Tfg Jose Cidrás estévez

-1cm-2cm
TRABAJO DE FIN DE GRADO
GRADO EN INGENIERÍA AEROESPACIAL
HERRAMIENTA INFORMÁTICA PARA EL
DISEÑO CONCEPTUAL DE AERONAVES DE
TIPO SUBSÓNICAS Y ESTUDIO DE LAS
ACTUACIONES
AUTOR: JOSÉ CIDRÁS ESTÉVEZ
Cádiz, 4 de noviembre de 2019

-1cm-2cm
TRABAJO DE FIN DE GRADO
GRADO EN INGENIERÍA AEROESPACIAL
HERRAMIENTA INFORMÁTICA PARA EL
DISEÑO CONCEPTUAL DE AERONAVES DE
TIPO SUBSÓNICAS Y ESTUDIO DE LAS
ACTUACIONES
DIRECTOR: PABLO MORENO GARCÍA
AUTOR: JOSÉ CIDRÁS ESTÉVEZ
Cádiz, 4 de noviembre de 2019

DECLARACIÓN PERSONAL DE AUTORÍA
José Cidrás Estévez con DNI 15493716-L, estudiante del Grado de Ingeniería
Aeroespacial en la Escuela Superior de Ingeniería de la Universidad de Cádiz, como
autor de este documento académico titulado herramienta informática para el diseño
conceptual de aeronaves de tipo subsónicas y estudio de las actuaciones y presentado
como Trabajo Final de Grado.
DECLARO QUE
Es un trabajo original, que no copio ni utilizo parte de obra alguna sin mencionar
de forma clara y precisa su origen tanto en el cuerpo del texto como en su bibliografía
y que no empleo datos de terceros sin la debida autorización, de acuerdo con la
legislación vigente. Asimismo, declaro que soy plenamente consciente de que no
respetar esta obligación podrá implicar la aplicación de sanciones académicas, sin
perjuicio de otras actuaciones que pudieran iniciarse. En Puerto Real, a Noviembre
de 2019.
Fdo: José Cidrás Estévez

Resumen
Este proyecto describe una herramienta informática creada, capaz de englobar
las distintas partes requeridas para el diseño conceptual de una aeronave.
Para el desarrollo de la misma se utilizarán los procedimientos habituales en el
diseño de aeronaves.
El proyecto se compone de una descripción preliminar del mismo donde se reco-
ge un esquema interno del funcionamiento del programa informático desarrollado,
dicho diagrama se compone de distintos bloques que dependen de la fase de diseño
de la aeronave, diseño inicial, estudios de geometría, aerodinámica, estructuras y
actuaciones.
A partir de este esquema se desarrollan de forma especíﬁca, atendiendo al algo-
ritmo seguido y a las ecuaciones utilizadas, los distintos bloques comentados, además
de explicarse los resultados que se tienen en cada caso.
Se añade también un manual o guía de uso del programa.
1

ÍNDICE GENERAL
Índice general
I Índice 3
Índice general 5
Índice de figuras 12
Índice de tablas 18
II Memoria 21
1. Objeto 23
2. Alcance 25
3. Antecedentes y justificación del proyecto 27
3.1. Estado del Arte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
3.1.1. AEDsys Program . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
3.1.2. RDS-win . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
3.1.3. AAA Program . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
3.1.4. Conclusiones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
4. Normas y referencias 31
4.1. Disposiciones legales y normas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
4.2. Programas de cálculos y soporte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32
4.3. Bibliografía . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
5. Definiciones y abreviaturas 37
5.1. Definiciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
5.2. Lista de símbolos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
5

ÍNDICE GENERAL
6. Requisitos de diseño 47
7. Análisis de soluciones 49
7.1. Estructura interna del programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
7.2. Estructura conceptual del programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51
7.2.1. Diseño básico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
7.2.2. Diseño avanzado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
7.3. Descripción y desarrollo del programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
7.4. Diseño básico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
7.4.1. Dimensionamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
7.4.2. Relación empuje/peso y carga alar . . . . . . . . . . . . . . . 55
7.5. Diseño Avanzado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
7.5.1. Módulo de Geometría . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
7.5.1.1. Fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
7.5.1.2. Ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
7.5.1.3. Cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
7.5.2. Módulo de Aerodinámica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
7.5.2.1. Estudio del coeﬁciente de sustentación . . . . . . . . 62
7.5.2.2. Estudio del coeﬁciente de resistencia . . . . . . . . . 77
7.5.3. Módulo de estructuras . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
7.5.3.1. Envolvente de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83
7.5.3.2. Envolvente de vuelo para ráfagas . . . . . . . . . . . 84
7.5.3.3. Estimación de peso en vacío . . . . . . . . . . . . . . 86
7.5.4. Request For Proposal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
7.5.5. Dimensionamiento avanzado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89
7.5.5.1. Misión de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89
7.5.5.2. Cálculo del consumo de combustible en cada etapa . 90
6

ÍNDICE GENERAL
8. Resultados ﬁnales 93
8.1. Resultados obtenidos del RFP . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
8.2. Resultados obtenidos del dimensionamiento avanzado . . . . . . . . . 95
9. Planiﬁcación 97
10.Orden de prioridad entre los documentos básicos 99
III Planos 101
IV Pliego de condiciones 105
V Presupuesto 113
VI Anexos 119
A. Misión de vuelo en el diseño básico 121
B. Relación empuje peso y carga alar 127
B.1. Relación empuje peso T/W o P/W . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127
B.2. Carga alar W/S . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128
C. Cálculo de la geometría del fuselaje 133
D. Cálculo de la geometría del ala 137
D.1. Forma en planta del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137
D.2. Estrechamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 140
D.3. Alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141
D.4. Flecha y espesor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142
D.5. Torsión . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
7

ÍNDICE GENERAL
D.6. Diedro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
D.7. Ángulo de incidencia . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145
E. Cálculo de la geometría de la cola 147
F. Selección del perfil del ala 155
F.1. Pasos a seguir para determinar el perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . 155
G. Contribución de los dispositivos hipersustentadores a la sustenta-
ción del perfil 159
G.1. Variación del coeficiente de sustentación máximo del perfil . . . . . . 159
G.2. Variación del ángulo de sustentación nula del perfil . . . . . . . . . . 161
G.3. Variación global de la sustentación del perfil . . . . . . . . . . . . . . 165
H. Cálculo del coeficiente de sustentación maximo y ángulo de entrada
en pérdida del ala 169
H.1. Alas de gran alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169
H.2. Alas de bajo alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 172
I. Variación del coeficiente de sustentación máximo del ala debido a
dispositivos hipersustentadores 175
J. Cálculo de la variación de la pendiente de la curva de sustentación
177
J.1. Pendiente de la curva de sustentación del ala . . . . . . . . . . . . . . 177
J.2. Pendiente de la curva de sustentación de la aeronave . . . . . . . . . 179
J.3. Pendiente de la curva de sustentación del ala con dispositivos hiper-
sustentadores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181
J.4. Pendiente de la curva de sustentación de la aeronave con dispositivos
hipersustentadores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184
K. Cálculo del coeficiente de resistencia mínima de la polar de la ae-
ronave 185
K.1. Contribución del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187
8

ÍNDICE GENERAL
K.2. Contribución del estabilizador horizontal de cola . . . . . . . . . . . . 188
K.3. Contribución del estabilizador vertical de cola . . . . . . . . . . . . . 188
K.4. Contribución del canard . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189
K.5. Contribución del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189
K.6. Contribución de la góndola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 190
K.7. Contribución del pylon . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 191
K.8. Contribución del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192
K.9. Contribución del soporte de alas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195
K.10.Contribución de la ventana de cabina . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195
K.11.Contribución de ﬂotadores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195
K.12.Contribución de protuberancias . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196
L. Cálculo de la constante de resistencia inducida 199
M.Determinación de las componentes ∆1 y ∆2 en la contribución de
la resistencia 201
M.1. Cálculo de ∆1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 201
M.2. Cálculo de ∆2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
N. Cálculo de la envolvente de vuelo 207
N.1. Velocidades a representar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 207
N.2. Factores limite a representar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209
N.3. Factor de carga debido a ráfagas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209
Ñ. Ecuaciones del cálculo de peso en vacío por componente 211
Ñ.1. Ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 211
Ñ.2. Cola horizontal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 212
Ñ.3. Cola vertical . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213
Ñ.4. Fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215
Ñ.5. Tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 216
9

ÍNDICE GENERAL
Ñ.6. Motorización . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 217
Ñ.7. Sistema de control de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
Ñ.8. Sistema hidráulico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
Ñ.9. Sistema avionica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219
Ñ.10.Sistema eléctrico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219
Ñ.11.Sistema de aire acondicionado y anti-hielo . . . . . . . . . . . . . . . 220
Ñ.12.Mobiliario . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 220
O. Ecuaciones de mecánica del vuelo 221
O.1. Vuelo de Crucero (horizontal en régimen estacionario) . . . . . . . . . 221
O.2. Despegue . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 224
O.2.1. Rodadura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226
O.2.2. Inicio rotación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 229
O.2.3. Rotación y ascenso tras despegue . . . . . . . . . . . . . . . . 230
O.3. Ascenso con velocidad constante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 232
O.4. Giro sostenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 234
O.5. Aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 235
P. Ecuaciones de consumo de combustible en cada etapa de vuelo
(diseño avanzado) 239
P.1. Taxi . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239
P.2. Despegue . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239
P.3. Ascenso tras despegue . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 240
P.4. Ascenso a velocidad constante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
P.5. Crucero acelerado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
P.6. Crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
P.7. Espera . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242
P.8. Descenso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242
P.9. Giro sostenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 243
10

ÍNDICE GENERAL
Q. Manual de la herramienta informática desarrollada 245
Q.1. Inicio del programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 245
Q.2. Incorporación de datos al programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 246
Q.2.1. En el Excel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 246
Q.2.2. En el MATLAB . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 247
Q.3. Desarrollo y uso del programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 247
Q.3.1. Diseño básico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 248
Q.3.2. Diseño avanzado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252
Q.3.2.1. Geometría . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 253
Q.3.2.2. Aerodinámica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 255
Q.3.2.3. Estructuras . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 258
Q.3.2.4. Mecánica del vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 260
Q.4. Fin del programa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 264
11

ÍNDICE DE FIGURAS
Índice de figuras
1. Imagen de una de las pantallas del programa AEDsys [13] . . . . . . 28
2. Pantalla principal del programa informático RDS-win . . . . . . . . . 29
3. Logotipo programa informático AAA . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
4. Diagrama de la estructura interna del programa informático desarro-
llado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
5. Tabla de tipo de aviones que vienen incorporados en el propio pro-
grama, Hoja1 del Excel TablaTodoslosdatos.xlsx del programa de diseño 54
6. Ilustración de distintos tipos de perfiles, en función de la época de
diseño. Imagen obtenida de [1] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
7. Gráfica del coeficiente de sustentación frente al coeficiente de resis-
tencia, obtenida de [33]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64
8. Gráfica del coeficiente de sustentación frente al ángulo de ataque,
obtenida de [33]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65
9. Gráfica de la variación del coeficiente de sustentación en función del
coeficiente de resistencia de distintos dispositivos hipersustentadores
de borde de ataque, [9] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
10. Gráfica de la variación del coeficiente de sustentación en función del
coeficiente de resistencia de distintos dispositivos hipersustentadores
de borde de salida, [1] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
11. Variación de la curva de sustentación en función de dispositivos hi-
persustentadores en borde de salida (cambio de curvatura) [1] . . . . 70
12. Variación de la curva de sustentación en función de dispositivos hi-
persustentadores en borde de ataque [7] . . . . . . . . . . . . . . . . 70
13. Comparación de las curvas del coeficiente de sustentación de un perfil
y de un ala que lo contenga en función del ángulo de ataque. [7] . . . 72
14. Representación del parámetro C1 y C2 en función del taper ratio λ. [5] 74
15. Dibujo aclaratorio sobre el ángulo de flecha Λ para un ala en planta. [7] 74
16. Variación de la curva de sustentación de un ala debido al uso de
dispositivos hipersustentadores de borde de ataque y de borde de
salida. [5] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75
17. Ilustración de la diferencia entre dos polares, una con perfiles con cur-
vatura y otra sin curvatura. (Uncambered=sin curvatura/Cambered=con
curvatura). [1] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
12

