro vs. Velocidad de giro
Radio de giro
Banqueo 65.4°
Banqueo 45°
Banqueo 30°
Banqueo 15°
Puntos de diseño
3000
2500
2000
Radio de giro (ft) 1500
1000
500
0
0
20
40
60
80
100
Velocidad de giro (ft/s)
73 120
140
160
Figura 20. Tasa de viraje vs. Velocidad de giro
Tasa de viraje
Banqueo 45°
Banqueo 30°
Banqueo 15°
Banqueo 65.4°
Puntos de diseño
180
160
140
120
Tasa de viraje (grados/s)
100
80
60
40
20
0
20
40
60
80
100
120
140
Velocidad de giro (ft/s)
Tabla 11. Rendimiento en virajes nivelados
nmax
2,4
Ángulo máximo de banqueo Radio de giro a 88 ft/s (ft)
65,4
239,67
Tabla 7. Radio de viraje y tasa de viraje
Banqueo (deg)
Radio de viraje (ft)
Tasa de viraje (deg/s)
65,40
109,74
45,83
45,00
239,69
20,98
74 30,00
415,15
12,11
15,00
894,53
5,62
Tasa de viraje a 45°
20,98°/s
Para determinar la velocidad máxima de la aeronave, es necesario conocer
el empuje disponible y el empuje requerido, el cual está determinado por el
arrastre parásito y el arrastre inducido, el cual fue calculado y graficado.
El empuje requerido fue calculado con las siguientes ecuaciones:
Ecuación 53.
Ecuación 54.
1
2
Ecuación 55.
1
2
Ecuación 56.
Ecuación 57.
1
·
·
Ecuación 58.
1
2
·
·
El empuje disponible varía dependiendo de la velocidad y se calcula con la
siguiente ecuación:
Ecuación 59.
·
75 · 550
Figura 21. Empuje requerido y disponible
Empuje requerido y disponible
1400
1200
Empuje requerido (media carga)
Empuje requerido (cargado)
1000
Empuje disponible
Empuje requerido (vacío)
800
600
Empuje disponible
(lbs)
Empuje
requerido (lbs)
400
200
Velocidad (ft/s)
0
0
50
100
150
200
250
En las curvas de empuje requerido, es posible ver cómo las variaciones del
peso afectan el arrastre inducido en la parte izquierda y en cambio no afectan
directamente la formación de arrastre parásito en el otro extremo de la gráfica. La
velocidad máxima del avión se obtiene cuando el empuje requerido es igual al
empuje disponible. En la gráfica se puede apreciar que dicha velocidad equivale a
156 ft/s. Con esta información se pueden resumir las velocidades críticas.
Tabla 8. Resumen de velocidades
Vstall cargado (ft/s) Vstall vacío (ft/s) Vstall media carga (ft/s)
56,58
45,37
52,04
76 Vop (ft/s)
109,71
Vmax (ft/s)
156,00 4.5 AERODINÁMICA
4.5.1 Requerimientos, Dimensionamiento Inicial y Análisis de Restricciones.
Si bien el RFP que es utilizado como guía para este diseño no restringe el diseño
aerodinámico, el dimensionamiento inicial y el análisis de restricciones realizado
anteriormente permite realizar estimados básicos de la geometría alar para el
avión.
La envergadura alar no es lo suficientemente pequeña como para que el
avión pueda ser fácilmente transportado por una camioneta pick-up. Utilizar un
mecanismo para doblar las alas no sería práctico y afectaría los costos y el peso
del avión. Por lo tanto, la unión entre el ala y el fuselaje debe ser diseñada de tal
manera que el ala sea fácilmente removible y reinstalada, para poder transportar
el avión sobre un solo carril vehicular. Otro requerimiento dado por el RFP con
consecuencias aerodinámicas es la especificación de las distancias de despegue
y aterrizaje de 750 pies, el cual afecta el diseño a través de consideraciones de
rendimiento.
4.5.2 Selección de perfiles aerodinámicos. Antes de realizar cualquier análisis
sobre perfiles aerodinámicos, es importante calcular el número de Reynolds con el
que estará operando el avión, dado que el rendimiento de cada perfil es muy
dependiente del mismo. Con la cuerda media aerodinámica previamente
calculada, el número de Reynolds de referencia se calcula de la siguiente manera:
Ecuación 60.
·
·
2920623,435114
0,0023769 /
V=110 ft/s
4,39 0,000000393 slug/(ft·s)
De acuerdo a Roskam, el coeficiente máximo de sustentación varía entre 1.2 y 1.8
para la categoría Homebuilt y entre 1.3 y 1.9 para aviones agrícolas. Se buscó un
perfil que le proporcionara a la aeronave un coeficiente de sustentación alto,
77 alrededor de 1.9, por dos razones: La primera razón es que un coeficiente máximo
de sustentación alto evita la necesidad de utilizar flaps en la aeronave y evita
complicaciones innecesarias en la fabricación y operación de la aeronave. La
segunda razón es que un coeficiente de sustentación alto permite mantener baja
la velocidad de pérdida.
Teniendo en cuenta este objetivo, se mezclaron dos perfiles Eppler de alto
nivel de sustentación: los E423 y E591, obteniendo el coeficiente de sustentación
deseado. Se decidió que el perfil sería el mismo para todo el ala.
Para los estabilizadores vertical y horizontal se escogió el perfil NACA 0012,
por su relativa simplicidad, sus bien conocidas características de rendimiento a
altos ángulos de ataque, su bajo coeficiente de resistencia respecto a perfiles de
mayor espesor, y su forma simétrica. Se requiere para el perfil de los
estabilizadores horizontal y vertical, que no entren en pérdida con un ángulo
inferior al ángulo de pérdida del ala, y por eso el NACA 0012 es compatible con el
diseño.
En la siguiente gráfica se encuentra una comparación entre el perfil escogido
y otros, incluyendo el NACA 2412, el cual es muy conocido y ampliamente
utilizado con superficies hipersustentadoras. La gran diferencia que se puede
apreciar en sus respectivas capacidades de sustentación, es la diferencia que
hace viable la operación sin necesidad de superficies de hipersustentación. Esta
comparación se realizó utilizando Profili, un programa para análisis aerodinámico
de perfiles basado en Xfoil.
78 Figura 22. Comparación de perfiles
En esta gráfica se puede ver cómo los perfiles candidatos ofrecen mucha más
sustentación que el bien conocido NACA 2412, y el nivel de arrastre de todos es
muy parecido entre -5 y 5 grados de ángulo de ataque. Este nivel superior de
sustentación nos evita la necesidad de utilizar superficies hipersustentadoras y así
se facilita en gran medida la fabricación y la operación de la aeronave.
79 Figura 23. Comparación de L/D de perfiles candidatos
En la anterior gráfica se compara la relación L/D de los perfiles candidatos y se
vuelve evidente que para todos los perfiles la máxima eficiencia aerodinámica en
aproximadamente 5 grados de ángulo de ataque. En el otro lado se encuentra el
coeficiente de momento de los perfiles y se puede observar que el momento
producido por los perfiles candidatos es muy superior al producido por el NACA
2412, sin embargo esto no tiene por qué ser un problema, dado que se puede
compensar con un ángulo de incidencia en el estabilizador horizontal. El momento
producido por el ala influye en la estabilidad estática longitudinal del avión la cual
fue debidamente calculada.
En la siguiente gráfica se puede ver que el perfil NACA 0012 tiene un ángulo de
pérdida similar al perfil escogido para el ala, por lo cual es conveniente para el
diseño.
80 Figura 24. Curva de sustentación del perfil NACA 0012
Fuente: Ira Abbott, Theory of wing sections
81 A continuación se muestra la información obtenida sobre el perfil en el ángulo
ataque de pérdida con el software Xfoil. Si bien el coeficiente máximo
sustentación del perfil es 2.10 con 15 grados de ángulo de ataque, teniendo
cuenta la pérdida de sustentación que se produce en el ala, se estimó un
1.89 para el ala, siguiendo la metodología de Raymer12.
de
de
en
de
Figura 25. Perfil seleccionado en ángulo de pérdida
4.5.3 Geometría de ala y fuselaje. Además de las dimensiones iniciales
determinadas por el análisis de restricciones, se tomaron algunas decisiones para
mejorar el rendimiento aerodinámico y la estabilidad en general. Para asegurar la
estabilidad en banqueo, se seleccionó para el ala un ángulo diedro de cinco
grados. Este ángulo diedro también ayuda para que las puntas del ala no golpeen
12
Tomado de: Aircraft design: A conceptual approach (1992). American Institute for Aeronautics and Astronautics, USA. 82 el suelo durante un aterrizaje anormal. Se le dio al ala un ángulo de incidencia de
2 grados para lograr una actitud razonable en vuelo nivelado y sobre todo para
favorecer la estabilidad. Buscando un nivel aceptable de eficiencia alar, la relación
de aspecto seleccionada es 7.5. Con este valor seleccionado es posible calcular la
envergadura y las demás dimensiones alares.
 Ángulo diedro
La elección del ángulo diedro del avión afecta las siguientes características:
 Estabilidad lateral (Spiral)
 Estabilidad de roll holandés (Dutch Roll Stability)
 Distancia entre el plano y la superficie terrestre
Como la configuración seleccionada para el ala es de posición baja, es importante
que el plano tenga un ángulo de incidencia para mantener una distancia prudente
entre la punta del ala y el terreno y de esta forma no golpeen el suelo durante un
aterrizaje anormal.
