Background

γ Coeficiente de Dilatación Adiabática

𝑁 Newton

𝑙𝑏 Libra

𝑓𝑡 Pies

R Constante Universal de los Gases

𝑠 Segundo

T Temperatura

va Velocidad del Avión

v_s Velocidad del Sonido

V_Stall Velocidad de Perdida

°R Rankine °C Grado Celsius °F Grado Fahrenheit °K Kelvin 𝐾𝑛𝑜𝑡𝑠 Nudos 𝑀 Numero Mach 𝑏 Envergadura 𝑆 Superficie Alar 𝑆_𝑎 Superficie aeronave 𝐴𝑅 Aspect Ratio

𝑊_𝑊 Peso del Ala

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𝑊𝐻𝑇 Peso del Estabilizador Vertical 𝑊_𝑉𝑇 Peso del Estabilizador Horizontal

𝑊_𝐸 Peso del Motor

𝑊_𝐿𝐺 Peso del Tren de Aterrizaje

𝑊𝑃𝐿 Peso de la Carga Paga

𝑊_{𝑓𝑢𝑒𝑙} Peso del Combustible

𝑊𝑐 Peso de la Tripulación 𝐿 Lift D Drag F Fuerza 𝐶𝐹 Coeficiente de Fuerza 𝐿 𝐷

⁄ Relación Lift – Drag

𝐸_𝑐𝑙 Endurance in Climb

𝑉_𝑐𝑙 Velocidad de Ascenso

𝜂_𝑝 Eficiencia de la Hélice

𝐶𝑝 Consumo Específico de Combustible

𝑅_𝑐𝑟 Rango en Crucero

𝑉_𝑙𝑡𝑟 Velocidad de Espera

𝑊 𝑆

⁄ Carga Alar

𝑠_𝑇𝑂𝐺 Distancia de Carrera en Tierra

𝑠_𝑇𝑂 Distancia Total para el Despegue

𝑠𝐿𝐺 Distancia de Aterrizaje a Recorrer en Tierra 𝑠𝐿 Distancia Total de Aterrizaje

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𝑊 𝑃

⁄ Relación Peso – Potencia

𝑉𝐴 Velocidad de Aproximación

𝑉_𝑅 Velocidad de Rodamiento

𝐶_𝐷 Coeficiente de Drag

𝐶_𝐷0 Coeficiente de Drag Zero Lift

𝐶_𝐷𝑖 Coeficiente de Drag Inducido

𝐶_𝑀 Coeficiente de Momento 𝑒 Eficiencia de Oswald 𝑆𝑤𝑒𝑡 Área Mojada 𝑓 Área Parasita 𝑅𝐶 Rate of Climb 𝐶𝐺𝑅 Gradiente de Ascenso 𝑉𝑐𝑟 Velocidad Crucero 𝐶_𝐿 Coeficiente de Lift

𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥} Coeficiente de Lift Máximo

𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥_𝑇𝑂 Coeficiente de Lift Máximo en Take Off