ÍNDICE DE FIGURAS
18. Ejemplo de envolvente de vuelo, con los limites estructurales indicados
mediante colores (parte roja, fallo estructural). [9] . . . . . . . . . . . 84
19. Ejemplo de representación de la envolvente de vuelo en el programa
de diseño (Excel Hoja3 TablaEstructuras) . . . . . . . . . . . . . . . 85
20. Ilustración de las componentes de velocidad y variación del ángulo de
ataque debido a ráfaga, [1]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
21. Gráfica obtenida del RFP en el módulo de MATLAB MecVuelo.m del
programa de diseño . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
22. Ejemplo de elección de punto de diseño en la gráfica RFP obtenida . 94
23. Diagrama Gantt del proyecto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98
24. Esquema de las etapas que conforman la misión de vuelo . . . . . . . 121
25. Gráfica para obtener el valor de la eficiencia aerodinámica máxima
de una aeronave, obtenida a partir de [1]. . . . . . . . . . . . . . . . . 125
26. Estimación de la estructura de un fuselaje, modelado con Catia, 1-
Paraboloide de base circular, 2-Cilindro, 3-Tronco de cono, 4-tronco
de cono. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
27. Sección del fuselaje modelado con Catia, estableciendo parámetros
que lo definen. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
28. 3 tipos de alas en planta, obtenido de [11] . . . . . . . . . . . . . . . 137
29. ala de referencia en planta, obtenido de [36] . . . . . . . . . . . . . . 138
30. Representación de un ala trapezoidal para el cálculo de la cuerda
media aerodinámica, obtenido de [36] . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
31. Distribución de sustentación en un ala en función del estrechamiento,
obtenido de [14] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141
32. Representación del ala trapezoidal de referencia, con todos los pará-
metros que la definen. [6] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
33. Representación del ángulo de disedro de una aeronave, ilustración
obtenida de [15] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145
34. Representación del ángulo de incidencia de una aeronave, ilustración
obtenida de [15] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145
35. Ilustración de una aeronave para la determinación de las distancias de
estabilizador horizontal, vertical y canard con respecto al ala principal
[1]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147
13

ÍNDICE DE FIGURAS
36. Ilustración del brazo de cola LT en función de los volúmenes de revo-
lución definidos, modelado en Catia. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149
37. Gráfica de perfiles en función del coeficiente de sustentación ideal y
el coeficiente de sustentación máximo en configuración limpia. . . . . 156
38. Variación del parámetro∆c
cf
en función del tipo de flap y el ángulo de
deflexión δf , [3] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160
39. Variación del parámetroKf en función del ángulo de deflexión δf [5]. 162
40. Variación del parámetro dCl/dδf en función de cf /c [5]. . . . . . . . . 162
41. Obtención del valor Kf para el caso de estudio [5]. . . . . . . . . . . . 163
42. Variación del parámetro
dα0l
dδf
en función del ángulo de deflexión del
flap, y de la relación de cuerdas cf /c, [5] . . . . . . . . . . . . . . . . 163
43. Obtención del valor
dα0l
dδf
para el caso de estudio [5]. . . . . . . . . . . 164
44. En la gráfica de la derecha se encuentra la variación del parámetro
∆Clf Split
en función del ángulo de deflexión del flap, y del espesor
relativo y a la derecha la variación del parámetro k en función de la
relación de cuerdas cf /c [5]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165
45. Variación de la curva de sustentación de un perfil debido a dispositivos
hipersustentadores en borde de salida, [5] . . . . . . . . . . . . . . . . 166
46. Variación de la curva de sustentación de un perfil debido a dispositivos
hipersustentadores en borde de ataque, [5] . . . . . . . . . . . . . . . 166
47. Variación del ángulo de entrada en pérdida para los flaps tipo Fowler,
double y triple slotted (αstall)c /c en función del ángulo de deflexión, [5]167
48. Ilustración sobre la definición del parámetro ∆y [5]. . . . . . . . . . . 170
49. Variación del cociente
CLmax
Clmax
en función de la flecha del ala medida res-
pecto al eje del borde de ataque ΛLE y al parámetro ∆y, (Mach=0,2)
[5]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 170
50. Gráficas para distintos valores de ΛLE donde se observa la variación
∆CLmax en función del parámetro ∆y y el número de Mach [1]. . . . . 171
51. Variación del parámetro ∆αCLmax
en función de la flecha medida desde
el borde de ataque ΛLE y al parámetro ∆y [5]. . . . . . . . . . . . . . 172
52. Variación del parámetro ∆CLmax en función del parámetro (C2 +
1)A tan ΛLE y el número de Mach, [5] . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
14

ÍNDICE DE FIGURAS
53. Variación del parámetro de ángulo de ataque para coeficiente de
sustentación máximo “base” (αCLmax
)base en función del parámetro
(C1 + 1)A/β cos ΛLE [5]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
54. Variación del parámetro ∆αCLmax
en función del parámetro (C2 +
1)A tan λLE, el número de Mach y el parámetro A cos λLE(1 + 4λ2
) [5].174
55. Ilustración del parámetro Sflap para dispositivos hiper-sustentadores
de borde de ataque y borde de salida [10]. . . . . . . . . . . . . . . . 176
56. Ilustración de la sección de un Winglet [21]. . . . . . . . . . . . . . . 178
57. Ilustración de la variación de flujo debido a las superficies sustenta-
dores de una aeronave [7]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 180
58. Ilustración de la geometría de una aeronave para la predicción de la
tasa de variación del flujo de la corriente [7]. . . . . . . . . . . . . . . 180
59. Variación del parámetro Kb en función del ratio de envergaduras
bf /(b/2) y el taper ratio [20]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182
60. Representación de dos gráficas; la gráfica de la derecha representa la
variación del parámetro Kc en función del alargamiento y del pará-
metro (aδ)Cl
y la gráfica de la izquierda representa la variación del
parámetro (aδ)Cl
en función del parámetro cf /c, [20] . . . . . . . . . . 183
61. Ilustración de soporte de alas en aviones prototipo, Bombardier,[24] . 186
62. Ilustración de las partes de un perfil,[6] . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
63. Ilustración de la góndola de un motor (nacelle) y el encastre o aco-
plamiento del motor a la aeronave (pylon) en función del tipo de
motorización [2]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192
64. Ilustración de los parámetros necesarios para el cálculo de la resisten-
cia del tren de aterrizaje trasero,[6] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 193
65. Ilustración de los parámetros necesarios para el cálculo de ∆CDsDelantero
[6]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 194
66. Flotadores tipo A, B y C de los cuales se sacaron los datos para
obtener la resistencia [6]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196
67. Variación del parámetro ∆1 en función del ratio de cuerdas, para flaps
tipo slotted plain y Split [6]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203
68. Variación del parámetro ∆2 en función del ángulo de deflexión del
flap y del espesor relativo del perfil [6]. . . . . . . . . . . . . . . . . . 204
69. Ilustración del despegue de una aeronave, [4]. . . . . . . . . . . . . . 225
70. Ilustración del giro de una aeronave [4]. . . . . . . . . . . . . . . . . . 234
15

ÍNDICE DE FIGURAS
71. ilustración del aterrizaje de una aeronave, [4]. . . . . . . . . . . . . . 236
72. Imagen de la pantalla del programa, archivo TFGModuloAero.m . . . . 247
73. Parte del diagrama de ﬂujo de estructura del programa, correspon-
diente al diseño básico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 248
74. Imagen de la pantalla del programa, archivo TablaTodoslosdatos.xlsx
Hoja1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 248
Hoja4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249
Hoja3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250
Hoja2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
78. imagen de la pantalla del programa, archivo TablaTodoslosdatos.xlsx
Hoja2, ejemplo de misión de vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252
79. Parte del diagrama de ﬂujo de estructura del programa, correspon-
diente al diseño avanzado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 253
80. Imagen de la pantalla del programa, archivo TablaGeometría.xlsx Hoja1254
81. imagen de la pantalla del programa, archivo TablaGeometría.xlsx Ho-
ja1, tabla de parámetros del diseño del fuselaje . . . . . . . . . . . . . 254
84. Imagen de la pantalla del programa, archivo TablaAero.xlsx Hoja3 . . 256
87. Imagen de la pantalla del programa, archivo TablaEstructuras.xlsx Hoja1258
89. Ejemplo de representación de la envolvente de vuelo en el programa
de diseño (Excel Hoja3 TablaEstructuras.xlsx) [Imagen del manual del
programa] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 259
91. Imagen de la pantalla del programa, archivo TablaDiseñoAvanzado.xlsx
Hoja1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261
16

ÍNDICE DE FIGURAS
Hoja1, Tabla resultado del RFP . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261
93. Gráﬁca obtenida del RFP en el módulo de MATLAB TFGMecVuelo.m
del programa de diseño, [Imagen del manual del programa] . . . . . . 262
94. Ejemplo de elección de punto de diseño en la gráﬁca RFP obtenida,
[Imagen del manual del programa] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 262
Hoja2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 263
96. Imagen de la pantalla del programa, archivo TablaDiseñoAvanza-
do.xlsx Hoja3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 263
17

ÍNDICE DE TABLAS
Índice de tablas
1. Datos de diseño básico de la aeronave, Hoja 3 del Excel TabladeTo-
doslosdatos.xlsx del programa de diseño . . . . . . . . . . . . . . . . . 54
2. Datos para el cálculo de la longitud del fuselaje según tipo de aeronave
elegida, Hoja1 del Excel TablaGeometria.xlsx del programa de diseño . 58
3. valores del incremento de sustentación para distintos tipos de dispo-
sitivos hipersustentadores, (leading edge devices= flaps de borde de
ataque) [10] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
4. Porcentaje de reducción del peso en vacío según componente. [1] y [2] 88
5. Tabla para introducir los datos de la segunda misión de vuelo, Hoja2
del Excel TablaDiseñoAvanzado.xlsx del programa de diseño . . . . . . 90
6. Costes asociados a Hardware y Software . . . . . . . . . . . . . . . . 115
7. Coste laboral . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115
8. Costes indirectos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
9. Resumen presupuesto total del proyecto . . . . . . . . . . . . . . . . 116
10. Tabla para introducir los datos de la misión de vuelo, Hoja2 del Excel
TabladeTodoslosdatos.xlsx del programa de diseño . . . . . . . . . . . 122
11. Datos para el cálculo del dimensionamiento de la aeronave, Hoja1 del
Excel TabladeTodoslosdatos.xlsx del programa de diseño . . . . . . . . 123
12. Aproximación de los valores de eficiencia aerodinámica para crucero
y espera según [1] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125
13. Tabla con los valores típicos de los coeficientes del cálculo de cola
horizontal y vertical [1]. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148
14. Deflexión de dispositivos hipersustentadores en función del tipo y de
la actuación que se está realizando (despegue o aterrizaje) [3] . . . . 160
15. Valores del incremento de sustentación para distintos tipos de dis-
positivos hiper-sustentadores, (BA= flaps de borde de ataque, BS=
flaps de borde de salida) [1] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161
16. Variación del parámetro ∆1 en función del espesor relativo y del ratio
de cuerdas. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 201
17. Variación del parámetro ∆2 en función del espesor relativo y del ratio
de cuerdas. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
18