En términos de estabilidad lateral también es conveniente el uso del ángulo
diedro, ya que las aeronaves con plano bajo tienden a tener poca estabilidad
lateral. Se consultó información sobre aviones agrícolas y se encontró que en
promedio estas aeronaves tienen un ángulo diedro de 5°, y por lo tanto se emplea
dicho valor en la aeronave.
 Ángulo de flechamiento
Por las velocidades de operación de de la aeronave no es necesario emplear un
ángulo de flechamiento. El objetivo del ángulo de flechamiento es compensar los
efectos de compresibilidad, los cuales son despreciables hasta Mach 0.3. La
aeronave en diseño operará con un número Mach de aproximadamente 0.1, por lo
cual lo más conveniente para el diseño es tener un ángulo de flechamiento
0. La mayoría de aeronaves agrícolas y de categoría Homebuilt no tienen
ΛC/
flechamiento.
Un ala con flechamiento positivo a bajas velocidades puede producir inestabilidad
y otros efectos adversos. Un flechamiento negativo puede otorgar buenas
características a bajas velocidades, sin embargo aumentaría la concentración de
esfuerzos en la raíz del plano lo cual no es deseable.
83  Taper ratio
El taper ratio del ala afecta las siguientes características del avión:




Volumen disponible para combustible en los planos
Peso de la estructura
Características de pérdida
Distribución de cargas sobre el ala
La reducción en la cuerda de las puntas del ala dada por el taper ratio significa un
número de Reynolds menor y por lo tanto es posible que las puntas del ala tiendan
a entrar en pérdida primero que la raíz, lo cual no es conveniente para el control
lateral.
La mayor ventaja que nos da el taper ratio es a nivel estructural. La reducción de
tamaño del perfil en la punta significa una menor reacción aerodinámica y por lo
tanto se reduce el momento flector en la raíz del ala, y la punta no requerirá de
grandes dimensiones estructurales.
En la siguiente gráfica se puede ver cómo varía la distribución de carga sobre el
ala con diferentes valores de Taper Ratio.
84 Figura 26. Variación de distribución de sustentación con Taper ratio
Fuente: RAYMER, Daniel P. Aircraft Design- A conceptual approach. Washington, D.C.
Second Edition. AIAA.
Es evidente que con un taper ratio de 1.0, no se aprovecha toda el área de la
punta para generar sustentación, por lo que el taper ratio es una buena opción
para el diseño. El valor óptimo de taper ratio es 0.3 para alcanzar una distribución
elíptica, sin embargo se escogió un taper ratio de 0.5 para alejar un poco la zona
de pérdida de los alerones. Este desplazamiento de la zona de pérdida hacia la
punta de las alas se compensa con un ángulo de incidencia en la raíz, que causa
que la raíz entre primero en pérdida, antes de perder el control lateral.
 Aspect ratio
Un valor alto (mayor a 5) de la relación de aspecto, es lo más común en
aeronaves subsónicas de bajas velocidades. A medida que se reduce el aspect
ratio, se reduce la pendiente de sustentación y también se fortalecen los efectos
de arrastre inducido sobre el ala, de manera que en un ángulo de ataque
determinado, el Cl del ala sería menor y el avión necesita un alto coeficiente de
85 sustentación para operar sin superficies hipersustentadoras. Un alto valor en al
relación de aspecto nos ayuda a mantener buenos niveles de sustentación
especialmente requeridos para el aterrizaje.
Entre los aviones agrícolas y Homebuilts es común una envergadura alrededor de
los 30 pies, y para esta misión en particular se necesita una envergadura de
aproximadamente ese valor. Una envergadura menor implicaría que el avión tiene
que realizar más recorrido para cubrir todo el campo con la aspersión, lo que
significa un mayor gasto de combustible, y una envergadura mayor aumentaría el
arrastre parásito producido a altas velocidades y los esfuerzos en la raíz del plano.
 Ángulo de incidencia (iw) y Twist geométrico
La elección del ángulo de incidencia iw del ala afecta las siguientes características:




Estabilidad estática longitudinal
Arrastre en el crucero
Distancia necesaria para despegar
Actitud o posición del fuselaje durante el crucero y la aspersión
Se determinó que un ángulo de incidencia en la raíz del plano de 2 grados sería
apropiado para el diseño, dado que favorece la estabilidad estática longitudinal del
avión y aumenta la sustentación producida por el ala en la raíz, reduciendo la
distancia de despegue.
La punta del ala se dejó con un ángulo de incidencia de 0°, garantizando de esta
manera que si el avión entra en pérdida, el control lateral no se pierde
inmediatamente. De esta manera se evita el desplazamiento de la zona de
separación de flujo en el ala producido por el taper ratio
0.5.
 Geometría del fuselaje
La forma del fuselaje es prácticamente simétrica y sencilla, se buscó que su
curvatura no tuviera grandes niveles de arrastre, que no implicara grandes retos
en su construcción y que tuviera una gran capacidad de almacenamiento
pensando en futuras versiones de la aeronave.
Los requisitos para este fuselaje en particular consisten en que tenga espacio
suficiente para el motor y sus accesorios y un espacio adicional para ubicar la
cámara en la parte inferior de la nariz del avión, donde debe haber visión frontal
por lo menos de 45 grados de amplitud verticalmente y lateral de 180 grados para
el desarrollo de la misión.
86 Además debe alojar 132 litros de carga de aspersión y otros componentes del
sistema de control y video. La ubicación general de los componentes que van a
bordo de la aeronave se puede ver en la sección de sistemas de abordo.
Para determinar la longitud del fuselaje se investigó sobre el fineness ratio, la
relación que existe entre la longitud del fuselaje y el diámetro máximo del mismo
de aeronaves similares y se encontró que esta relación se encuentra normalmente
entre 5 y 8.
A velocidades subsónicas, una de las principales formas de arrastre es la fricción
de piel (Skin friction). Para minimizar este tipo de arrastre, el avión debería estar
diseñado para minimizar la piel expuesta, o el área “mojada”, con un fineness ratio
alrededor de 4.5. Este diseño tiene un fineness ratio de 5.25, el cual se considera
suficiente puesto que no es necesario ubicar demasiados componentes a lo largo
del fuselaje. Ecuación 61.
20.04 3.82 5.25
El tamaño de los estabilizadores podría reducirse con un fineness ratio mayor
aumentando así el brazo de momento, pero no se consideró necesario ni
conveniente para este caso.
Figura 27. Vista lateral del fuselaje
Dimensiones en pies.
Fuente: Solid Edge
87  Transportabilidad del avión
Para asegurar la transportabilidad del avión, se propuso un sistema de alas
removibles. Este sistema consiste en dos tubos de soporte, en los cuales van
montados las alas. Las alas se fijan a los tubos mediante pernos removibles.
Figura 28. Alas Removibles Esquema 1
Adicionalmente, una sección de los tubos de soporte es desmontable. Para que
esto sea posible, la sección removible del tubo de soporte tiene un diámetro
menor que la sección fija. Igualmente ambas secciones del tubo de soporte están
sujetadas entre sí con un perno que se puede remover después de haber
removido el ala. De esta manera se facilita el transporte del avión.
88 Figura 29. Alas Removibles Esquema 2
Unión de secciones fija y removible de los tubos de soporte Figura 30. Alas Removibles Esquema 3
89 Figura 31. Alas Removibles Esquema 4
El estabilizador horizontal también es removible pero sólo es necesario un tubo de
soporte. Dadas sus menores dimensiones, no es necesario tener una sección
removible en el tubo de soporte del estabilizador horizontal.
90 Figura 32. Alas Removibles Esquema 5
91 El avión sería transportado de la siguiente manera:
Figura 33. Alas Removibles Esquema 6
De esta manera, el avión cabe en un contenedor de 5 ft (ancho) x 10 ft (alto) x 22
ft (largo).
4.5.4 Características aerodinámicas. El coeficiente de sustentación requerido
para las diferentes condiciones de vuelo puede ser determinado usando la
siguiente ecuación: Ecuación 62.
1
2
Para esta ecuación, se asume que la sustentación requerida es igual al peso
del avión y se utilizan las velocidades determinadas en Rendimiento. Para perfiles
asimétricos como el seleccionado para este diseño, la relación entre el coeficiente
de arrastre y el coeficiente de sustentación se puede determinar mediante la
siguiente ecuación: Ecuación 63.
92 El valor de K se puede determinar usando la ecuación: Ecuación 63.
1
·
·
El valor de la eficiencia de Oswald e se puede asumir inicialmente como 0.8,
aunque es posible calcularlo de una manera más precisa con la siguiente
ecuación en función de la relación de aspecto: Ecuación 64.
1.78 1
0.045 ·
.
0.64
0.82
El valor de CDo fue estimado utilizando un método propuesto por Raymer13
en el cual se calculan los coeficientes de arrastre para los diferentes componentes
del avión, los cuales se encuentran resumidos a continuación:
Tabla 9. Composición de arrastre parásito
Componente
Hélice
Aguilón y aspersores
Fuselaje
Estabilizador horizontal
Estabilizador vertical
Ala
Tren de aterrizaje
Total
CDo
0.0024
0.0111
0.0043
0.0028
0.0015
0.0088
0.0025
0.0334
Con estos datos es posible conocer la relación entre el arrastre y la sustentación.
Dicha relación se representa con el ‘Drag Polar’.
13
Tomado de: Aircraft design: A conceptual approach (1992). American Institute for Aeronautics and Astronautics, USA. 93 Figura 34. Drag Polar
Drag polar
3
2,5
Cl
2
1,5
1
0,5
0
0,00
0,02
0,04
0,06
0,08
0,10
0,12
0,14
0,16
0,18
Cd
De los datos obtenidos resulta que la mejor relación sustentación-arrastre es
de 24.26 y se puede deducir que este valor no es afectado directamente por las
variaciones en el peso. Sin embargo, el análisis demuestra que las variaciones en
el peso afectan la velocidad en la cual la aeronave alcanza el L/D máximo.