𝐶_{𝐿𝑚𝑎𝑥}

𝐿 Coeficiente de Lift Máximo en Landing

𝑞_∞ Presión Dinámica

𝜌 Densidad

𝑃 Potencia Requerida para el Despegue

vaprox Velocidad de Aproximación

𝜂 Equilibrio Perpendicular

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𝑅𝑒 Reynolds

𝜗 Viscosidad Cinemática

𝑁𝐶𝑟𝑖𝑡 Numero Crítico

𝐾𝑓𝑠 Factor del Sistema de Combustible

𝑛𝑓𝑠 Ultimo Factor de Carga para el Sistema de Combustible

𝜌𝑓 Densidad del Combustible

𝑁𝐸 Numero de Motores

𝐾𝐿 Factor para el Lugar de Aterrizaje

𝐾𝐿𝐺 Factor de Peso del Tren de Aterrizaje

𝐾𝑟𝑒𝑡 Factor para el Tren de Aterrizaje

𝐻𝐿𝐺 Altura del Tren de Aterrizaje

𝑚𝐹 Masa del Fuselaje

𝐿𝐹 Longitud del Fuselaje

𝐷𝑓𝑚𝑎𝑥 Máximo Diámetro del Fuselaje 𝜌𝑚𝑎𝑡 Densidad del Material

𝐾𝜌𝑓 Factor de Densidad

𝑚𝑉𝑇 Masa del Estabilizador Vertical

𝑆𝑉𝑇 Superficie del Estabilizador Vertical

𝑀𝐴𝐶 Cuerda Media Aerodinámica

𝑔 Constante Gravitacional

𝐼𝑂 Momento de Inercia Sobre el Eje de Rotación

39 RESUMEN

El presente trabajo de grado, buscó aplicar el concepto aeronáutico del Canard, en el diseño conceptual y preliminar de una aeronave tipo homebuilt. Basándose en los requerimientos iniciales y tomando como guía la línea base, realizándose diversos estudios con el propósito de obtener los mejores resultados en el rendimiento, velocidad, alcance, rango y altura con respecto a otras aeronaves de su tipo. Se toma el concepto del ala con flecha progresiva o forward sweep y sus características, aplicándolas de forma innovadora a una aeronave de este tipo, con los debidos argumentos y pruebas documentales sobre las mejoras que son posibles obtener. Así mismo se examinó la posibilidad de lograr un diseño aerodinámico que permitiera obtener un alto rendimiento y ser estéticamente más atractiva la aeronave.

ABSTRACT

This degree work, sought to apply the concept of Canard aircraft in the conceptual design and preliminary homebuilt aircraft a type. Based on the initial requirements and taking as guides the baseline, performing several studies with the purpose of obtaining the best results in performance, speed, range, range and height with respect to other aircraft of its kind.

The concept of the wing with progressive arrow or forward sweep and its characteristics, being applied in an innovative way to an aircraft of this type, with the necessary arguments and documentary evidence on the improvements that are possible to obtain. Also considered the possibility of achieving an aerodynamic design that allowed to obtain a high performance and to be aesthetically more attractive the aircraft.

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INTRODUCCIÓN

Desde los inicios de la aviación el propósito es el mismo que se busca en cualquier otro campo de la innovación, buscar la mejora continua, en el caso de la Ingeniería Aeronáutica el propósito es volar más lejos, más alto y más rápido.

En la búsqueda de la mejora continua se han desarrollado diferentes métodos de configuración, diseño y construcción de aeronaves de acuerdo a la misión que se vaya a cumplir. Dentro de los diferentes tipos de aeronaves encontramos el homebuilt, el cual se utiliza para propósitos educativos, deportivos y recreativos, estas aeronaves varían su “performance” o rendimiento entre el más simple y básico hasta el más alto en el que interviene su aerodinámica, materiales y motor. La mayoría de estas aeronaves, fueron diseñadas y construidas en un pequeño taller o en el garaje de una casa y pueden ser fácilmente almacenadas, es por ello que se denominan homebuilt. Así mismo gran parte de estas utilizan un motor a pistón. En Colombia debido a su diversidad topográfica y otras dificultades que se presentan al transitar por vías terrestres, una solución para personas que requieran desplazarse dentro del país en tiempos cortos y a bajos costos, es el diseñar y construir una aeronave homebuilt para dos personas con su respectivo equipaje, la cual pueda cubrir distancias hasta de 1500 millas náuticas.

Sin embargo el diseño de esta aeronave no solo seria para cumplir los requerimientos anteriormente descritos, sino que se buscaría otorgar a la aeronave características que la hagan única en su diseño interno y externo, con un alto rendimiento aerodinámico, que estará sometido a pruebas de modelamiento computacional y en el túnel de viento, buscando exaltar las ventajas ofrecidas por la configuración Canard.

El diseño de la aeronave con Canard crea sustentación y por tanto provoca el elevamiento de la nariz, a diferencia del diseño de estabilizador horizontal en la cola, el cual ejerce una fuerza hacia abajo sobre la cola; permitiendo un mayor peso al despegue.

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