ÍNDICE DE TABLAS
18. Valores típicos según aeronave, de los factores de carga límites, [1].
Tabla incorporada en el Excel TablaEstructuras.xlsx. . . . . . . . . . . 209
19

1. OBJETO
1. Objeto
El diseño conceptual de una aeronave, entendiendo este como el estudio de la
estructura, de la motorización, de las actuaciones de la misma o de la estabilidad,
es un proceso largo y reiterativo ya que el diseño único no existe y la infinidad de
variables que pueden existir hacen que cambios en ciertos parámetros cambien otros
y así de una forma repetitiva.
Es por ello que si se quiere hacer un diseño conceptual sin tener un programa
informático a mano que pueda ayudar al diseñador, la tarea en cuestión puede
hacerse cuesta arriba.
En el caso de la asignatura de aeronaves del Grado en Ingeniería Aeroespacial se
realiza como trabajo de asignatura el diseño de una aeronave, abordando su diseño
mediante grupos de estudiantes y teniendo definida el tipo de aeronave en cuestión.
En la mayoría de los casos los estudiantes siguen el libro de referencia del autor
Raymer [1] ciertamente muchas de las partes que se deben plantear en la aeronave
se realizan utilizando algunos programas informáticos, pero no se tiene un programa
que tenga todas las partes en global. Es este último punto una de las motivaciones
para llevar a cabo este proyecto; es decir, tener una herramienta que sea capaz de
englobar las distintas partes requeridas para el diseño conceptual de una aeronave.
El objeto de este trabajo fin de grado es por tanto, el desarrollo y sistematización
de los procesos en el diseño y cálculo conceptual de una aeronave, similares a los
seguidos en la asignatura de cálculo de aeronaves, mediante el desarrollo de una
herramienta informática.
23

2. ALCANCE
2. Alcance
El trabajo se extiende a la deﬁnición y desarrollo de una herramienta informática.
También se realiza una descripción de distintos procedimientos informáticos, que se
pueden utilizar a mayores para el proceso de diseño y cálculo de una aeronave.
Tanto la herramienta informática como los procedimientos que se establecen y
desarrollan a lo largo del trabajo están orientados al caso de aviones convencionales,
entendiéndose como tales aeronaves comúnmente empleadas para las operaciones
de servicios aéreos comerciales, además de aviones ultraligeros y ciertos aviones
militares. En consecuencia, se excluyen de este trabajo aviones con capacidades
supersónicas o que naveguen en régimen transónico, aeronaves de tipo dirigible o
globos aerostáticos y tampoco helicópteros o aeronaves con capacidad de despegue
vertical (VTOL).
Para el desarrollo del trabajo se utilizarán los procedimientos habituales en el
diseño conceptual de aeronaves, que se puede consultar en la bibliografía.
Por otra parte, las herramientas que se han propuesto y usado a lo largo del
trabajo son habituales en los procedimientos y procesos de diseño y de cálculo en la
ingeniería: Excel y MATLAB.
El trabajo no se ha planteado como la realización de una herramienta única y
cerrada que permita el diseño completo de una aeronave. Por el contrario, se ha bus-
cado y utilizado en cada fase del proceso de diseño y cálculo la herramienta informá-
tica más adecuada para ese ﬁn. De este modo, el ingeniero dentro del procedimiento
habitual en el diseño y cálculo de aeronaves puede seleccionar la herramienta que
más le conviene dentro de las existentes y de sus posibilidades, además, a lo largo del
presente trabajo, se nombrarán ciertos programas informáticos, que pueden llegar a
facilitar, junto a la herramienta informática realizada, el diseño conceptual de una
aeronave.
25

3. ANTECEDENTES Y JUSTIFICACIÓN DEL PROYECTO
3. Antecedentes y justificación del proyecto
3.1. Estado del Arte
En la actualidad existe una gran variedad de programas que permiten realizar
el diseño conceptual de una aeronave. Algunos de ellos se pueden mencionar por
su sencillez de uso y por ser de código libre, véase por ejemplo en el caso del estu-
dio aerodinámico, el programa XFLR5 o en el diseño geométrico de la aeronave el
programa OpenVSP.
Si bien, ninguno de estos programas tienen como idea global la del diseño de una
aeronave, son de gran utilidad para el estudio de cada una de las partes mencionadas.
Si se quiere un programa informático que de verdad englobe todas las partes, o al
menos las imprescindibles en el diseño de una aeronave, se tiene en el mercado cierto
número de ellos. A continuación se mencionarán algunos de estos programas, a fin
de tener una idea de los programas existentes y de comparar los mismos al programa
que se pretende desarrollar en el presente proyecto.
3.1.1. AEDsys Program
Este es un programa basado en el libro del autor Jack D. Mattingly [4], siendo
su libro de diseño de aeronaves, un libro centrado principalmente en el estudio de
motores. Dicho programa es más bien de diseño de motorización de aeronaves.
El programa se centra en dos subprogramas, por un lado un programa denomi-
nado ONX, que se trata de una herramienta informática para el diseño del motor
de una aeronave, donde se especifica el motor dentro de una gran variedad de tipos
y se realiza un estudio paramétrico del mismo, y por otro lado el programa AEDsys
[13], centrado en el estudio del empuje de la aeronave y del peso de la misma.
Para su uso el usuario deberá utilizar primero el programa ONX generando
una base de datos que se incorporará al programa AEDsys, para que finalmente
mediante la unión de ambos subprogramas se tenga una idea del motor que debe
llevar la aeronave a diseñar, tanto tamaño, tipo, disposición del mismo, o ciclo en
cada actuación en función de gran cantidad de variables.
En definitiva es un programa ciertamente interesante pero que no se centra en
la principal idea, que es la del diseño global de una aeronave.
3.1.2. RDS-win
Este programa informático esta basado en el libro del autor Raymer [1], ya
comentado anteriormente, la empresa que comercializa el software es American Ins-
titute of Aeronautics and Astronautics (AIAA). A diferencia del anterior caso, este
programa si sirve para el diseño global de una aeronave, ya que en un mismo pro-
27

Figura 1: Imagen de una de las pantallas del programa AEDsys [13]
grama engloba aerodinámica, estructuras, una parte de diseño tipo CAD, estudios
de motores, de pesos, estabilidad etc...
Es por tanto un programa que se centra en la idea del presente proyecto, y por
tanto una herramienta a tener en cuenta en el estudio.
3.1.3. AAA Program
El nombre completo del programa en cuestión es Advanced Aircraft Analysis
programa de DAR corporation, está basado principalmente en la serie de ocho tomos
o libros escritos por el doctor Jan Roskman; por lo tanto se trata de uno de los
programas informáticos de diseño de aeronaves mas completos del mercado.
28

Figura 2: Pantalla principal del programa informático RDS-win
Figura 3: Logotipo programa informático AAA
Se trata de un programa que se puede dividir en diez módulos atendiendo a Pesos,
Aerodinámica, Actuaciones, Estructuras, Dinámica, Estabilidad y control, Factores
de carga, Geometría, Propulsión y Análisis de costes.
29

3.1.4. Conclusiones
De forma global, se puede decir que existen en el mercado programas similares
a la idea planteada del presente proyecto, si bien solamente los dos anteriores se
plantean como programas únicos que engloban la mayoría de las partes de diseño de
aeronaves.
Tanto el RDS-win como el AAA son programas que se deben tener en cuenta
como herramientas en el diseño de aeronaves, sin embargo el coste de los mismos es
muy elevado frente al uso que se les puede dar por parte de estudiantes de ingeniería.
Por otro lado los programas comentados, sobre todo el AAA program, tienen una
gran complejidad de uso. De este último se imparten clases a ﬁn de poder utilizar
de forma correcta el programa, con el sobrecoste que ello conlleva para el usuario.
Se puede aﬁrmar por tanto que la herramienta informática que se pretende desa-
rrollar, puede llegar a ser una alternativa para estudiantes o usuarios que quieran
un programa, aunque mucho mas simple, mas fácil de utilizar y sin coste alguno.
30

4. NORMAS Y REFERENCIAS
4. Normas y referencias
4.1. Disposiciones legales y normas
UNE 157001:2014, Criterios generales para la elaboración formal de los docu-
mentos que constituyen un proyecto técnico
UNE 50132:1994 Numeración de las divisiones y subdivisiones en los docu-
mentos escritos.
UNE-EN ISO 80000-1:2014, Magnitudes y unidades. Parte 1: Generalidades.
UNE-EN 9100:2010 Sistemas de gestión de la calidad. Fundamentos y vocabu-
lario.
31

4. NORMAS Y REFERENCIAS
4.2. Programas de cálculos y soporte
Microsoft Excel y Visual Basic (Microsoft, licencia de estudiante)
Catia V5-6R2018 (Dassault Systèmes, licencia de estudiante), [30]
Matlab R2019a (MathWorks, licencia de estudiante), [31]
32

4.3. Bibliografía
[1] D. P. Raymer (1992) Aircraft Design: A Conceptual Approach. Washington,
D.C., American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2a
Ed.
[2] Dr. Chuan-Tau Edward Lan, Dr. Jan Roskam (2008) Aiplane Aerodyna-
mics and Performance. Lawrence, Kansas, DAR corporation, 4a
Ed.
[3] E. Torenbeek (1982) Synthesis of Subsonic Airplane Design. Delft, The Net-
herlands, Delft Univesity Press.
[4] J. D. Mattingly, W. H. L. Heiser, D. T. Pratt (2002) Aircraft Engine
Design. Reston, Virginia, American Institute of Aeronautics and Astronautics,
2a
Ed.
[5] L. M. Nicolai, G. Carichner (2010) Fundamentals of aircraft and airship
design. v. 1, Aircraft design. Reston, Virginia, American Institute of Aeronautics
and Astronautics, 1a
Ed.
[6] S. Gudmundsson (2014) General Aviation Aircraft Design : Applied Methods
and Procedures. Massachusetts, USA, Elsevier Science Technology, 1a
Ed.
[7] S. A. Brandt (2014) Introduction to Aeronautics : A Design Perspective. Res-
ton, Virginia, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2a
Ed.
[8] D. G. Hull (2007) Fundamentals of Airplane Flight Mechanics. Austin, Texas,
Springer-Verlag, 1a
Ed.
[9] Sergio Esteban Roncero, Apuntes de la asignatura: cálculo de aviones.
Universidad de Sevilla.
[10] Dr Errikos Levis, Apuntes de la asignatura: Aerospace Vehicle Design. Im-
perial College London.
[11] Dra. Cristina Cuerno Rejado, Apuntes de la asignatura: Aeronaves de
Ala Fija. Universidad Politécnica de Madrid.
[12] D. RivasRivas,S. Esteban, Apuntes de la asignatura: Mecánica del vuelo.
Universidad de Sevilla.
[13] http://aircraftdesign.nuaa.edu.cn/pd-2004/DownLoad/AEDsys%20User%
20Guide.pdf, Visitado por ultima vez el día 01/08/2019.
[14] https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/HOOU/AircraftDesign_7_
WingDesign.pdf, Visitado por ultima vez el día 03/08/2019.
[15] A. I. Carmona (2000) AERODINÁMICA Y ACTUACIONES DEL AVIÓN.
Madrid, España, ediorial Paraninfo, 10a
Ed.
[16] https://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil/
33