Cuando el avión está completamente cargado, la velocidad en la cual alcanza el
mayor L/D es considerablemente mayor que cuando el avión está descargado y
esto se debe a que cuando el avión lleva menos peso, necesita menos velocidad
para mantener el mismo coeficiente de sustentación y por lo tanto la misma
relación sustentación-arrastre. Esto se puede observar en la siguiente gráfica.
94 Figura 35. Relación sustentación – Arrastre
L/D
L/D (cargado)
L/D (descargado)
L/D (media carga)
30
25
20
15
10
5
0
0
50
100
150
200
250
Velocidad (ft/s)
Con los datos que se han obtenido es posible conocer la acumulación de
sustentación y arrastre respecto a la velocidad de la aeronave, la cual se describe
en la siguiente gráfica.
95 Figura 36. Sustentación y arrastre Vs. Velocidad
Sustentación y arrastre
4500
4000
3500
Sustentación (lbs)
3000
Arrastre (lbs)
2500
2000
1500
1000
500
0
0
20
40
60
80
100
120
140
160
Velocidad (ft/s)
Los resultados de este análisis se ven reflejados en las características
aerodinámicas resumidas en la siguiente tabla.
Tabla 10. Características aerodinámicas
Condición de vuelo Velocidad (ft/s)
Despegue
Aspersión
Virajes (40 grados)
Crucero
Aterrizaje
62,2411
109,8342
87,8674
109,8342
49,9088
Sustentación requerida (lbs)
972,8300
972,8300
1375,7894
972,8300
625,5117
96 CL
CD
L/D
1,5725
0,5050
1,1159
0,5050
1,5725
0,0734
0,0458
0,0460
0,0458
0,0734
21,4286
11,0285
24,2626
11,0285
21,4286
4.6 PROPULSIÓN
4.6.1 Requerimientos. Los únicos requerimientos establecidos por el RFP
consisten en que el motor esté basado en tecnología disponible hoy en día y que
además se encuentre ampliamente disponible en el mercado. El proceso de
selección de un motor fue afectado por otros requerimientos tales como la
necesidad de cargar el peso extra de la carga paga. Algunos estudios fueron
realizados para determinar cuál motor sería el mejor para el diseño.
4.6.2 Selección de motor. Antes de seleccionar el motor, se investigó un grupo
de aviones agrícolas y otras aeronaves ligeras para ver la relación existente entre
sus motores y pesos. Usando los datos del dimensionamiento inicial y datos
históricos de la investigación mencionada, se encontró que un motor con
aproximadamente 80 caballos de potencia se necesitaría para apoyar el diseño.
Como la configuración de la aeronave en desarrollo es de bajo peso, el uso de
múltiples motores o motores a reacción fue descartado, dado que no son
necesarios ni prácticos. Se investigaron motores de tipo eléctrico y de combustión
interna.
Se investigó sobre el concepto de aeronave eléctrica Sonex, el cual tiene un
motor cuyo ciclo de carga de 24 horas permite una hora de vuelo. Este sistema
brinda una potencia de aproximadamente 80 caballos de potencia y sería una
muy buena opción si tuviera una mayor disponibilidad en el mercado y si su
funcionamiento pudiera prolongarse a más de una hora. Como el motor Sonex es
todavía un ‘concepto’, era mejor para este diseño seleccionar un motor diferente.
La propulsión eléctrica fue descartada debido a falta de disponibilidad.
Se investigaron varios motores de combustión interna dentro de un rango de
potencia aceptable y el Hirth 3701 fue seleccionado de la siguiente lista de
candidatos.
97 Tabla 11. Motores más opcionados para el diseño Tabla 12. Especificaciones de motor Hirth 3503E
Fabricante Modelo Cilindros Desplazamiento Diámetro de cilindro Carrera de cilindro Peso Potencia Consumo de combustible Hirth 3701 E/V 3 en línea, 2 tiempos 57.3 in^3 2.99 in 2.72 in 99.3 lb 84 hp a 4950 RPM 7.15 gal/hr al 100% Figura 37. Motor Hirth 3701.
Fuente: Hirth Engines. http://www.hirth‐engines.de  Potencia del motor. El motor Hirth 3701 ofrece 84 caballos de potencia a
4950 RPM, lo cual es suficiente para las operaciones de la aeronave en
98 diseño. Una de las razones por las que se escogió sobre los otros motores
candidatos es su relación potencia-peso, la cual es sobresaliente.
 Relación peso-potencia. La relación potencia-peso es 0.846, la cual es
superior a muchos de los motores con los que fue comparado. El Hirth 3203
E tiene una relación incluso mejor, pero no le da la ventaja de potencia que
tiene el motor escogido. La relación potencia-peso que el motor elegido le
provee al avión completo es de aproximadamente 0.086 hp/lb. Según
Raymer14 los valores típicos para este tipo de aeronave están entre 0.08 y
0.09 hp/lb. La carga de potencia W/P que se obtiene con esta planta motriz
es de 11.58 lbs/hp. Según Raymer, la carga de potencia típica para estas
aeronaves está entre 11 y 12 lbs/hp.
 Consumo específico de combustible.
El consumo específico de
combustible del motor Hirth 3701 es de 0.51 lbs/hp/hr. Este valor es muy
cercano a otros motores con relaciones de potencia-peso similares que
fueron investigados. Este motor utiliza aproximadamente 7.15 galones de
combustible por hora al 100%, lo que le permite a la aeronave operar
durante aproximadamente una hora y media con el combustible
previamente estimado. Ecuación 65.
Engine fuel consumption
Engine horsepower
lb
43.04 lbs
Engine SFC hr
hp
84 hp
lb
Engine SFC hr
0.51242 hp
Engine SFC lb
hr
hp
4.6.3 Selección de hélice. Las opciones para la selección de la hélice son, de
paso variable y de paso fijo. El número de palas a usar debe elegirse también.
Más allá de eso, tiene que elegirse un radio tal que con la potencia del motor,
mantenga la velocidad en las puntas de la hélice por debajo de Mach 1. Esto es
necesario para mantener el ruido de la hélice en un nivel mínimo.
Investigando diferentes hélices, el número de palas fue el primer factor
analizado. La primera consideración en escoger una hélice es que el avión estará
14
Tomado de: Aircraft design: A conceptual approach (1992). American Institute for Aeronautics and Astronautics, USA. 99 despegando y aterrizando sobre pistas improvisadas, lo cual significa que se debe
mantener una considerable separación entre la hélice y la superficie. Este hecho
apunta hacia el uso de una hélice de tres palas, debido a que una hélice de tres
palas puede tener un radio más pequeño que una hélice de dos palas. También
se consultaron datos históricos y se encontró que muchos aviones agrícolas usan
hélices de tres palas.
El radio de la hélice que mantenga una considerable separación con el suelo
y tenga una velocidad en la punta menor a Mach 1 es el siguiente requerimiento.
Se seleccionó un diámetro para la hélice de 58 pulgadas, de acuerdo a la
siguiente ecuación: Ecuación 66.
Dp in
20 · √HP
20 · √84
60.55
61 in
Este diámetro junto con una caja reductora de relación 1:2.16 deja las
puntas de la hélice con una velocidad de aproximadamente 600 ft/s, la cual está
lejos de Mach 1 y es un valor aceptable en términos de reducción de ruido.
La siguiente consideración a tener en cuenta es si la hélice debe ser de paso
fijo o de velocidad constante con paso variable. La principal ventaja de una hélice
de paso variable es que puede cambiar el empuje producido por el motor sin tener
que variar la potencia o la velocidad de la hélice. También puede ser usada para
crear empuje reverso y de esa forma disminuir la distancia de aterrizaje, sin
embargo se necesitarían componentes adicionales abordo y la operación se
volvería más complicada. Existen en el mercado hélices que son de paso variable
pero que se ajustan únicamente en tierra, las cuales parecen ser la mejor opción
para el diseño en desarrollo.
Consecuentemente, la hélice escogida para este diseño es la Powerfin
Propeller Modelo B, de paso ajustable en tierra, la cual es muy utilizada con
motores Hirth, lo que también la hace una candidata apropiada para su uso en el
diseño.
100 Tabla 13. Especificaciones de hélices Powerfin
Diámetro de hélice
Número de palas
Rotación
Diámetro de ajuste
Centrado
Ajuste de paso
Torque
Centro de la hélice
Pala de la hélice
Accesorios
42”-74”
(61” para el diseño)
2, 3 y 4
(3 palas para el diseño)
Sentido horario y antihorario
2.95”
1”
Ajuste rápido patentado
17 ft·lb
Aluminio anodizado, calidad de aviación
Pala de material compuesto con centro
de espuma humedecida
Tornillos de ensamble, Clavija de ajuste
4.7 ESTRUCTURAS Y CARGAS
4.7.1 Requerimientos estructurales. Los requerimientos del RFP en cuanto al
diseño estructural son relativamente sencillos. En primer lugar, la aeronave debe
ser diseñada con ala fija. Adicionalmente, la carga paga del avión consistirá en
300 libras de material sólido o líquido para asperjar sobre el campo, operando a
ras del suelo o a 1000 pies de altitud sin carga paga. Dados estos parámetros,
estos requerimientos no exigen demasiado de la estructura de un avión común. En
lugar de eso, el reto está en eventualmente optimizar el diseño de tal manera que
sea tan eficiente y simple como sea posible.