[17] J.Messeguer, A.Sanz (2011) Aerodinámica Básica.. Madrid, España, Garce-
ta, 2a
Ed.
[18] J.M. Gordillo G. Riboux (2012) Introducción a la Aerodinámica Potencial.
Madrid, España, Paraninfo, 2a
Ed.
[19] Callaghan J.G. Aerodynamic Prediction Methods for Aircraft al Low speeds
with Mechanical High Lift Devices. Paper No. 2 in Prediction Methods for Air-
craft Aerodynamics Characteristics, AGARD-LS-67, (1974).
[20] Lowry, J.G. and Polhamus, E.C. A method for predicting Lift Increments
due to flap Deflection al Low Angles of Attack in Incompressible Flow. NACA
TN3911, (1957).
[21] Richard T. Whitcomb A Design Approach and Selected WindTunnel Results
at High Subsonic Speeds for Wing-Tip Mounted Winglets. NASA TN D-8260.
(1976).
[22] Fink, R. D. USAF Stability and Control DATCOM, Wright-Patterson
AFB, OH. (1975)
[23] Dr. Jan Roskam (2002) Aiplane design Part VI. Lawrence, Kansas, Design
Analysis and Research (DAR) Corporation.
[24] http://www.utias.utoronto.ca/wp-content/uploads/2017/09/
Potter-Strut_Braced_Wing.pdf University of Toronto Institute for Ae-
rospace Studies
[25] Dr. Jan Roskam (1984) Methods for Estimating Drag Polars of Subsonic
Airplanes. Lawrence, Kansas, Design Analysis and Research (DAR) Corpora-
tion, 4a
Ed.
[26] Parkinson, John B., Roland E. Olson, and Rufus O. House (1939)
Hydrodynamic and Aerodynamic Tests of aFamily of Models of Seaplane Floats
with Varying Angles of Dead Rise.NACA TN-716.
[27] Young AD. (1947) The Aerodynamic Characteristics of Flaps.R.M. No. 2622,
British A. R. C.
[28] Corke Thomas C. (2003) Design of Aircraft. Prentice-Hall.
[29] Flight envelope. Documento ”ABCD-FE-01-00", EASA.
[30] https://www.3ds.com/products-services/catia/, CATIA V5, DASSAULT
SYSTEMES.
[31] https://es.mathworks.com/products.html?s_tid=gn_ps, Matlab, Math-
Works.
[32] https://products.office.com/es-es/home, Microsoft Excel, Microsoft Offi-
ce.
[33] http://airfoiltools.com/search/index
34

[34] https://m-selig.ae.illinois.edu/ads/coord_database.html
[35] https://sourceforge.net/projects/xflr5/files/
[36] D. P. Raymer (2018) Aircraft Design: A Conceptual Approach. Washington,
D.C., American Institute of Aeronautics and Astronautics, 6a
Ed.
35

5. DEFINICIONES Y ABREVIATURAS
5. Definiciones y abreviaturas
5.1. Definiciones
Para facilitar la comprensión de la memoria a cualquier facultativo que acceda
a ella, se definen los siguientes conceptos clave:
Alargamiento del ala: Relación entre la envergadura y la cuerda media.
Ángulo de ataque: De forma general se puede definir como el ángulo que
forman la cuerda geométrica de un perfil alar con la dirección del aire incidente.
También se podría medir con respecto a la linea media del fuselaje de una aeronave,
con lo que sería el ángulo de ataque de un avión.
Canard: Cualquier superficie aerodinámica horizontal montada frente al ala
principal, independientemente de si es móvil o no.
Carga alar: Se define la carga alar como un parámetro aerodinámico que re-
laciona el peso total de la aeronave con respecto a la superficie de referencia de la
aeronave o superficie de sustentación.
Crucero: Etapa de vuelo recto y nivelado, en el cual, las cuatro fuerzas prin-
cipales resistencia/empuje y sustentación/peso se encuentran en equilibrio. En esta
etapa se optimiza el combustible gastado para una distancia recorrida, o para una
velocidad dada.
Cuerda: Medida horizontal de la longitud del perfil de un ala.
Curva polar: Función que relaciona el coeficiente de resistencia con el de sus-
tentación del perfil, del ala o de una aeronave completa.
Diedro del ala: Ángulo que mide la elevación sobre la horizontal de las alas.
Dimensionamiento: Proceso por el cual se trata de determinar el tamaño de la
aeronave: el peso que el avión debe de tener para ser capaz de satisfacer los requisitos
de actuaciones con la carga de pago requerida.
Dispositivo hipersustentador: Elemento aerodinámico diseñado para aumen-
tar la sustentación en determinadas fases del vuelo de una aeronave. Eficiencia
aerodinámica: Parámetro adimensional, que relaciona la sustentación con la resis-
tencia de una aeronave.
Entrada en pérdida: Fenómeno aerodinámico que consiste en la disminución
más o menos súbita de la fuerza de sustentación que genera la corriente incidente
sobre un perfil aerodinámico. Se le suele relacionar a este fenómeno una serie de
valores, como son la velocidad de entrada en pérdida o el ángulo de ataque de
entrada en pérdida.
Empuje: El empuje se define como la fuerza de acción-reacción que genera el
37

motor de una aeronave, ya sea por desplazar el aire hacia atrás mediante hélices, o
por expulsar el aire mediante un motor a reacción. En general en aeronaves tipo jet
o aerorreactores se habla de empuje, mientras que en aeronaves tipo hélice se utiliza
la potencia como medida de lo que nos proporciona el motor.
Envergadura: Distancia entre los dos extremos del ala.
Envolvente de vuelo: La envolvente de vuelo de una aeronave se define como un
gráfico donde se representa los factores de carga con respecto a distintas velocidades
de la aeronave; las velocidades y factores de carga se establecen como requisitos de
diseño limitantes para el vehículo.
Espera: Etapa de vuelo nivelado donde se optimiza el combustible gastado para
un tiempo determinado, sin importar el espacio recorrido.
Estrechamiento del ala: Relación entre la cuerda del perfil alar en la punta
del ala dividido por la cuerda del perfil alar del encastre. Es decir mide la variación
de la longitud de cuerda a lo largo del ala.
Factor de carga: Se define como la relación que existe entre la fuerza total en
dirección vertical que actúa sobre el avión y el peso del mismo.
Flecha del ala: Ángulo que forman el ala con respecto al eje transversal del
avión.
Giro sostenido: Actuación de viraje de una aeronave que se realiza de forma
continua a una misma altura y por lo general manteniendo constante el radio y
velocidad de giro.
Góndola del motor: Carcasa o recubrimiento exterior de un motor de aviación.
Mach: Parámetro adimensional que relaciona la velocidad de una aeronave con
respecto a la velocidad del sonido en el medio en el que se mueva la aeronave y que
por tanto dependerá de la presión y temperatura del aire en el momento de medida.
Mecánica del vuelo: Área de la ingeniería aeronáutica que estudia las actuacio-
nes de las aeronaves, así como la estabilidad y controlabilidad tanto estáticas como
dinámicas. En el presente proyecto al hablar de mecánica de vuelo se relacionará
solamente con las actuaciones.
Misión de vuelo: La misión de vuelo de una aeronave se define como el con-
junto de las etapas que lleva a cabo una aeronave durante un vuelo. De este modo,
dependiendo del tipo de aeronave y el objetivo por el que se diseña, las misiones
de vuelo pueden variar, si bien existen siempre etapas dentro de la misión que son
comunes, véase el caso del despegue o del aterrizaje.
Perfil: Forma del área transversal del ala, que al desplazarse a través del aire es
capaz de crear a su alrededor una distribución de presiones que genere sustentación.
Peso en vacío: El peso en vacío o vacío operativo es el peso del avión sin carga
útil y sin combustible. Por otro lado, incluye todos los líquidos del avión necesarios
38

para su operación.
Pylon del motor : Soporte o punto de anclaje del motor a la aeronave.
Resistencia: Componente de la fuerza que sufre un cuerpo al moverse a tra-
vés del aire, en la dirección de la velocidad relativa del cuerpo respecto del medio
y en sentido contrario a dicha velocidad. En general para utilizar esta fuerza se
adimensionaliza dando lugar al término coeficiente de resistencia.
Superficie mojada: Area de una aeronave que se encuentra en contacto con el
fluido, en este caso el aire.
Sustentación: Componente de la fuerza sobre la aeronave que es perpendicular
a la dirección del viento relativo, permitiendo contrarrestar al peso y permitir a la
aeronave mantenerse en vuelo. En general para utilizar esta fuerza se adimensionaliza
dando lugar al término coeficiente de sustentación.
Taxi: El rodaje o taxi es la etapa de vuelo en el que la aeronave se mueve en
tierra dentro del aeropuerto, por ejemplo, entre la pista y el estacionamiento.
Torsión del ala: Variación, a lo largo de la envergadura del ala, del ángulo
formado por una línea del perfil con respecto a un plano de referencia normal al de
simetría.
Turbulento y laminar: El régimen laminar se define como el movimiento de un
fluido cuando éste es ordenado, estratificado, suave, en contraposición del turbulento
donde el movimiento del fluido es caótico, en el cual las partículas se mueven desor-
denadamente y las trayectorias de las partículas se encuentran formando pequeños
remolinos.
39

5.2. Lista de símbolos
a Velocidad del sonido
A Aspect ratio o alargamiento
Aeff Alargamiento efectivo
Amax Area de la sección máxima del fuselaje
AHT Alargamiento de la cola horizontal
AV T Alargamiento de la cola vertical
b Envergadura
bf Envergaduro de los flaps
bHT Envergadura cola horizontal
bV T Envergadura cola vertical
bw Envergadura del ala
c Cuerda del perfil
cfk
Coeficiente de fricción
croot Cuerda en el encastre
crootHT Cuerda en el encastre de la cola horizontal
crootV T Cuerda en el encastre de la cola vertical
ctip Cuerda en la punta
ctipHT Cuerda en la punta de la cola horizontal
ctipV T Cuerda en la punta de la cola vertical
c‘ Cuerda del perfil con flap extendido
C, TSFC Consumo especifico
C, Cmedia Cuerda media
Cbhp Consumo especifico propulsor de hélice
Cd Coeficiente de resistencia del perfil
Cd0 Coeficiente de resistencia parasitaria del perfil
Cdi
Coeficiente de resistencia inducida del perfil
CD Coeficiente de resistencia del ala
CDflotadores
Coeficiente de resistencia de flotadores
CDi
Coeficiente de resistencia inducida del ala
CDmin
Coeficiente de resistencia mínimo del ala
CDP rotuberancias
Coeficiente de resistencia de antenas, puertas, bordes,
carenado de superficies de control, defectos de construcción etc...
CDSoporte alas
Coeficiente de resistencia del soporte de alas
CDT ren aterrizaje
Coeficiente de resistencia del tren de aterrizaje
CDT ren aterrizajeT rasero
Coeficiente de resistencia del tren de aterrizaje trasero
CDT ren aterrizajeDelantero
Coeficiente de resistencia del tren de aterrizaje delantero
CDV entana cabina
Coeficiente de resistencia de la ventana de cabina de pilotos
CD0 Coeficiente de resistencia parasitaria del ala
CD0 Resistencia parasitaria
CDflaps
Coeficiente de resistencia debido a flaps
Cf Cuerda del flap
CHT Coeficiente de cola horizontal
Cl Coeficiente de sustentación del perfil
(Clmax )Limpia Coeficiente de sustentación del perfil máximo con flaps sin extender
(Clmax )Sucia Coeficiente de sustentación del perfil máximo con flaps rextendidos
40

Clα pendiente de la curva de sustentación del perfil
(Clα )c /cSucia
Pendiente de la curva de sustentación del perfil debido a flaps
extendidos con variación de cuerda
CL Coeficiente de sustentación del ala
CLCrucero
Coeficiente de sustentación de la aeronave en crucero
CLCruceroAla
Coeficiente de sustentación del ala en crucero
CLflapsmax
Coeficiente de sustentación máximo con los flaps extendidos con
la deflexión correspondiente a la fase de despegue
CLmax coeficiente de sustentación máxima
CLmin−drag
Coeficiente de sustentación del ala para la resistencia mínima
CLTotal Coeficiente de sustentación de la aeronave
CLT otalflapsmax
Coeficiente de sustentación de la aeronave máximo con los flaps
extendidos al máximo
CLT0 Coeficiente de sustentación en despegue
CL0 Coeficiente de sustentación del ala para ángulo de ataque nulo
(CL0 )Canard Coeficiente de sustentación del canard para ángulo de ataque nulo
(CL0 )Cola Coeficiente de sustentación de la cola para ángulo de ataque nulo
(CL0 )Total Coeficiente de sustentación de la aeronave para ángulo de ataque nulo
CLα Pendiente de la curva de sustentación del ala
CLαCanard
Pendiente de la curva de sustentación del canard
CLαCola
Pendiente de la curva de sustentación de la cola
(CLα )Limpia Pendiente de la curva de sustentación del ala sin flaps extendidos
(CLα )Sucia Pendiente de la curva de sustentación del ala con flaps extendidos
(CLα )Total Pendiente de la curva de sustentación de la aeronave
CmediaV T Cuerda media cola vertical
CmediaHT Cuerda media cola horizontal
CV T Coeficiente de cola vertical
Cw Cuerda media del ala
C1 Constante
C2 Constante
d altura del tren de aterrizaje trasero
dF Diámetro máximo del fuselaje
dFUS Espesor del fuselaje
dN Diámetro de la góndola del motor
dp Diámetro del pylon del motor
d1 Diámetro base del primer tronco de cono del fuselaje
d2 Diámetro base del segundo tronco de cono del fuselaje
D Diámetro medio del fuselaje
e Factor de Oswald
E, (L/D) Eficiencia aerodinámica
Emáx, (L/D)máx eficiencia aerodinámica máxima
ffus Relación entre la longitud del fuselaje y el diámetro medio del fuselaje
F Factor del fuselaje
Fcola Parámetro de cálculo de peso de la cola vertical
FFk Factor de forma
41

Fw Ancho del fuselaje en la intersección con la cola horizontal
g Gravedad
G Relación entre velocidad vertical y velocidad de crucero
h Altura de vuelo
hobs Altura de obstáculo
hTR Altura final despegue
IFk Factor de corrección de interferencias entre cuerpos
Kdoor Parámetro del cálculo de peso del fuselaje
Kefectosuelo Variación de la constante K1 con la altura
Kf Parámetro de corrección por efectos no lineales.
KLg Parámetro del cálculo de peso del fuselaje
Kmp Parámetro del cálculo del peso del tren de aterrizaje
KTD Constante de aterrizaje
KTO Constante de despegue
Kuht Parámetro de cálculo de peso de la cola horizontal
Kuvt Parámetro de cálculo de peso de la cola vertical
Kvs Constante
Kws Parámetro del cálculo de peso del fuselaje
K1 Constante de la polar del ala
K2 Constante de la polar del ala
KΛ Parámetro de corrección en el cálculo de la sustentación del ala
debido a flaps
lc Parámetro de posicionamiento horizontal del canard
lh Parámetro de posicionamiento horizontal de la cola
lp Longitud del pylon del motor
ln Longitud del tren de aterrizaje delantero
lN Longitud de la góndola del motor
LFuselaje, L Longitud de fuselaje
LHT Brazo o longitud, de la cola horizontal con respecto a 1/4 de la cuerda del ala
LV T Brazo o longitud, de la cola vertical con respecto a 1/4 de la cuerda del ala
L1 Longitud paraboloide del fuselaje
L2 Longitud Cilindro del fuselaje
L3 Longitud primer tronco de cono fuselaje
L3 Longitud segundo tronco de cono fuselaje
m Masa
M Mach
MAC Cuerda media aerodinámica
Mgiro Mach de giro
MGC Cuerda media geométrica
Mmax Mach máximo
Mo Número de Mach en crucero a nivel del mar
nF1 Factor límite máximo positivo con flaps extendidos
nF2 Factor límite máximo negativo con flaps extendidos
nz Factor límite último
n1 Factor de carga limite positivo
n2 Factor limite máximo negativo
n3 Factor limite máximo positivo con ráfagas
n4 Factor limite máximo negativo con ráfagas
nl Factor límite último en aterrizaje
42

Ncrew Número de personas que conforman la tripulación
Nmss Número de suspensiones en el tren de aterrizaje trasero
NMotor Número de motores de la aeronave
Nmw Número de ruedas del tren trasero
Nnw Número de ruedas del tren de aterrizaje delantero
Npil Número de pilotos
p presión
P Potencia del motor
PCrucero Potencia en el crucero
PDespegue Potencia en el despegue
q Presión dinámica
qH Presión dinámica a la máxima velocidad de vuelo
R Alcance
Rc Radio de rotación
Rf Fricción del suelo en la rodadura de la aeronave
Rg Radio de giro
Re Número de Reynolds
Sa Parámetro de distancia de despegue
SA Distancia de descenso aterrizaje
SAterrizaje Distancia de aterrizaje
SB Distancia de frenado aterrizaje
SCanard Superficie del Canard
SCola Superficie mojada de la cola
Se Superficie del elevador
Sexposed superficie expuesta del ala
Sflap Superficie del flap extendido
SFuselaje Superficie del fuselaje
SFuselajeCola Superficie mojada correspondiente al fuselaje de cola
SFR Distancia rotación aterrizaje
SG Distancia de rodadura
SHT Superficie de la cola horizontal
Sr Superficie del rudder
Sref superficie de referencia del ala
SR Distancia de rotación
STR Distancia transición
SV T Superficie de la cola vertical
Sw Superficie del ala
t Tiempo
t/c Espesor relativo
te Tiempo de espera
tFR Tiempo rotación aterrizaje
tHTmax Espesor de la cola horizontal en el encastre
tmax Espesor máximo del perfil
tR Tiempo de rotación
T Empuje del motor
TCrucero Empuje en el crucero
TDespegue Empuje en el despegue
T/W Relación empuje-peso
TOP Parámetro de despegue
43

TSL Empuje a nivel del mar
U Componente vertical de la velocidad de ráfaga
V velocidad
VA Velocidad de diseño operativa
VC Velocidad de diseño en crucero
VCrucero Velocidad en crucero
VD Velocidad de diseño en picado
VDF
Velocidad demostrada de diseño en picado
Vdescenso Velocidad de descenso
VF Velocidad operativa con flaps
VFE
Velocidad operativa con flaps máxima extensión
VFuselaje Volumen del fuselaje
Vgiro Velocidad de giro
Vmáx velocidad máxima
VNE Velocidad no sobre pasable
Vp Volumen de presurización de cabina
VStall Velocidad de pérdida
VS Velocidad estrada en pérdida sin flaps
VS0 Velocidad estrada en pérdida con flaps a máxima deflexión
VS1 Velocidad estrada en pérdida con flaps extendidos en fase de despegue
VTO Velocidad de despegue
VTR Velocidad de transición
VV ertical Velocidad vertical
w Ancho de ruedo tren de aterrizaje trasero
wF Ancho máximo del fuselaje
WAla Peso del ala
WAC Peso del aire acondicionado y anti-hielo
WAV Peso del sistema de aviónica
Wc Máxima carga de pago
Wcrew Peso de la tripulación
WCrucero Peso en el crucero
WCTRL Peso del sistema de control de vuelo
WDespegue Peso en el despegue
We Peso en vacío
WEL Peso del sistema eléctrico
Wf Peso del combustible
Wf
Wi
Relación de pesos en etapa de vuelo
Wfp Carga de pago fija
WFUS Peso del fuselaje
WHT Peso de la cola horizontal
WHY D Peso del sistema hidráulico
WMob Peso del mobiliario
WMotor Peso del motor
W0 Peso total de la aeronave
W/S Carga alar
WTrenAterrizaje Peso del tren de aterrizaje
WTO Peso en el despegue
Wvp Carga de pago variable
44

WV T Peso de la cola vertical
X Distancia del encastre del ala hasta la cuerda media medida en el eje x
Y Distancia del encastre del ala hasta la cuerda media medida en el eje y
zh Parámetro de posicionamiento vertical de la cola
α Relación empuje nivel de vuelo con respecto nivel de mar
α0l
Ángulo de ataque nulo del perfil
α0lLimpia
Ángulo de ataque nulo del perfil con flaps sin extender
α0L
Ángulo de ataque nulo del ala
α0LCanard
Ángulo de ataque nulo del canard
α0LCola
Ángulo de ataque nulo del cola
α0LT otal
Ángulo de ataque nulo de la aeronave
αStall Ángulo de ataque en pérdida
(αstall)Limpia
Ángulo de entrada en pérdida con flaps sin extender
(αstall)Sucia
Ángulo de entrada en pérdida con flaps extendidos
β Peso instantáneo
γ Ángulo de ascenso
δ Parámetro de relación de la presión con respecto a la estándar
δf Deflexión del flap
δR Longitud de circunferencia transición
∆CDflaps
Variación del coeficiente de resistencia debido a flaps
∆CDsDelantero
Variación del coeficiente de resistencia debido al tren de aterrizaje
delantero
∆CDsT rasero
Variación del coeficiente de resistencia debido al tren de aterrizaje
trasero
∆CLmax Variación del coeficiente de sustentación máximo del ala debido
al alargamiento
∆(CLmax )Flap Variación del coeficiente de sustentación máximo del ala debido
a flap extendido
∆ (Clmax )Flapb.a
Variación del coeficiente de sustentación del perfil debido a flaps
de borde de ataque
∆ (Clmax )Flapb.s
Variación del coeficiente de sustentación del perfil debido a flaps
de borde de salida
∆ (Clmax )TotalFlap Variación total del coeficiente de sustentación del perfil debido
a conjunto de flaps
∆CLαCanard
Variación de la curva de sustentación debido al canard
∆CLαCola
Variación de la curva de sustentación debido a la cola
∆αCLmax
Variación del ángulo de ataque para la sustentación máxima del ala
debido al alargamiento
∆n Variación del factor de carga debido a ráfagas
∆P Diferencia de presión
(∆α0l )flaps Variación del ángulo de sustentación nula debido a flaps
(∆αstall)c /c Variación del ángulo de entrada en perdida del perfil debido a extensión
de flaps con variación de cuerda
η Eficiencia aerodinámica del perfil
ηp Rendimiento propulsivo de la hélice
θ Parámetro de relación de la temperatura con respecto a la estándar
θTR Ángulo de inclinación en despegue
λ Estrechamiento
45

λHT Estrechamiento cola horizontal
λV T Estrechamiento cola vertical
Λc/4, Λ0,25c Flecha del ala en el 25 % MAC
ΛHTc/4
, ΛHT Flecha de la cola horizontal en el 25 % MAC
ΛLE Flecha del ala en el borde de ataque
Λmax,t Flecha del ala en la cuerda donde el perﬁl tiene el máximo espesor
ΛV Tc/4
, ΛV T Flecha de la cola vertical en 25 % MAC
ϕ Resistencia aerodinámica mas de rodadura
µTO Coeﬁciente de rozamiento de la aeronave con el suelo
ν Viscosidad cinemática
ρ Densidad
σ Relación de densidad de despegue frente a densidad a nivel del mar
φ Ángulo de alabeo
Ω Velocidad angular
46