4.7.2 Consideraciones estructurales.
Las consideraciones estructurales
principales para cualquier aeronave son diseñar las partes individuales para
soportar las cargas que se espera que sufra y mantener las trayectorias mediante
las cuales se transfieren las cargas a través del avión completo para lograr un
diseño eficiente. Esto implica que las estructuras de fuselaje, alas y superficies de
control del avión estén apropiadamente configuradas. De cualquier forma, gracias
a la configuración de cola estándar utilizada en el diseño, no se pretende que las
superficies de control generen algún porcentaje significante de sustentación para
el avión.
Por esta razón, el objetivo principal del diseño estructural es lograr que el ala
sea capaz de soportar la fuerza de sustentación de la aeronave, transferirla a
101 través del fuselaje y asegurarse de que el fuselaje sea capaz de soportar las
cargas producidas por lo que debe transportar.
 Estructuras del fuselaje
Para acomodar la carga, los sensores, sistemas de bombeo y el motor, se
decidió usar una estructura con formadores similares a los que se pueden ver en
la figura. Para transferir la carga a lo largo del fuselaje entre los formadores, se
usarán larguerillos. Los larguerillos en la parte inferior del fuselaje serán más
gruesos para soportar directamente el peso de las cargas y los larguerillos de la
parte superior pueden ser relativamente delgados dado que tienen poca carga
que soportar. La gran mayoría de estas estructuras estará hecha de aluminio,
dado que es ligero, relativamente fuerte y barato. Algunos elementos estructurales
que requieran más refuerzo pueden suplementarse con estructuras de acero para
añadir rigidez.
Figura 38. Formadores estructurales.
Fuente: http://www.lightaircraftassociation.co.uk
 Estructuras del ala
El ala debe estar diseñada de tal forma que pueda soportar las cargas
producidas por la sustentación y el arrastre sobre la misma y también el momento
torsor generado por la distribución de sustentación a lo largo de la sección
transversal del ala. Esto requiere que el ala tenga vigas a lo largo de la
envergadura y que la piel del ala sea lo suficientemente gruesa para soportar el
momento torsor.
Se consideró que para la estructura principal del ala de este avión, sería
apropiado configurar dos vigas, una viga principal que soporte las cargas de
102 flexión, y una viga auxiliar que ayude a soportar las cargas de torsión y las cargas
axiales. Las vigas en forma de ‘C’ se caracterizan por una fácil construcción y por
lo tanto son una elección llamativa para este diseño.
Figura 39. Localización preliminar de la vigas principal y auxiliar del ala
Fuente: Advanced Aircraft Analysis
La posición de las vigas se determinó en 25% de la cuerda para la viga principal y
75% para la viga auxiliar.
Figura 40. Localización de vigas en el perfil
Es posible hacer un estimado del momento que el ala soportará en la raíz en
vuelo recto y nivelado. Una aproximación de la distribución de sustentación sobre
el plano puede determinarse con la siguiente ecuación: Ecuación 67.
103 4
2
1
4 · 6 · 972.83 31.75 ·
234.07 /
2
31.75 1
1
2
31.75 Para este cálculo se asume la condición de vuelo recto y nivelado, para el cual
n=6.
Figura 41. Distribución de sustentación
Distribución de sustentación
250
Sustentación (lbs)
200
150
100
50
0
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
Semi‐envergadura (ft)
También es posible obtener un estimado del momento que el plano sufrirá en su
raíz mediante la siguiente ecuación: Ecuación 68.
/
234.07 1
2
31.75 234.07 · 1
2
31.75 /
19663.1 1
0,00396801
104 /
/
0
19663.1 ·
4.7.3 Estudio de materiales. El estudio principal que se puede realizar en esta
etapa del diseño es sobre los materiales a utilizar en la estructura de la aeronave.
Debido al incremento en el uso de los materiales compuestos en todo tipo de
diseños aeronáuticos, fue necesario comparar la fibra de vidrio moderna y los
compuestos de fibra de carbono contra materiales más tradicionales como
aluminio y acero.
Según las propiedades mecánicas más relevantes que se pueden ver en
siguiente tabla de módulos de elasticidad y de esfuerzo cortante (E y
respectivamente), aún tomando en cuenta la densidad, se vuelve evidente que
fibra de vidrio no puede ofrecer el mismo rendimiento que el aluminio en
estructura de la aeronave.
la
G
la
la
Solamente compuestos continuos de fibra de carbono ofrecen propiedades
específicas que pueden competir con el acero y el aluminio. De cualquier forma,
depende de la orientación de las fibras y por lo tanto no se obtiene la misma
combinación de módulo de elasticidad y esfuerzo cortante que con los metales.
Además, el elevado costo de los compuestos de carbono en contraste con el
metal y la mayor complejidad en su utilización implica que es inapropiado para
este diseño, ya que se busca que sea simple y económico.
En consecuencia, el aluminio y el acero son los materiales escogidos para este
avión. Los compuestos de carbono serían empleados solamente si el peso de la
aeronave se convierte en un problema serio durante el desarrollo posterior.
105 Tabla 14. Propiedades mecánicas de materiales
Material
E (Gpa) G(Gpa) Densidad (kg/m^3) Fracción de fibra Orientación de fibra
Aluminio 2024
75
28
2800
n/a
n/a
Acero (AISI 4130)
210
81
8000
n/a
n/a
Fibra de vidrio discontínua 13,8
3
1760
0,4
n/a
18,5
3
2050
0,6
n/a
23,1
3
2320
0,8
n/a
Fibra de vidrio contínua
28,7
4,6
2040
0,6
0/90 5x5
14,1
12,8
2040
0,6
+/‐45 5x5
33
7,8
2040
0,6
0/45 6x4
Fibra de carbono contínua
99
13
1560
0,6
0/45 7x3
63
22
1560
0,6
0/45 4x6
Fuente: Gay, Daniel, Hoa, Suong V. y Tsai, Stephen, “Conception and Design,” Composite
Materials: Designs and Applications, CRC Press, New York, 2003, pp. 87-101.
106 4.7.4 Tren de aterrizaje. El tren de aterrizaje es por supuesto necesario para este
diseño. Debido al peso relativamente bajo del avión y a la necesidad que hay de
que el avión sea capaz de aterrizar en pistas improvisadas, es ideal mantener su
configuración tan simple como sea posible. Se seleccionó una configuración de
patín de cola para este avión, porque es barata y de sencilla construcción y
también fácil de controlar en el terreno, razón por la cual se encuentra en muchos
aviones agrícolas tripulados. Por lo tanto, la única pregunta restante es qué tipo de
estructura se utilizaría en el tren principal. Las estructuras candidatas son las que
se muestran a continuación.
Figura 42. Configuraciones candidatas de tren principal.
Fuente: RAYMER, Daniel P. Aircraft design: A Conceptual Approach (1992). AIAA, USA.
Todas estas configuraciones son relativamente simples y lo suficientemente
robustas para soportar un aterrizaje fuerte, pero dado que la aeronave no es
tripulada, los requerimientos de absorción de impacto son en alguna medida
menos exigentes que para una aeronave tripulada, siempre que los sensores y las
cargas abordo permanezcan intactas. Para sobrellevar apropiadamente las
cargas de impacto del aterrizaje, la estructura del tren principal será de acero. La
configuración preferida para este diseño es Oleoshock-strut dado que con la
configuración Solid Spring el tren tiende a ser más pesado, mientras que la
configuración Levered Bungee tiende a generar más arrastre que los otros.
107 4.7.5 Diagramas V-n. Tener una idea de las cargas máximas que se espera que
la aeronave experimente durante el vuelo a diferentes velocidades, es esencial
para diseñar la estructura de la aeronave. Esto puede hacerse mediante la
creación de diagramas V-n, los cuales brindan una representación visual de las
cargas gravitacionales que se espera que el avión experimente y resista en vuelo.
El avión diseñado cambiará drásticamente de peso a medida que distribuye sobre
el campo la carga paga. Los diagramas V-n varían de acuerdo al peso del avión y
se muestran a continuación.
Las curvas del diagrama V-n son representaciones de la siguiente ecuación:
Ecuación 69.
1
2
/
Donde:
3
0.0023769 /
/
/
í
4.66 7.24 108 /
6.12 /
/
/
Figura 43. Diagrama V-n
Diagrama V‐n
Factor máximo cargado
7,5
Factor máximo a media carga
5,5
Factor máximo vacío
3,5
Zona de pérdida
Daño estructural
Vne (ft/s)
1,5
‐0,5 0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
‐2,5
Daño estructural
‐4,5
Se puede observar en las gráficas anteriores que el diagrama V-n más
crítico es el que se calculó con el peso completo del avión. Cuando el avión ha
perdido carga, tiene un rango de operación más amplio y es más difícil que entre
en pérdida o que llegue a los límites máximos de carga. Se puede ver que a
medida que el peso del avión aumenta, el rango de velocidades en el cual es
posible alcanzar la carga máxima se disminuye. Sin embargo, las alas deben
estar diseñadas para soportar dicha carga.
Por el tipo de maniobras que debe hacer el avión en la misión agrícola, como
regla general se debe dimensionar la estructura del avión para que el límite
positivo de daño estructural sea elevado, alrededor de 6, y el límite negativo -3, de
manera similar a las demás aeronaves construidas para este propósito.
109 4.7.6 Diagramas de fuerzas cortantes y momentos flectores. Una forma
sencilla de evaluar las fuerzas internas y momentos a los que será sometido el
fuselaje, es mediante la elaboración de los diagramas de fuerzas cortantes y
momentos flectores. Se evaluaron las cargas a la velocidad máxima del avión,
para conocer de esta forma el valor máximo de fuerzas cortantes y momentos que
el avión soportará durante su vuelo. El peso del avión distribuido a lo largo del
fuselaje, resulta en una carga uniforme de 291 lbs/ft. Para efectos de practicidad,
las cargas a las cuales se verá sometido el fuselaje se pueden simplificar de la
siguiente manera.
Figura 44. Esquema de cargas en el fuselaje
Las fuerzas cortantes y los momentos flectores a continuación mostrados son una
aproximación a los reales. Sin embargo la variación en la magnitud de las cargas
no afecta la ubicación de la mayor magnitud de fuerzas cortantes y momentos
flectores, que es lo que se debe conocer en primera instancia.
110 Figura 45. Diagrama de fuerzas cortantes Carga (lbs)
Fuerzas cortantes
500
400
300
200
100
0
‐100
‐200
‐300
‐400
‐500
Longitud del fuselaje (ft)
Figura 46. Diagrama de momentos flectores
111 Estas gráficas permiten distinguir claramente el punto con el mayor momento
flector en el fuselaje del avión, que es el mismo punto en donde se genera la
sustentación alar. Esta información es útil para realizar un dimensionamiento
detallado del fuselaje, el cual no está dentro del alcance de esta investigación.
4.8 ESTABILIDAD Y CONTROL
4.8.1 Requerimientos de estabilidad.
El principal requerimiento para la
estabilidad estática de una aeronave es que el centro de gravedad esté adelante
del punto neutro. Esto garantiza que las perturbaciones al cabeceo del avión
crearán una fuerza restauradora proporcional al cambio en el ángulo de ataque,
de manera que el avión regresa a vuelo nivelado. Esto asegura que el avión es
controlable sin necesidad de sistemas de aumento de estabilidad o superficies de
control asistidas por computador. Al no necesitar de complicados dispositivos
aumentativos de estabilidad el diseño concuerda con los requerimientos incluidos
en el RFP sobre la asequibilidad del avión en países subdesarrollados y sobre la
utilización de componentes económicos. En primer lugar, para encontrar el punto
neutro de una aeronave es necesario primero encontrar los tamaños apropiados
para las superficies de control.
4.8.2 Dimensionamiento del empenaje. Con el análisis de restricciones
realizado, hay suficiente información para realizar un análisis preliminar de
estabilidad y control. Esto provee la información necesaria para encontrar el área
de referencia y relaciones de aspecto de los estabilizadores vertical y horizontal,
las cuales están basadas en cantidades históricas conocidas como relaciones de
volumen de empenaje de aviones de categoría Homebuilt y Agrícola. En este
diseño se utilizó un coeficiente de volumen de 0,5 para el estabilizador horizontal
y un coeficiente de volumen de 0,04 para el estabilizador vertical. A partir de estos
coeficientes de volumen es posible encontrar las áreas de referencia de ambos
estabilizadores. También los valores para la relación de aspecto se seleccionaron
de datos históricos: 4.5 para el estabilizador horizontal y 1.5 para el estabilizador
vertical. Los resultados de estos cálculos son aquí resumidos.
112 Tabla 12. Geometría del empenaje
Parámetro
Valor
2
Área de estabilizador horizontal (ft )
Área de estabilizador vertical (ft2)
Relación de aspecto horizontal
Relación de aspecto vertical
Distancia horizontal del estabilizador
horizontal al CG
Distancia vertical del estabilizador
horizontal al CG
28,11
16,27
4,50
1,50
10,49
Despreciable
Se procuró minimizar el largo del fuselaje para reducir secciones huecas en
el mismo. Esto reduce el exceso de peso y también el área expuesta del fuselaje,
aunque esto condujo por supuesto a superficies más grandes en el empenaje. Se
le dio al estabilizador horizontal un ángulo de incidencia de -2 por razones de
estabilidad estática longitudinal, y así permanecerá durante toda la operación. No
es necesario implementar en el avión la capacidad de variar el ángulo de
incidencia en el estabilizador horizontal. La distancia vertical entre el estabilizador
horizontal y el centro de gravedad de la aeronave es despreciable.
4.8.3 Margen estático. El margen estático es una distancia normalmente
representada como un porcentaje entre el centro de gravedad y el punto neutro,
normalizada por la cuerda media aerodinámica de la aeronave. Se define como
positivo cuando el centro de gravedad está por delante del punto neutro y negativo
cuando el punto neutro se encuentra adelante del centro de gravedad. Se buscó
durante el diseño lograr un margen estático entre 5% y 19% positivo. De acuerdo
con Raymer15, esto asegura la estabilidad estática, lo que implica que el avión
regresará a vuelo recto y nivelado tras una turbulencia y sin necesidad de
manipular los controles del avión.
Para encontrar el margen estático, se utilizaron varios datos del análisis de
restricciones y de valores históricos determinados por Raymer. Por supuesto,
15
Tomado de: Aircraft design: A conceptual approach (1992). American Institute for Aeronautics and Astronautics, USA. 113 tener este rango especificado de margen estático (5% - 19%) implica que el
centro de gravedad sea orientado de 5%-19% por adelante del punto neutro del
avión. Parte del trabajo realizado al respecto consistió en ajustar la configuración
del avión hasta que el centro de gravedad asegurara el margen requerido. La
ecuación para calcular el punto neutro está basada en parámetros como la
pendiente de sustentación del perfil alar, la distancia entre los centros
aerodinámicos del ala y el estabilizador horizontal, áreas de referencia, entre
otros. El punto neutro está únicamente en función de la geometría, la cual es
siempre constante para este diseño. La posición del punto neutro permanece fija
e independiente de las variaciones en el centro de gravedad. El punto neutro
finalmente fue obtenido con un margen del 18.6% respecto al centro de gravedad
promedio.
El punto neutro fue estimado con la siguiente ecuación:
Ecuación 70.
·
·
1
Tabla 13. Posiciones y límites del centro de gravedad
Xcg/MAC
forward limit
0,0421
Xcg/MAC empty
0,2600
Xcg/MAC loaded
0,3400
Xnp/MAC
0,4830
Se realizó el análisis de desplazamiento del centro de gravedad, y los
resultados se encuentran graficados a continuación.
114 Figura 47. Posiciones del CG
Posiciones del centro de gravedad
Punto neutro
Límite delantero del CG
CG vacío
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
CG intermedio
CG Cargado
Además del punto neutro, también hay un límite delantero que no puede ser
excedido si se pretende mantener la estabilidad. El grupo de investigación
desarrolló la siguiente ecuación para determinar la posición del límite delantero
del centro de gravedad y su resultado es el que se puede ver en la gráfica
anterior. Ecuación 71.16
·
·
·
Los resultados de este análisis indican que el centro de gravedad a lo largo de
toda la misión se mantiene dentro de los límites dentro de los cuales no se vulnera
la estabilidad del avión; el punto neutro y el límite delantero del centro de
gravedad.
4.8.4 Dimensionamiento de superficies de control.
Para asegurar la
maniobrabilidad requerida para la misión agrícola, se hizo un pequeño estudio
sobre las proporciones Control – Superficie de aviones agrícolas existentes y se
aplicaron las mismas proporciones en este diseño. Se encontró que en promedio
el alerón ocupa el 50% de la semi-envergadura y el 30% de la cuerda. Así se
determinó un área para cada alerón de y un área para cada alerón de 5,37 ft2.
16
Ecuación desarrollada por el grupo de investigación. 115 Figura 48. Dimensionamiento de alerones
La tabla a continuación muestra las proporciones de cuerda de elevador y rudder
con respecto a las cuerdas de los estabilizadores horizontal y vertical en varios
aviones agrícolas. De esta manera se determina un área total para el elevador de
12,09 ft2 y para el rudder de 6,69 ft2.
Tabla 14. Proporciones de elevador y timón de dirección de aviones agrícolas
Cuerda del Cuerda del Cuerda del Cuerda del elevador en elevador en rudder en la rudder en la Avión
la raíz (% de la punta (% raíz (% de punta (% de Ch)
de Ch)
Cv)
Cv)
Ag Husky
43,00
37,00
32,00
39,00
Ag‐Cat B
38,00
60,00
25,00
31,00
EMB201A
56,00
56,00
39,00
36,00
IAR‐822
46,00
46,00
56,00
64,00
NDN6
36,00
36,00
50,00
64,00
Piper PA‐36
38,00
62,00
59,00
21,00
PZL‐106A
3,00
5,00
45,00
51,00
PZL‐M18
49,00
49,00
50,00
46,00
Promedio
38,63
43,88
44,50
44,00
Punto de diseño
45,00
50,00
44,00
44,00 116 A continuación se encuentran esquemas resultantes del dimensionamiento de los
estabilizadores horizontal y vertical.
Figura 49. Estabilizador Horizontal
Figura 50. Dimensionamiento de elevador
117 Figura 51. Estabilizador vertical
118 Figura 52. Dimensionamiento de timón de dirección
Fuente: Advanced Aircraft Analysis. 4.8.5 Estabilidad estática longitudinal. Un programa en Excel fue desarrollado
para evaluar las condiciones de estabilidad estática longitudinal y las
contribuciones de los componentes primarios de la aeronave a la estabilidad
estática longitudinal, las cuales se pueden observar en la siguiente gráfica junto
con las características resultantes de la variación del momento respecto al ángulo
de ataque.
Las condiciones para que el avión sea estable longitudinalmente son las
siguientes:
 Condición No. 1: El centro de gravedad debe encontrarse entre el punto
neutro y el límite delantero del mismo.
 Condición No. 2: El coeficiente de momento de la aeronave Cmo debe ser
mayor a cero.
119  Condición No. 3: La curva de variación del Coeficiente de momento con
respecto al ángulo de ataque,
, debe tener una pendiente negativa.