6. REQUISITOS DE DISEÑO
6. Requisitos de diseño
Se realizará una herramienta informática, a ﬁn de dar a estudiantes de ingeniería
aeroespacial la posibilidad de tener una ayuda para realizar el diseño de una aeronave
de forma sencilla y automatizada, dentro de la asignatura de aeronaves.
La herramienta informática se centrará en el diseño de aeronaves que siguen las
siguientes características de diseño.
1. Velocidad siempre subsónica (m/s) M<1
2. Capacidad de transporte de carga (incluida la capacidad variable de la misma)
3. Motores tipo Jet (a reacción)
4. Motores de tipo hélice
47

7. ANÁLISIS DE SOLUCIONES
7. Análisis de soluciones
Tal y como se comenta en el libro de referencia del autor Raymer [1], el diseño de
una aeronave se puede establecer de forma general en tres niveles: diseño conceptual,
diseño preliminar y diseño detallado. En el primer nivel se plantean aspectos básicos
y fundamentales de la aeronave como el peso y tamaño de la aeronave, se llega
a realizar un pequeño sketch de la aeronave, y se consiguen obtener ciertos datos
sobre las actuaciones de la aeronave. Con estos datos es posible analizar y simular
el comportamiento de la nave en distintas actuaciones.
El segundo, se trata del diseño preliminar. En este nivel del diseño, los cambios
que se realicen en la aeronave deben ser pequeños, y no alterar en gran medida al
diseño elegido en el primer nivel. Se realizan estudios más específicos de la aeronave,
tales como estudios estructurales, de estabilidad, de actuaciones (de una forma más
especifica que el caso anterior) y se diseñan nuevas partes de la aeronave que no se
habían realizado con anterioridad, véase el caso del tren de aterrizaje, por ejemplo.
Por último, el tercer nivel corresponde al diseño detallado, en este caso el dise-
ño de la aeronave ya no se debe tocar, se trata ahora de detallar las partes de la
aeronave, es decir, en el caso del ala de la aeronave, teniendo ya todas las caracterís-
ticas de diseño tamaño y aerodinámica, en esta fase se deberá seccionar y establecer
sus partes, larguerillos, costillas, número de tanques de combustible en dichas alas,
integración de motores (si los hubiera), conductos para el flujo de combustible, com-
ponentes eléctricos etc..., se trata por tanto, de la última fase de diseño antes de
comenzar la producción de la aeronave.
En este proyecto de fin de grado se aborda solamente el diseño conceptual, por
tanto, la herramienta informática desarrollada solo estará relacionada con el primer
nivel para el diseño de una aeronave.
7.1. Estructura interna del programa
Dentro del diseño conceptual de una aeronave, en el presente proyecto, se estable-
cerán distintas partes, como son la aerodinámica, el peso y potencia de la aeronave,
ciertos aspectos de la geometría, estudio de los factores límites de carga y estudio
de actuaciones.
Se debe tener en cuenta que se busca realizar una herramienta de diseño siguiendo
la estructura de la asignatura de aeronaves ya comentada, de esta forma las divisiones
están ordenadas de la misma forma que se realiza en dicha asignatura y se trata
de una estructura similar a la que se sigue en los principales libros de diseño de
aeronaves, y que por tanto se entiende que es la mejor forma posible de llevar un
diseño.
A fin de ejemplificar el modelo seguido para la realización de la herramienta
informática, se deja a continuación, ver figura 4, un diagrama de flujo que muestra
la estructura interna del programa.
49

En dicho diagrama se pueden apreciar distintos bloques, que corresponden a
cada uno de los archivos con los que cuenta el programa. Se pasará a continuación a
explicar cada uno de ellos y lo que incorporan en el código, de forma general, puesto
que mas adelante se explicarán mas detalladamente cada uno de los bloques y los
cálculos y estudios realizados para su creación.
Parte1.m
Parte2.m
MecVuelo.m
Geometría.m
Estructuras.m
Aero.m
TablaTodoslosdatos
.xlsx
TablaGeometría
.xlsx
TablaAero
.xlsx
FuncionCalculos
Aerodinamicos.
m
FuncionCalculoPeso
EnVacio.m
TablaEstructuras
.xlsx
TablaDiseñoAvanzado
.xlsx
PasarDatosalModu
loDeGeometria.m
T/W
W/S
T/W
W/S
W0
n+1ª aproximación
T/W
W/S
W0
1ª aproximación
¿La aproximación n
coincide con la n+1?
NO
SI
T/W, W/S, W0FIN
Figura 4: Diagrama de la estructura interna del programa informático desarrollado
Tal y como se puede observar en el anterior diagrama, existen 3 tipos de bloques;
por un lado los bloques de color naranja, corresponden a archivos de MATLAB,
que constituyen archivos de cálculo y traspaso de información. Por otra parte, los
correspondientes al color azul son también archivos de MATLAB, que se incorporan
en el código del programa como funciones de ejecución, es decir, el usuario no tendrá
que ejecutarlos ni abrirlos en ningún momento puesto que estos se encuentran dentro
de los archivos de MATLAB (bloques de color naranja) y se encuentran referenciados
en el diagrama con flechas en linea discontinua, ver figura 4.
Por último, los bloques de color verde, corresponden a los archivos de Excel, que
son archivos de introducción de datos y visualización de resultados.
En líneas generales, el programa tiene una línea de acontecimientos a seguir
por el usuario; teniendo en cuenta el diagrama expuesto en la figura 4, se comienza
ingresando los datos necesarios en el Excel TablaTodoslosdatos.xlsx. La incorporación
de los mismos, y de las partes que componen cada uno de los archivos, se podrá ver
en la guía o manual del programa, que se encuentra en el Anexo Q del presente
proyecto.
50

Una vez incorporados estos datos, se ejecuta el bloque de MATLAB Parte1.m,
los resultados obtenidos se traspasarán al Excel de geometría, mediante la función
PasarDatosalModuloDeGeometria.m, que como ya se explicó se encuentra implemen-
tado en el propio MATLAB. Llegados a este punto el usuario seguirá paso a paso
el diagrama descrito, siguiendo las flechas de linea continua, tal y como aparece
recogido en el manual o guía del programa (Anexo Q).
En el momento que se alcance el módulo de mecánica del vuelo de MATLAB, el
traspaso de datos difiere, en este caso el módulo de mecVuelo.m da como resultado
una gráfica donde el usuario deberá elegir un punto de dicha gráfica, ver figura 21,
con lo que se obtendrán dos valores; por un lado un valor de T/W y por otro lado
un valor de W/S. Estos dos valores se eligen por parte del usuario, que los tendrá
que incorporar manualmente al módulo de Excel TablaDiseñoAvanzado.xlsx.
Finalmente, se debe ejecutar el módulo Parte2.m y se llega al punto de decisión.
En una primera instancia, es obvio que la primera aproximación realizada (corres-
pondiente al módulo Parte1.m) va a diferir de la obtenida ahora, puesto que las
ecuaciones y datos utilizados han variado a lo largo del desarrollo del programa, por
tanto en este caso se volverá a repetir todo el proceso, pero ahora comenzando en
el módulo TablaGeometría.xlsx .
Se repetirán tantas veces este proceso, hasta que los valores obtenidos en la
aproximación n+1 sea igual a la obtenida en la aproximación n, entendiendo n
como el número de veces que se ha repetido el programa.
Una vez explicado de forma general el esquema interno del programa (figura 4)
y su interpretación, se puede explicar el programa en sí, atendiendo a dos partes;
por un lado se encuentra la parte que se conoce como diseño básico y por otro el
diseño avanzado.
7.2. Estructura conceptual del programa
Una vez explicado de forma general el esquema del programa mediante un dia-
grama, es necesario realizar una descripción conceptual de dicho programa, a fin de
comprender la disposición de los bloques.
Tal y como se dijo en el anterior apartado 7, el presente proyecto se centra
en el diseño conceptual de una aeronave. Atendiendo a esto se puede explicar el
programa atendiendo a dos partes; por un lado se encuentra una primera parte
que corresponde a lo que se conoce como diseño básico, que contiene los módulos
Parte1.m, TablaTodoslosdatos.xlsx y PasarDatosModuloDeGeometria.m y por otro lado
la parte que corresponde al diseño avanzado, que se compone del resto de módulos
del programa, ver figura 4.
Téngase en cuenta que los nombres de diseño básico y diseño avanzado son una
forma de explicar el desarrollo seguido para el diseño de una aeronave, tal y como
se realiza en la asignatura de aeronaves, y tal como siguen algunos de los libros mas
importantes de diseño de aeronaves, véase el caso de [7], [4] o [6].
51

7.2.1. Diseño básico
En la parte de diseño básico se plantea en una primera instancia el avión a
diseñar, es decir, se debe preguntar el usuario que tipo de aeronave quiere diseñar y
para qué va a ser su uso. De este modo una vez que se tenga en mente la aeronave,
se podrá establecer la misión de vuelo, y definir ciertas características de la misma,
que serán necesarias para poder realizar los cálculos en esta parte. Para comenzar el
diseño básico del avión a diseñar se plantean dos divisiones, por una parte el estudio
de carga alar (W/S) y relación empuje peso (T/W) y por otra el dimensionamiento.
Se obtienen como resultados en esta primera parte, T/W, W/S, y el peso total de
la aeronave (W0), ver figura 4. Se debe tener en cuenta que en esta parte del diseño
los cálculos de pesos y tamaño de la aeronave son ciertamente orientativos y sobre-
dimensionados, puesto que aparte de ciertos datos que debe establecer el usuario, se
utilizarán datos estadísticos de los principales libros de diseño de aeronaves.
Una vez realizada la parte primera (diseño básico), ya se tiene una idea general
de la aeronave a diseñar, por tanto en este momento el usuario, se encuentra en
disposición de especificar de una forma más detallada ciertas características de la
aeronave, que en la primera parte no era necesario especificar, puesto que la mayoría
de cálculos o datos tratados están basados en datos estadísticos o empíricos de
aeronaves ya existentes.
7.2.2. Diseño avanzado
De este modo el diseño avanzado seguirá un procedimiento similar al diseño
básico. Por una parte se busca obtener lo que se conoce en el cálculo de aviones
como RFP y por otro lado, un segundo dimensionamiento de la aeronave.
RFP
En toda propuesta de diseño de una aeronave se tienen ciertas especificaciones
que el avión deberá cumplir, o al menos unas especificaciones mínimas, puesto que,
si se quiere diseñar una aeronave de pasajeros, obviamente se querrá que dicha
aeronave sea similar a las existentes, o incluso mejor.
De este modo, dichas especificaciones se podrán evaluar en la siguiente parte.
RFP se puede traducir como “Solicitud de propuesta ” que vienen a ser restricciones
en el análisis, es decir se establecerán a partir de las ecuaciones de mecánica del
vuelo, una serie de gráficas que relacionan la carga alar (W/S) con el empuje-peso
(T/W) y que delimitan de cierta forma las capacidades de la aeronave a diseñar.
En esta parte, puesto que se utilizan ecuaciones de mecánica del vuelo, será
necesario tener una comprensión más amplia de la aeronave, como por ejemplo la
aerodinámica, el motor que utiliza la aeronave (tipo jet o hélice), y otros datos más
específicos de la misión de vuelo (distancia de despegue, de aterrizaje, altura de
vuelo, etc), que tal como se pueden observar en el anterior diagrama expuesto, ver
figura 4, corresponden a los bloques que se encuentran entre MecVuelo.m y Parte1.m.
52