En el programa desarrollado en Excel por el grupo de investigación se verifican
estas tres condiciones, y los resultados son:
Condición 1:
0.483
0.0433
0.30
í
0.26
0.34
Se puede apreciar que en ninguna de las condiciones de carga el centro de
gravedad se sale del rango establecido por el punto neutro y el límite delantero del
centro de gravedad.
Las condiciones 2 y 3 se pueden verificar directamente con los datos obtenidos
del análisis.
1. CL alpha wing (rad^‐1) 2. Wing Aspect ratio 3. CLo wing 4. Cmo wing 5. Cm alpha wing (rad^‐1) DESTABILIZING WING 4,9870
7,5000
0,7942
‐0,1823
0,2368
120 Tail 6. CL alpha tail (rad^‐1) 7. Tail Aspect ratio 8. Cmo tail 9. Tail volume coefficient 10. Cm alpha tail (rad^‐1) STABILIZING TAIL 4,3594
4,5000
0,2991
0,5000
‐1,2570
Fuselage 11. Fineness ratio 12. Cmo fuselage 13. Lh 14. Xnp/MAC 15. Cm alpha fuselage (rad^‐1) DESTABILIZING FUSELAGE 7,9229
‐0,0240
6,5240
0,4830
0,0952
Airplane 0,4233
16
17. Downwash angle for alpha =0 (deg) 18. Cmo airplane 19. Cm alpha airplane 3,8625
0,0928
‐0,9250
Cm alpha <0 121 Cmo > 0
Figura 53. Programa de estabilidad en Excel
Figura 54. Programa de estabilidad en Excel 2
122 Figura 55. Contribuciones por componente a momento de cabeceo
Contribuciones por componente a momento de cabeceo
0,4000
0,2000
0,0000
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
Cm
‐0,2000
‐0,4000
‐0,6000
‐0,8000
‐1,0000
‐1,2000
Estabilizador horizontal
Fuselaje
Ángulo de ataque (deg)
123 Ala
Avión
4.8.6 Estabilidad estática direccional
Con la ayuda del software AAA17, se realizó un análisis sobre la estabilidad
estática direccional inherente del avión.
Lo que determina la estabilidad direccional es la derivativa del coeficiente de
momento de guiñada (Yawing) debido al deslizamiento lateral (Sideslip).
Los valores normales para esta derivativa son de por lo menos:
0.0010 por grado
Ó
0.0573 por radián
Y el valor calculado por el software para este caso es de 0.0956 por radián
(0.00167 por grado), lo cual quiere decir que el avión es estable direccionalmente.
Figura 56. Cálculo de estabilidad direccional
Fuente: Advanced Aircraft Analysis.
17
Advanced Aircraft Analysis. DAR Corporation. Programa para diseño y análisis de aeronaves. 124 4.9 SISTEMAS DE ABORDO
4.9.1 Sistema de radio-control. Inicialmente no se requiere un sistema de
control satelital para la operación de la aeronave. En su lugar, se propone un
sistema de de control remoto similar a los empleados en vehículos aéreos no
tripulados ya que hay bastantes opciones disponibles en el mercado con
diferentes características. El alcance del sistema de radio-control limitará el rango
de operación de la aeronave, adicionalmente al rango que la aeronave logra por
su capacidad y consumo de combustible. Los elevadores y los alerones, por lo
tanto, serán manipuladas con servos. En principio, debido a la estabilidad
calculada del avión y a la variación previamente calculada del centro de gravedad,
no se requiere que el estabilizador horizontal varíe su posición.
La misión agrícola en la que trabajará el avión requiere que el piloto tenga
una percepción situacional apropiada desde tierra. Por lo tanto el avión debe
llevar una cámara que capture y transmita video, capaz de brindar un amplio
ángulo de visión.
Este sistema básicamente consiste en un transmisor, y un receptor que va
en la aeronave y envía señales a los servos para mover las superficies de control.
En el mercado hay transmisores y receptores de un amplio rango de capacidades.
Para este diseño en particular es apropiado un kit de radio-control ofrecido
por Digital Micro Devices, que consta de los siguientes elementos:






Altímetro hasta 4000 metros
Baterías que permiten hasta 16 horas de uso
Servos
Antena auxiliar para asegurar el cubrimiento
Transmisor 10mW/Receptor
Kit de Audio y video para transmitir hasta 25 km (Cámara, conectores,
etc.)
 Visor para recibir el video
 Alcance hasta 72 km
125  Alarma de baja cobertura18
Los anteriores componentes brindan total control de la aeronave en la totalidad
del rango establecido en la misión y además permiten la transmisión de Audio y
Video desde el avión.
4.9.2 Sistema de combustible. Para el desarrollo de la misión es necesario que
el avión almacene 47,32 lbs de combustible. Para evitar un desplazamiento mayor
en el centro de gravedad, el combustible es almacenado en los planos.
El volumen requerido depende de la densidad del combustible, que se asume
como 6.02 lb/gal. Ecuación 72.
47.32 6.02 /
7,86 8 Utilizando el software AAA fue posible estimar el volumen de combustible
disponible en los planos del avión. Se encontró que el avión puede llevar en los
planos hasta 32 pies cúbicos de combustible lo cual es mucho más de los 8
galones necesarios para la misión, de manera que no hay inconvenientes para la
ubicación del combustible en los planos.
Figura 57. Evaluación de capacidad de combustible
Fuente: Advanced Aircraft Analysis
18
DMD Store.
http://tienda.dmd.es/epages/ea0697.sf/en_GB/?ObjectPath=/Shops/ea0697/Products/KWFP_FPV2
G4G
126 4.9.3 Sistema de aspersión.
El avión deberá llevar para su operación
componentes hidráulicos similares a los utilizados en aviones agrícolas hoy en
día. La diferencia es esencial es que algunas válvulas deben ser radio-controladas
para tener el control de la aspersión desde tierra.
A continuación se encuentra la acomodación general de los componentes de
este sistema dentro del avión y la función de cada uno de ellos.
Figura 58. Acomodación general de componentes del sistema de aspersión
Funciones de los componentes del sistema hidráulico
 Válvula de corte. La válvula de corte se puede entender como una simple
llave de paso para impedir la salida del líquido del tanque de carga hacia el
sistema de aspersión en caso de una avería.
127  Válvula de tres vías. Esta válvula controla el flujo del químico asperjado
desde el avión y es la única que en condiciones normales se opera durante
la misión. Esta válvula permite al líquido llegar a los aguilones o retornar al
tanque para re-circular el químico mientras la bomba esté operando.
Mientras no se esté asperjando el químico, es importante mantenerlo en
circulación para evitar su sedimentación o separación.
Figura 59. Válvula de tres vías.
Fuente: QUANTICK, H R. Aviation in Crop Protection, Pollution and Insect Control (1985).
Collins, UK.
 Válvula de drenaje. Para vaciar los residuos en el tanque de químico tras
cada aspersión, se utiliza una válvula de drenaje.
 Filtro. Los filtros son utilizados para retener materia que pueda causar
bloqueos. Generalmente se usa un filtro de malla en la entrada del tanque
cuando se van a asperjar líquidos y otro filtro antes de la bomba para
protegerla.
 Bomba centrífuga.
128 Una bomba debe incorporarse en el sistema hidráulico para suministrar el
líquido bajo presión al equipo de aspersión. Las bombas más comunes son
centrífugas ya que pueden operar con líquidos viscosos, suspensiones de
polvos y materiales abrasivos y son accionadas eólicamente. Las presiones
normales de operación están entre 20 y 80 PSI.
Figura 60. Bomba centrífuga.
Fuente: QUANTICK, H R. Aviation in Crop Protection, Pollution and Insect Control
(1985). Collins, UK.
La bomba debe contar con un freno, el cual puede ser accionado mecánica
o hidráulicamente. Terminando la aspersión en el campo, el piloto tiene que
frenar y parar la bomba.
 Tanque de carga. Este tanque está situado internamente en el fuselaje y
son construidos con acero inoxidable o con fibra de vidrio. Generalmente
tienen una compuerta en la parte inferior que es utilizada para evacuar todo
el líquido en caso de una emergencia y para la aspersión de sólidos. El
volumen requerido para el tanque de aspersión (Hopper tank) fue calculado
para la mayor carga posible (300 lbs) de acuerdo a la densidad más baja
propuesta en el RFP. Ecuación 73.
H
H
T
T
H
Carga paga
Densidad del producto
300 lbs
28.32 litros/ft 64 lbs/ft
132.65 litros
T
Este volumen es fácilmente acomodable en el avión. En versiones futuras
podría utilizarse un tanque de aspersión con una capacidad mucho mayor
ya que hay espacio adicional en el fuselaje.
129  Aguilones. La experiencia muestra que el largo de los aguilones debería
estar entre el 70% y el 80% de la envergadura total del avión. Con esto se
evitan pérdidas excesivas en el producto aplicado, se evitan vórtices
excesivos y por lo tanto derivas peligrosas y una aplicación no uniforme.
Generalmente estos aguilones tienen una forma redonda, permitiendo
ajustar las boquillas a su alrededor. A veces tienen perfil aerodinámico,
pero se deben utilizar boquillas que tengan la habilidad de ajustarse
independientemente.
A continuación se puede ver un diagrama esquemático del circuito hidráulico
que el avión requiere para llevar a cabo su misión.
Figura 61. Diagrama esquemático del circuito hidráulico.
Fuente: SYNGENTA. Aplicaciones técnicas, principios y fundamentos.
1.
2.
3.
4.
Tanque de carga
Válvula de corte
Filtro
Bomba centrífuga
a. Freno de la bomba
5. Válvula de tres vías
a. Control de la válvula de tres vías
6. Tubería de retorno
130 7. Sistema de agitación
8. Medidor de flujo (opcional)
9. Manómetro
10. Válvula de drenaje
11. Barra porta-boquillas para aplicaciones a bajo y alto volumen
12. Barra porta-atomizadores rotatorios para aplicaciones a bajo y ultra bajo
volumen.
13. Unidades de restricción variable de flujo
14. Atomizadores rotatorios
4.10 ESTIMACIÓN DE COSTOS
Para realizar la estimación de costos se investigó sobre los costos de
operación de las aeronaves agrícolas usadas actualmente y también sobre los
costos de operación de aviones ultralivianos tripulados, los cuales tienen
bastantes características en común con el avión que se ha diseñado durante esta
investigación, razón por la cual permiten una aproximación bastante cercana a los
costos de operación del avión no tripulado en desarrollo.
La única diferencia considerable entre los costos de operación de un
ultraliviano tripulado y el avión aquí desarrollado, son los honorarios del piloto,
dado que el hecho de estar físicamente en el avión y arriesgar su integridad eleva
considerablemente la remuneración a cambio de su trabajo. A continuación se
encuentran los resultados de la investigación sobre los costos de operación.
131 4.10.1 Comparación de costos
Tabla 15. Comparación de costos de operación
Comparación de costos de operación
Avión agrícola típico Vs. Aeronave no tripulada
Avión convencional Avión no tripulado
Varios
Hirth 3701 E
Motor
600
84
Potencia del motor (hp)
35
5
Consumo de combustible (gal/hr)
$
300.000,00 $
41.300,00
Costo de adquisición (USD)
$
140,00 $
20,00
Costo de combustible (USD/hr)
$
316,67 $
150,00
Hangar (USD/mes)
$
1.279,83 $
153,33
Seguro (USD/mes)
$
1.300,00 $
650,00
Honorarios piloto (USD/mes)
Figura 61. Comparación de costos de adquisición
Costo de adquisición (USD)
$ 300.000
$ 250.000
Convencional
$ 200.000
No tripulado
$ 150.000
$ 100.000
$ 50.000
$ 0
132 Figura 62. Comparación de costos de combustible
Costo de combustible (USD/hr)
$ 140
$ 120
$ 100
Convencional
$ 80
No tripulado
$ 60
$ 40
$ 20
$ 0
Figura 63. Comparación de costos mensuales
Costos mensuales (USD)
$ 1.400
$ 1.200
$ 1.000
$ 800
$ 600
$ 400
$ 200
$ 0
Convencional
No tripulado
Hangar (USD/mes)
Seguro (USD/mes)
Honorarios piloto (USD/mes)
133 Como se puede apreciar en las gráficas anteriores, la operación agrícola con
un avión como el propuesto resulta bastante económica y asequible en
comparación con los aviones agrícolas convencionales.
4.10.2 Desglose del costo de producción. Fueron estimados los costos de cada
área de producción de la aeronave y se pueden ver a continuación.
Tabla 16. Desglose de costos estimados de la aeronave
Área de producción
Manufactura
Materiales
Sistemas
Herramientas
Propulsión
Control de calidad
Costo de producción
Ganancia 50%
Costo de adquisición
Costo estimado (USD)
$
10.750,00
$
3.225,00
$
2.150,00
$
2.150,00
$
7.745,00
$
1.505,00
$
27.525,00
$
13.762,50
$
41.287,50
Figura 64. Desglose gráfico de costo de producción
Desglose de costos de producción
5%
Manufactura
39%
28%
Materiales
Sistemas
Herramientas
8%
8%
12%
Propulsión
Control de calidad
134 Se puede ver en la anterior gráfica que el costo de adquisición de la
aeronave depende en gran medida del costo de la manufactura. El siguiente
factor con más influencia es el de propulsión y el que le sigue es el de materiales.
La gran influencia del proceso de manufactura en el costo de producción es un
indicio de la cantidad de tiempo dedicado a construir una aeronave. Aún si la
aeronave debe estar construida con partes ampliamente disponibles en el
mercado, el aluminio no viene en forma de fuselaje, alas o empenaje. Esto explica
por qué los materiales tienen una influencia en el costo de producción aún con
partes disponibles en el mercado.
135 5. RESULTADOS
Las características de la aeronave propuesta para satisfacer las necesidades
de aspersión de cultivos de una manera económica se encuentran resumidas a
continuación.
Tabla 17. Parámetros de diseño de la aeronave
Densidad a nivel del mar (sl/ft3) Peso máximo de la aeronave (lbs) Área alar (ft2) 0.0023769 972.83 134,37 2
Carga alar máxima (lbs/ft ) Cl máximo Cdo Factor K 7,24 1.89 0.0334 0.05175775 Tabla 18. Velocidades de la aeronave
Vstall Despegue (ft/s) Vstall Aterrizaje (ft/s) Velocidad típica de operación (ft/s) 56,58 45,37 110 Vtakeoff (ft/s) 62,24 136 Tabla 19. Distancias de despegue y aterrizaje
Longitud del campo de aterrizaje (ft) Sg Despegue (ft) 750 90,98 Distancia de despegue (ft) 234,28 Sg aterrizaje descargado(ft) Distancia de aterrizaje descargado(ft) Sg aterrizaje cargado (ft) Distancia de aterriza cargado (ft) 195,72 531,53 304,40 640,21 Tabla 20. Variación de carga alar
Carga alar cargado (lbs/ft2) 2
Carga alar vacío (lbs/ft ) 7,24 4,66 Las siguientes tablas muestran un resumen de las dimensiones de la
aeronave, las cuales son útiles para la elaboración de planos preliminares de la
misma.
Tabla 21. Dimensiones del ala
X leading edge (ft) Static margin Dihedral angle Mean aerodinamic center from LE (ft) Wing CG from LE (ft) Xac airplane (ft) 137 6,05 0,186 5 1,10 2,65 7,67 Tabla 22. Dimensiones del estabilizador horizontal
Taper ratio AR (guess) Sweep angle (deg) Volume coefficient Area (ft^2) Lh (ft) Span (ft) Semi‐span (ft) Root chord (ft) Tip chord (ft) MAC (ft) MAC Spanwise location 0.5 4.5 5 0.5 28,11 10,49 11,25 5,62 3,33 1,67 2,59 2,50 Tabla 23. Dimensiones del estabilizador vertical
Taper ratio Sweep angle AR (guess) Volume coefficient Lh (ft) Area (ft^2) Height (ft) Root chord (ft) Tip Chord (ft) MAC vertical location (ft) MAC (ft) 0.50 20 1.5 0.04 10,49 16,27 4,94 4,39 2,20 2,20 3,42 138 Tabla 24. Dimensiones del fuselaje y centro de gravedad
Engine weight (lbs) Max diameter (ft) Engine arm (ft) Payload CG location (ft) Mean Cg position (ft) Xnp (ft) Mean Xcg / MAC Structural CG (ft) (From Solid Edge) Structural + engine + payload + fuel (loaded) CG (ft) Structural + engine (empty) CG (ft) CG displacement loaded‐empty (ft) Furthermost Xcg/MAC Xnp/MAC 99,3 3,82 0.80 6,79 7,35 8,17 0,2975 8,37 7,53 7,17 0,36 0,34 0.483 Los datos obtenidos permiten tener una idea de las dimensiones de la
aeronave y para tener una clara perspectiva de cómo se vería el prototipo si se
llegara a construir, se realizaron planos en Solid Edge19.
Se puede apreciar en los datos anteriores que las dimensiones de la
aeronave son perfectamente aceptables para el propósito de transportabilidad.
19
Solid Edge es un programa para dibujo tridimensional asistido por computador. 139 Tabla 25. Características técnicas de la aeronave diseñada
Propulsión
Rendimiento
Pesos
Dimensiones
Un motor Hirth 3701 E de 2 tiempos y 3 cilindros con 84 hp conduciendo una hélice Powerfin de tres palas y paso ajustable en tierra.
Velocidad máxima de 150 ft/s, velocidad típica de operación de 110 ft/s, velocidad de ascenso inicial de 2000 ft/min. Techo de servicio de 8000 ft. Rango de traslado cargado 10 millas. Virajes nivelados hasta 60°.
Peso vacío de 625,51 lbs. Peso máximo de despegue de 972,83 lbs. Capacidad de aspersión de 300 lbs.
Envergadura de 31,75 ft. Longitud de 20,04 ft. Área alar de 134,37 ft
140 2
Figura 65. Vista superior de la aeronave diseñada
Todas las dimensiones están en pies
141 Figura 66. Vista frontal de la aeronave
Todas las dimensiones están en pies
142 Figura 67. Vista lateral de la aeronave
Todas las dimensiones están en pies
Todas las dimensiones están en pies
143 6. CONCLUSIONES
El diseño realizado cumple con las características de la aeronave propuestas
por el RFP, dado que es práctica, fácil de adquirir y de operar y es capaz de
operar en pistas muy cortas a nivel del mar.
El avión es fácil de transportar, ya que las alas y el estabilizador horizontal
se pueden desprender del fuselaje, lo que permite que el avión sea llevado de un
sitio a otro en un remolque de 2.5 metros de ancho.