Segundo dimensionamiento
Finalmente una vez realizado el RFP, y teniendo una comprensión sobre cómo
será la aeronave a diseñar, se podrá realizar un segundo dimensionamiento, ahora sí
utilizando cálculos propios y no utilizando datos estadísticos que se habían utiliza-
do en la primera parte. A pesar de esto, el usuario debe tener claro que el primer
dimensionamiento es bastante válido para tener un primer diseño conceptual de la
aeronave. Así se puede observar en libros como Raymer [1], donde el dimensiona-
miento se queda solamente en la primera parte expuesta anteriormente.
7.3. Descripción y desarrollo del programa
En el siguiente apartado se explicará de una forma mas detallada cada uno de los
módulos que componen el programa, explicando los cálculos que se realizan en cada
uno de los desarrollos seguidos para su obtención; se debe tener en cuenta que a lo
largo de este apartado se intentará hacer referencia en todo momento al programa de
diseño, a fin de que se tenga una idea del posicionamiento de los módulos y tener una
idea mas precisa de como utilizar el programa; de todas formas, como ya se comentó
anteriormente, se deja en el Anexo Q, una guía de como utilizar el programa.
A fin de explicar de forma adecuada este desarrollo, se debe seguir el diagrama
expuesto anteriormente, ver figura 4, y por tanto se dividirá este apartado en las
dos partes que ya se habían explicado anteriormente; por un lado el diseño básico,
que supone el módulo de la Parte1.m y el Excel TablaTodoslosdatos.xlsx y por otro
lado el diseño avanzado, que corresponde al resto de módulos.
7.4. Diseño básico
El diseño básico comienza con la incorporación de datos al Excel TablaTodos-
losdatos.xlsx y para ello, antes de comenzar a incorporar cualquier tipo de dato, se
debe tener una idea del tipo de aeronave que se quiere diseñar; una de las primeras
decisiones que el usuario deberá tomar es la elección del tipo de propulsión de la
aeronave, es decir, una aeronave tipo jet o una aeronave propulsada mediante hélice.
Por otra parte, definida la propulsión de la aeronave, también será necesario es-
tablecer de una forma no muy detallada ciertos valores característicos de la aeronave
a diseñar; puesto que el usuario en esta parte del diseño no tiene una idea fija de
la aeronave, en el programa informático diseñado se deja, a fin de tener una ayuda,
una tabla de aeronaves similares a las existentes en el mercado.
De este modo el usuario no solo debe elegir el tipo de propulsión, si no también
elegir el tipo de aeronave que más se asemeja a la suya. Para ello se aporta en el
programa una tabla en el Excel del programa, donde se recogen un total de 13 tipos
de aeronaves. A cada aeronave le corresponde un número (del 1 al 13) ver tabla 1.
Por tanto el usuario solo tendrá que escribir el número correspondiente en la
53

Figura 5: Tabla de tipo de aviones que vienen incorporados en el propio programa,
Hoja1 del Excel TablaTodoslosdatos.xlsx del programa de diseño
casilla o celda del Excel de la hoja 3 TabladeTodoslosdatos.xlsx tal y como aparece
recogido en la ﬁgura 1, donde aparece la tabla donde el usuario debe rellenar los datos
a ﬁn de poder ejecutar el módulo de MATLAB del módulo parte1.m; se debe tener
en cuenta que en la elección del tipo de aeronave ya viene implícita la propulsión
que utilizará.
Tabla 1: Datos de diseño básico de la aeronave, Hoja 3 del Excel TabladeTodoslos-
datos.xlsx del programa de diseño
54

Por otra parte, se debe tener en cuenta que para esta primera parte del diseño se
aportan para todas las aeronaves valores de referencia, que se han obtenido de libros
de referencia [1] y [2], a fin de que el usuario pueda realizar una primera aproximación
sencilla de la aeronave a diseñar; por tanto a lo largo de todo el desarrollo que se
realizará a continuación, se debe tener en cuenta que el usuario tiene ya en primera
instancia todos los datos, aunque puede cambiarlos, y sencillamente solo tendrá que
elegir el tipo de aeronave que quiera y definir su misión de vuelo (se explicará en la
parte de dimensionamiento).
7.4.1. Dimensionamiento
Se establece en esta parte, como objetivo principal, el cálculo del peso máximo
al despegue de la aeronave y el peso del combustible necesario para la misión de
vuelo. Es en esta parte del diseño donde el usuario tendrá que comenzar a delimitar
su diseño.
Una vez definido esto, se plantea la misión de vuelo; puesto que la herramienta
realizada para el diseño de aeronaves abarca distintos tipos de aeronaves, es necesario
delimitar el tipo de misión en dos partes, por un lado una parte fija, que se supondrá
común para cualquier aeronave, y por otro una parte que variará en función del tipo
de misión que quiera plantear el usuario.
Las partes que componen la misión de vuelo en el diseño básico, al igual que
la forma en la que se aportan en la herramienta informática, queda definida en el
anexo A del presente proyecto.
Establecidas las etapas de la misión de vuelo, bastará con ejecutar el programa
de MATLAB correspondiente al módulo Parte1.m, para obtener los valores finales,
tanto de peso máximo al despegue W0, peso final de combustible Wft y el peso de
combustible gastado en cada etapa Wfi. La forma de utilizar el programa a fin de
implementar la misión queda definido en la guía del programa Anexo Q del presente
proyecto.
7.4.2. Relación empuje/peso y carga alar
En esta parte del módulo de MATLAB Parte1.m, donde se podrá obtener una
tabla que muestre tanto la carga alar como la relación empuje peso; dos variable de
gran importancia en el diseño de aviones.
La carga alar se trata de un parámetro que relaciona el peso de un avión en
función de la superficie alar del mismo y la relación empuje-peso, tal como indica
su nombre, relaciona el empuje de una aeronave en función de su peso. Una vez
obtenidas estas dos variables, al calcular el peso total de la aeronave (dimensiona-
miento), se podrá estimar tanto la superficie alar de la aeronave como la propulsión
que requerirá, si bien debe tenerse en cuenta que esta es una aproximación al alza,
es decir el empuje obtenido estará sobredimensionado, es por ello que se realiza en
la parte de diseño avanzado un segundo estudio de estos dos parámetros en el RFP
55

(ver apartado 7.2.2), a fin de afinar la obtención del empuje necesario, y de este
modo poder elegir el motor que necesitará el avión de una forma más eficiente.
Una vez elegido el tipo de motor de la aeronave, y establecido el tipo de avión en
función de la tabla aportada por el programa explicada anteriormente, se pasará a
continuación a explicar los distintos cálculos realizados en función de distintos tipos
de actuaciones supuestas de la aeronave a diseñar.
En este caso se tienen dos vertientes, en función del tipo de propulsión. Es decir,
en el caso de que la aeronave tenga propulsión tipo jet se hablará de la relación
empuje-peso (T/W) y en el caso de tener un motor propulsado por hélice el término
utilizado será Potencia-peso (P/W); cualquiera de estos dos términos definen bási-
camente lo mismo, sin embargo, de este modo le será más fácil al usuario comprender
el tamaño del motor, puesto que para motores con hélices la mayoría de fabricantes
hablan de potencia y para motores a reacción se utiliza el empuje.
Finalizada esta parte del módulo de MATLAB, el programa informático dispon-
drá al usuario del valor máximo de la relación empuje/peso y el valor mínimo de
carga alar, ya que estos serán los valores limitantes a la hora de diseñar la aeronave.
Las ecuaciones que se aplican de mecánica del vuelo para hallar estas dos variables
se dejan expuestas en el Anexo B del presente proyecto.
7.5. Diseño Avanzado
Una vez finalizado el diseño básico, se tiene en estos momentos una aproximación
de la aeronave, sin embargo, en ningún caso se ha especificado la geometría de la
aeronave ni se han estudiado ciertos aspectos necesarios en un diseño conceptual.
Se tiene por tanto en esta parte del diseño, los valores que se han incorporado,
ver tabla 1, y los valores obtenido en el módulo Parte1.m, es decir, una aproximación
del peso total de la aeronave, la relación empuje peso y la carga alar, lo que supone
tener el empuje y la superficie alar.
Teniendo estos datos ya se puede seguir con el proceso de diseño, siguiendo el
diagrama del programa, ver figura 4, se pasará a continuación a definir cada uno de
lo módulos de MATLAB y Excel que restan por explicar y que componen la parte
del diseño avanzado.
7.5.1. Módulo de Geometría
Una vez realizada la primera parte, donde se han obtenido datos comentados, es
posible ahora tener una estimación no excesivamente precisa, pero al menos válida,
del tamaño de la aeronave a diseñar.
Multiplicando el valor obtenido del peso por la relación empuje-peso se tiene el
empuje necesario y por tanto el usuario ya podrá elegir un motor del mercado que
podría utilizar la aeronave. Por otra parte, si se divide la carga alar entre el peso
56

del dimensionamiento, se tendrá la superficie alar estimada.
Dichos valores se incorporan directamente en el Excel TablaGeometría.xlsx y en
el módulo de MATLAB Geometría.m, a partir de la función PasarDatosalModuloDe-
Geometria.m, que se activa al ejecutar el código de MATLAB de Parte1.m.
Se debe tener en cuenta que en este momento el usuario deberá antes de ejecutar
el módulo Geometría incorporar ciertos valores en el Excel TablaGeometria.xlsx.
Se utilizará el valor de la superficie alar y del peso obtenido en el dimensiona-
miento, a fin de poder obtener ciertos parámetros geométricos de la aeronave, y así
al menos tener un boceto conceptual de la aeronave, y no basarse todo el estudio en
datos empíricos, que son los que hasta este punto se han utilizado.
Por otra parte, todos los datos y ecuaciones incorporadas a la hoja del Excel
del módulo TablaGeometría.xlsx, se encuentran explicadas detalladamente en el
anexo del presente proyecto, Anexo Q.
El estudio de la geometría se centrará en tres elementos básicos de la aeronave,
que son el fuselaje, el ala y la cola de la aeronave.
El diseño gráfico del fuselaje, las alas, colas y resto de componentes de la aeronave
no son objeto del trabajo, si bien se pueden mencionar ciertos programas que pueden
ser de utilidad al usuario a fin de completar y tener un sketch o boceto lo más
adecuado posible a la realidad; dichos programas pueden ser OpenVsp de código
libre, o el programa de diseño gráfico Catia, que si bien es de pago permite realizar
la mayoría de funciones mediante la versión de estudiante.
De este modo a partir de los datos que se obtengan de esta parte del programa se
podrá realizar el diseño gráfico de la aeronave; por otra parte, muchos de los valores
de los parámetros que se aportarán a continuación serán necesarios más adelante en
el estudio de de pesos y para el módulo de aerodinámica
7.5.1.1 Fuselaje
Existen muchos métodos para estimar inicialmente el tamaño de fuselaje reque-
rido, si bien muchos de ellos requieren de una gran cantidad de datos específicos,
puesto que, para ciertos tipos de aviones, el tamaño del fuselaje está determinado
estrictamente por “restricciones del mundo real”. Por ejemplo, un avión de pasajeros
grande dedica la mayor parte de su longitud al compartimiento de pasajeros. Una
vez que se conoce el número de pasajeros y se selecciona el número de asientos, la
longitud y el diámetro del fuselaje están esencialmente determinados.
Puesto que en la fase en la que se encuentra el diseño no se tienen datos tan
específicos de la aeronave, o al menos el objeto de este estudio no es el de especificar
el interior de la aeronave de una forma tan detallada, se ha elegido como método
el utilizado en el libro de referencia [1], donde se utiliza una ecuación de datos
empíricos que se basan únicamente en el peso bruto de despegue y proporcionan
correlaciones notablemente buenas con la mayoría de las aeronaves existentes, lo
57

que supone obtener la longitud del fuselaje de forma sencilla. Dicha ecuación se
plantea a continuación:
L = aW0
C
(1)
Donde a y C son dos parámetros que dependen del tipo de aeronave elegida, y que
aparecen recogidos en la hoja 1 del Excel TablaGeometria.xlsx, L será la longitud del
fuselaje calculada y W0 es el peso total que se calculó en la Parte1.m. Los valores de a
como de C, se obtienen directamente de la tabla 2 donde se establecen sus valores en
función del tipo de aeronave, y que también se encuentra integrada dentro del Excel
del programa. Téngase en cuenta que la columna que aparece en dicha tabla vacía
corresponde al valor de la longitud de fuselaje calculado y que una vez ejecutado el
módulo de la parte1.m aparecerá el valor en la ﬁla correspondiente a tipo de aeronave
elegida.
Tabla 2: Datos para el cálculo de la longitud del fuselaje según tipo de aeronave
elegida, Hoja1 del Excel TablaGeometria.xlsx del programa de diseño
De esta forma ya se tendrá una longitud de referencia de la aeronave a diseñar,
falta por determinar las secciones de dicho fuselaje, como ya se ha comentado el
presente trabajo no tiene como objeto este tipos de detalles de la aeronave, será
por tanto trabajo del diseñador o usuario del programa informático el establecer
las secciones del fuselaje, si bien se dejarán a continuación ciertas consideraciones a
tener en cuenta para su realización.
Uno de los principales parámetros que se ha de tener en cuenta es el tipo de
aeronave que se está diseñando, puesto que no es lo mismo diseñar una aeronave
que va a transportar pasajeros y que por tanto requiero de toda la ornamentación
de asientos, zonas para el equipaje, lavabos etc. . . , que por ejemplo diseñar una
aeronave para transporte de carga donde se necesita de un espacio adecuado para
incorporar aquella carga para la que se destina dicha aeronave; es por ello que este
factor limitará posibles tipos de las secciones de fuselaje.
58