El avión es capaz de despegar utilizando apenas una fracción de la pista
disponible y aterrizar en la pista de 750 pies con holgura, ya que la distancia de
despegue y aterrizaje no era la restricción más crítica. Está en capacidad de
hacer cruceros a una altitud de hasta 8000 pies, puede operar a velocidades entre
110 y 150 ft/s, puede recorrer hasta 10 millas con la carga para trasladarse al
campo de trabajo, y cuenta con una autonomía de tres horas, superando
fácilmente todos los requisitos impuestos por el RFP. Adicionalmente el avión está
configurado de tal forma que sería relativamente fácil realizar mejoras que
permitan la operación a mayor altura y con mayor carga paga.
Frente a las aeronaves convencionales de fumigación, el avión propuesto
presenta una disminución del 86.2% en el costo de adquisición, una disminución
del 85.71% en el consumo de combustible y una disminución del 67.09% en otros
costos como hangar y pólizas de seguro, de tal manera que es factible brindar
una solución aeronáutica económica a las necesidades de aspersión de cultivos.
Se determinó para el avión una configuración monoplano, de ala baja, sin
ángulo de flechamiento en el cuarto de cuerda y con un ángulo de incidencia en la
raíz. El ala baja permite alejar el fluido asperjado del flujo turbulento producido por
la hélice favoreciendo una distribución uniforme del mismo. El ángulo de
incidencia desplaza la zona de separación de flujo alejándola de los alerones y
favoreciendo el control lateral en pérdida. El empenaje se diseñó en configuración
convencional, con un estabilizador horizontal y un estabilizador vertical, dado que
no hay requerimientos particulares que impliquen una configuración más
compleja.
144 Para este avión se seleccionó un tren de aterrizaje de tipo Oleoshock-strut,
de bajo peso y baja resistencia aerodinámica. La planta motriz seleccionada es un
motor a pistón de 3 cilindros en línea, el Hirth 3701, con una potencia de 84
caballos lo cual brinda al avión la versatilidad requerida para la misión agrícola.
Se escogió es motor porque satisface los requerimientos necesarios de potencia
requerida del avión.
Los componentes y equipos requeridos para la aspersión de líquidos y
sólidos sobre el campo, son principalmente los mismos utilizados en los aviones
agrícolas de hoy en día. La única diferencia es que algunos de esos componentes
deben ser capaces de operar por medio de radio-control. El principio de operación
del sistema de aspersión permanece igual para una aeronave no tripulada. Se
escogió un sistema de aspersión ya existente debido a que la eficiencia de estos
sistemas es muy buena y puede adaptarse al diseño del avión.
145 7. RECOMENDACIONES
Uno de los temas a tratar en el futuro es el modelamiento preciso de la
estructura interna de la aeronave. Mediante investigación sobre estructuras
aeronáuticas, se pueden establecer y calcular los elementos estructurales del
fuselaje y del ala. Esto a su vez contribuirá a perfeccionar la configuración interna
de los subsistemas, dado que se podrán ubicar los componentes de manera
precisa de acuerdo al posicionamiento de los elementos estructurales. Todo esto
será útil para mantener un buen balanceo en el avión no solamente en beneficio
de la estabilidad, sino también buscando mantener un mínimo desplazamiento del
centro de gravedad durante el vuelo. También deben diseñarse las puertas de
acceso a la carga paga y a los equipos de aviónica buscando minimizar sus
efectos en la aerodinámica y en la integridad estructural.
Una vez se cuente con la configuración exacta del avión se puede iniciar un
proceso de optimización del sistema de aspersión. Para reducir el arrastre
aerodinámico producido por el sistema de aspersión sería conveniente diseñar un
mecanismo de aspersión aerodinámico. Una vez diseñado, se puede realizar un
estudio para verificar la relación entre la efectividad de los costos de producción y
la reducción en el arrastre aerodinámico.
El método para asperjar partículas sólidas necesita ser investigado dado que
tiende a haber una baja cobertura cuando se utiliza un solo aparato con este fin.
Las posibles soluciones al problema de aspersión de partículas sólidas incluyen
crear más salidas de aspersión a lo largo de la envergadura del avión y asperjar
las partículas sólidas desde una mayor longitud, lo cual permitiría una mayor
cobertura para la aspersión de partículas sólidas. Otra solución podría ser diseñar
un ducto divergente para una cobertura óptima con un tamaño de partícula
determinado.
Otro posible tema de investigación para el futuro son los motores eléctricos y
los motores de etanol. Estos tipos de propulsión eliminarían o reducirían las
emisiones tóxicas que resultan de la combustión. Al momento de realizar esta
investigación, el mercado no cuenta con una amplia disponibilidad de los mismos,
motivo por el cual no fueron implementados en la aeronave diseñada.
Adicionalmente se puede realizar un estudio investigando si una hélice de
velocidad constante y paso variable cumpliría mejor su función que una hélice de
146 paso fijo. La hélice escogida para este diseño mantiene su paso fijo durante el
vuelo y solamente es ajustable en tierra.
147 BIBLIOGRAFÍA
ANDERSON, John D., Jr. Aircraft performance and design (1999). McGraw Hill
UMD, USA.
GAY, Daniel, HOA, Suong V. y TSAI, Stephen, “Conception and Design”,
Composite Materials: Designs and Applications, CRC Press, New York, 2003, pp.
87-101.
PERKINS, Courtland D., HAGE, Robert E. Airplane performance, stability and
control (1949). John Wiley & Sons, USA.
QUANTICK, H R. Aviation in Crop Protection, Pollution and Insect Control (1985).
Collins, UK.
RAYMER, Daniel P. Aircraft design: A conceptual approach (1992). American
Institute for Aeronautics and Astronautics, USA.
ROSKAM, Jan. Airplane design (1997). DAR Corporation, USA.
SYNGENTA. Aplicaciones técnicas, principios y fundamentos (1998).
148 ANEXO A. AGRICULTURAL UNMANNED AIRCRAFT REQUEST
FOR PROPOSAL
1. OPPORTUNITIES DESCRIPTION
There is a need for an affordable agricultural aircraft that can serve the
needs of both developed and under-developed nations worldwide.
Most existing agricultural aircraft require complex or expensive initial
investments that many times are out of reach from the average farmer or
community in many parts of the world. The specific needs of the
agricultural industry dictate that both liquid and solid particles must be
applied periodically to many crops and fields, including sugar cane for the
production of biofuels that can be used to power internal combustion
engines.
2. PROJECT OBJECTIVE
This specific Request For Proposal (RFP) provides the requirements for
an unmanned aircraft that is practical, easy to acquire, and operate. The
aircraft will be supported by a ground station that can be easily
reconfigured to be transported anywhere.
This is not just another crop duster, but a truly rugged, low cost, easy to
fly aircraft that will serve the needs of farmers around the world, operating
as a complete yet simple system that reaches all kinds of crops and
areas, greatly contributing to the needs of societies everywhere.
3. DESIGN REQUIREMENTS AND CONSTRAINTS
The vehicle must be a fixed wing, unmanned aircraft.
The expendable payload consists of 100 liters of liquid chemical (weight
235 lbs, 64 lb/ft3) or 300 lb of solid particles (for example seeds or fertilizer
with 70lb/ft3) in a hopper tank.
There should be provisions for the most expeditious loading of the hopper
tank for the payload in the field.
Fuel reserves for 20 minutes of flight.
149 Operating altitude: 20 feet above the ground.
Determine the best operating speed for the mission. The payload may be
expended at any rate to assure complete coverage of the field of interest.
Clean stall speed: operating speed/1.3.
Maximum landing and takeoff distance: 750 feet within a 50 feet wide
gravel or grass improvised airstrip.
Cruise altitude for short ferry flights of 1 to 2 miles with no payload: 1000
feet above ground level.
No range credit should be allotted for the climbs and descents.
The aircraft, the ground station, and all other necessary supporting
equipment needs to be carried in and/or towed by a standard pick up
truck.
Easy operation, repair, maintenance, and support in the field.
Based on technology available today you must choose the best
propulsion system to be used for the vehicle.
The equipment used on board for agricultural applications (pumps, hoses,
etc), both liquid and solid can be considered to be contained within a
sphere of 1 ft radius that weights 30 lbs. Twin booms on each side of the
aircraft will be used for spraying.
Low acquisition cost, low operating and maintenance cost, low initial
training cost.
The aircraft must be safe enough to protect people and property on the
ground from unnecessary harm in case of failure of any of its systems
during flight.
The design must account for future growth for more capable versions of
the aircraft that can fly longer and deliver more payload.
The baseline design will be used at sea level (standard day conditions),
but future, more capable versions, will be used at higher altitudes.
The vehicle should use as many commercially available, “off the shelf”
components and standard parts as possible including a powerplant that is
in production and widely available today.
150 See included typical mission profile for zero wind, standard atmosphere,
and sea level.
You are not required to design a mission control system for the vehicle;
this would have to be acquired “off the shelf”. The vehicle will be
controlled by a qualified Pilot from the ground, who should be aware of the
extent of the spray area and any obstacles in the area of operation.
3.1 REQUIRED MISSION PERFORMANCE (SEE MISSION PROFILE)
1. Warm-up and taxi at idle power for 5 minutes.
2. Takeoff.
3. Climb to 50 feet above ground level (AGL).
4. Align with the chosen field and descend to 20 feet AGL.
5. Spray a rectangular area of 0.5 miles x 1000 feet with the available
chemical or seeds. Perform as many passes and turns over the field as
necessary to cover the entire area. This is considered the cruise portion
of the mission, although it also includes many turns.
6. Climb back to 50 feet.
7. Align with landing area and descend.
8. Land, taxi and shutdown.
The landing site can be either on the other side of the field for later
retrieval or flying back to the same location where the aircraft took off
from, in that case the mission will need an additional leg to fly at 50 ft AGL
back to the original takeoff location. You have the choice.20
20
Cortesía del American Institute for Aeronautics and Astronautics. 151 152