Otro factor importante será la propia estructura del fuselaje, como ya es sabido
la mayoría de fuselajes de aeronaves se encuentran presurizados, es por tanto que
la mayoría de los fuselajes presentan secciones circulares o cónicas, a fin de repartir
de forma más uniforme las fuerzas generadas por las diferencias de presión entre el
interior de la cabina y la parte exterior donde navega la aeronave; por otra parte las
fuerzas de sustentación y de resistencia también afectan al propio fuselaje, por lo
que también la estructura del mismo debe ser la adecuada para ser estructuralmente
resistente y evitar su rotura catastrófica.
Por último, en la geometría del fuselaje se puede definir lo que se conoce como
fineness ratio o relación de finura del fuselaje, la cual es la relación entre la longitud
del fuselaje y su diámetro máximo.
Si la sección transversal del fuselaje no es un círculo, se calcula un diámetro
equivalente a partir del área de la sección transversal.
De este modo se puede determinar el diámetro máximo del fuselaje, puesto que
según [1], teóricamente, para un volumen interno fijo, la resistencia en régimen subsó-
nico se minimiza con una relación de finura de aproximadamente 3.0, encontrándose
la mayoría de los aviones convencionales en estos valores.
Se puede utilizar por tanto una relación de finura del fuselaje obtenida de datos
históricos de otras aeronaves, junto con la estimación de la longitud, para desarrollar
el diseño inicial del fuselaje, siempre teniendo en cuenta todo lo comentado en el
apartado.
Por otra parte, una vez que se tenga en mente el ancho máximo y longitud del
fuselaje, será necesario establecer el mismo de una manera específica, puesto que
para el módulo de aerodinámica serán necesario calcular la superficie mojada del
fuselaje (Swetted, parámetro que será explicado mas adelante) a fin de calcular la
resistencia generada por la estructura del fuselaje del avión.
Por ello, para el cálculo de la superficie, y también como ayuda a la creación del
fuselaje, se puede seccionar el fuselaje en cuatro partes, tal y como aparece recogido
en el libro de referencia [6], de este modo cada una de estas cuatro partes corresponde
a un cuerpo de revolución, de los cuales se calculará la superficie exterior (también
se calculará el volumen del fuselaje a mayores),y se sumarán obteniendo la superficie
total del fuselaje. El cálculo comentado aparece recogido en el anexo C del presente
proyecto.
7.5.1.2 Ala
Hasta este momento, lo único que se tenía en relación al ala era el Aspect Ratio
(A), que se trata de una relación entre la envergadura y la superficie alar, si bien
una vez que se realice la primera parte, se tiene el valor aproximado de carga alar,
por lo que ahora mismo es posible definir de una forma más adecuada dicha ala,
se pueden obtener los valores de la envergadura y se pueden empezar a dar otros
valores como la relación de cuerdas o el valor de la cuerda media.
59

Se debe tener en cuenta que el valor de la superficie obtenida incluye el área que
se extiende hasta la línea central del fuselaje.
De este modo, se pasa a continuación a establecer los parámetros esenciales
que definen la geometría del diseño del ala de una aeronave, y la influencia teórica
que estos parámetros suponen en el comportamiento tanto de estabilidad como de
generación de fuerzas de sustentación y que por tanto pueden servir de guía al
usuario para determinar un valor aproximado.
Los valores que tome el usuario sobre estos parámetros se basarán por tanto en
valores históricos de otras aeronaves (como es el caso del uso del Aspect Ratio),
o a partir de estudios estadísticos y utilizando las consideraciones teóricas que se
aportarán a continuación.
Por otra parte, al igual que se explicó en el caso del fuselaje, en el ala también son
necesarios tener en cuenta ciertos compromisos estructurales en el diseño, puesto que
en la mayoría de aeronaves el combustible se guarda en las alas (lo cual implica zonas
con peso y que requieren de ciertos espesores) y los motores de ciertas aeronaves
también se incorporan en las alas.
Teniendo en cuenta esto último comentado, las alas de la aeronave no solo será
un elemento que soporte la fuerza de sustentación, sino también una zona que debe
soportar de la incorporación de elementos con gran peso y que requieren que estas se
encuentren reforzadas de forma adecuada, integrando componentes como costillas
y larguerillos; si bien, tal y como se ha dicho en el estudio, estos detalles no se
están teniendo en cuenta en el programa de diseño, pero ciertamente a medida que
se avance en el diseño de una aeronave, el usuario se tendrá que enfrentar a estos
compromisos, y por tanto se deja en esta sección estos factores a fin de poder tenerlos
en cuenta en esta primera fase del diseño conceptual.
En esta sección solamente se estudiará la geometría del ala y no la parte pura-
mente aerodinámica, que se explicará más adelante una vez definida el ala.
Lo primero que se debe determinar es la forma en planta de las alas de la aeronave
a diseñar, dentro de la forma toman parte ciertos parámetros, como son el Aspect
Ratio (alargamiento), la flecha, espesor, tapper ratio (estrechamiento), torsión y
diedro.
Las ecuaciones utilizadas para el cálculo de los parámetros comentados del ala
se encuentran recogidos en el anexo D del presente proyecto.
7.5.1.3 Cola
Para la estimación del tamaño de la cola de la aeronave en el diseño inicial se
utiliza un enfoque histórico o estadístico.
El propósito principal de una cola es contrarrestar los momentos producidos por
el ala. Por lo tanto, se deduce que existe una relación directamente proporcional
entre los dos, como se puede determinar al examinar las ecuaciones de momento en
60

el estudio de estabilidad, que si bien no se tratará en el presente apartado, se verá
más adelante, en fases del diseño más avanzadas.
En resumen, la fuerza debida a la elevación de la cola es proporcional al área de
la cola. Por lo tanto, la efectividad de la cola es proporcional, según [1], al área de
la cola multiplicada por el brazo del momento de la cola, en general este momento
se mide con respecto al cuarto de cuerda del ala. Este producto tiene unidades de
volumen, lo que lleva al método del “coeficiente de volumen de la cola"(CT ) para la
estimación inicial del tamaño de la cola. La adimensionalización del coeficiente de
volumen de cola requiere que el producto definido (brazo × superficie) se divida por
alguna cantidad con unidades de volumen.
Puesto que en Raymer [1] ya se dispone de una tabla con datos empíricos de
coeficientes de volumen de cola adimensionalizados, en función del tipo de aeronave,
la adimensionalización seguida será la misma que la que se expone en el libro de
referencia, que supone por tanto que, para el coeficiente de cola vertical adimensio-
nalizado se tenga que:
CV T =
LV T SV T
bwSw
(2)
Donde LV T es el brazo o longitud, de la cola vertical con respecto a 1/4 de la
cuerda del ala, SV T es la supuesta superficie de la cola que se quiere calcular, bw es la
envergadura del ala, término que ya se encuentra calculado en el anterior apartado,
y Sw la superficie del ala, ya calculada en el dimensionamiento de la primera parte.
En el caso del coeficiente de cola horizontal adimensionalizado se tiene que:
CHT =
LHT SHT
CwSw
(3)
En este caso LHT es el brazo o longitud de la cola horizontal con respecto a 1/4
de la cuerda del ala, SHT es la supuesta superficie de la cola que se quiere calcular,
Sw ya explicado anteriormente, y por último Cw, que es el valor de la cuerda media
aerodinámica del ala, ya calculada anteriormente.
De este modo una vez definidos estos dos coeficientes, se puede obtener las su-
perficies de la cola horizontal y vertical, a partir de:
SHT =
CHT CwSw
LHT
(4)
SV T =
CV T bwSw
LV T
(5)
Donde faltan por obtener los valores de los brazos LV T y LHT y el valor de los
coeficientes; la obtencion de los mismos aparece recogido en el anexo E del presente
61

proyecto.
7.5.2. Módulo de Aerodinámica
En el anterior módulo se ha establecido de una forma general las geometrías del
fuselaje, colas de la aeronave y alas. De este modo, con todos los datos obtenidos se
podrá llevar a cabo el módulo de aerodinámica.
Siguiendo el esquema, ver figura 4, una vez terminado de ejecutar el MATLAB
Geometría.m, el usuario deberá entrar en el Excel TablaAero.xlsx para luego poder
ejecutar el módulo de MATLAB Aero.m. Se pasará, en este apartado a explicar los
cálculos que se realizarán en dicho módulo.
Se llevará a cabo en este momento el estudio de la aerodinámica, puesto que si
se quiere continuar con el proceso de diseño de la aeronave, se requieren estos datos,
ya que la mayoría de ecuaciones que se tratarán en el módulo de diseño avanzado,
las cuales son ecuaciones de mecánica del vuelo, dependen de la sustentación y de
la resistencia generada por la aeronave.
Por tanto, en el estudio de aerodinámico seguido abarca desde la elección de
perfiles hasta el cálculo de coeficientes de sustentación y de resistencia para el diseño
avanzado.
Tal y como ocurría en el anterior módulo, las fórmulas que se utilicen en los dis-
tintos apartados explicados, aparecerán recogidas en el anexo del presente proyecto
y serán incorporadas al programa de diseño, con lo que el usuario solo tendrá la
necesidad de aportar los valores de los parámetros pedidos.
El estudio aerodinámico se dividirá en dos partes, por un lado se realizará un
estudio de la sustentación, la cual se dividirá a su vez en la parte correspondiente a
perfiles y la parte en 3D, referente al ala de la aeronave y también a la aerodinámica
referente al avión completo; y por otro lado se realizará una segunda parte de estudio,
relacionado con el coeficiente de resistencia.
De este modo, se pasa a continuación a describir la primera parte referente a la
sustentación.
7.5.2.1 Estudio del coeficiente de sustentación
Estudio de perfiles
En primera estancia, el primer parámetro que se tendrá que determinar para el
diseño de la aerodinámica de una aeronave es el perfil del ala, es decir la forma que
tendrá la sección del ala, y las propiedad aerodinámicas que este tendrá. Básicamente
es una forma simple de tener una idea en 2D de cómo funcionará aerodinámicamente
el ala.
62

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