DESCRIPCIÓN DE LOS CONTENIDOS DE LOS ESTANDARES DE AERONAVEGABILIDAD INTRODUCCIÓN AL DNAR Parte 23

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1 DESCRIPCIÓN DE LOS CONTENIDOS DE LOS ESTANDARES DE AERONAVEGABILIDAD INTRODUCCIÓN AL DNAR Parte 23 Introducción En este apunte describiremos cómo, primero en forma general, se disponen los contenidos de los estándares de aeronavegabilidad y luego nos abocaremos a hacer hincapié en los estándares que son requeridos en el DNAR Parte 23 (de aquí en más DNAR23) y que están relacionados al diseño estructural. Luego analizaremos el Apéndice A del DNAR23 y veremos un ejemplo en donde se determinarán los parámetros necesarios para establecer las cargas sobre el ala. General Cómo se ha mencionado, en los EEUU la aviación civil depende del Departamento de Transporte y está regulada por la Federal Aviation Administration la cual, a través de los Códigos de Regulación Federal (CFR Titulo 14: Aeronautical and Space), establece las regulaciones, entre otras, a ser aplicadas para la certificación de aeronaves y partes, comúnmente llamadas FAR. En nuestro País estas regulaciones, como se nombró, son aplicadas por la Dirección Nacional de Aeronavegabilidad, organismo que depende de la ANAC, Secretaría de Transporte, Ministerio de Planificación Federal, Inversión Pública y Servicios. Con estos cambios realizados en los últimos años la autoridad Aeronáutica Nacional se asemeja más a la autoridad de EEUU, este comentario viene al caso porque antiguamente la autoridad Argentina dependía de la FAA con lo cual generaba ciertos inconvenientes la aplicación de los requerimientos. Así todo, es necesario aun agiornar la normativa actual debido a que aun hay discrepancias, por mencionar una de ellas el DNAR Part 23 o el 25 no están en castellano. El capítulo 1 del Código de Regulación Federal (CFR 14, EEUU), se ha dividido en los siguientes subcapítulos (de la misma manera se ha hecho aquí): A : Definiciones. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 1

2 B: Reglas de procedimiento C: Aeronaves (aircraft). Los subcapítulos se dividen en partes. Subcapítulo A - Parte 1: Definiciones y abreviaturas Parte 3: Requerimientos generales Entre otras. Subcapítulo B - Parte 11: Parte 13: Parte 15: Subcapítulo C - Parte 21: Procedimiento de Certificación de Productos y Partes Parte 23: : Aeronaves categoría normal, utilitaria, acrobática y commuter Parte 25, etc. Como se ha mencionado en otros apuntes. A su vez todos las partes se dividen en subpartes llamadas A, B, C, D, etc las cuales a la vez se dividen en secciones. Este tipo de designación se mantiene en cada una de las partes, adaptándose la cantidad de letras de acuerdo al tipo de estándar a abordar. DNAR Parte 23- Estándares de aeronavegabilidad: aeronaves categoría normal, utilitaria, acrobática y commuter. Las subpartes en las que se divide ésta son: A General B Vuelo C Estructuras D Diseño y construcción E Plantas de poder F Equipamiento G Límites de operación e información Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 2

3 También se encuentran los DNAR23 especiales (SFAR23) que se aplica a aeronaves que operan bajo DNAR parte 135 (aeronaves de transporte no regular). A continuación se traducirá la subparte A para ver la aplicabilidad, requerimientos y definir las categorías de las aeronaves que están comprendidas en ella. Subparte A - General 23.1 Aplicabilidad a) Esta subparte establece los estándares de aeronavegabilidad para la obtención del Certificado Tipo y cambios sobre dicho certificado para aquellas aeronaves comprendidas en las categorías normal, utilitaria, acrobática y commuter. b) Toda persona que cumpla con el DNAR parte 21 (Procedimientos de certificación de productos y partes) para la obtención de un certificado tipo o modificación o cambio de éste, deberá mostrar el cumplimiento de los requerimientos aplicables en esta parte Requerimientos retroactivos Este punto describe los elementos de seguridad que deberán incluir las aeronaves de cualquier categoría que están incluidas en estos estándares, por el momento no entraremos en detalle sobre éste tema Categoría de aeronaves a) La categoría normal estará limitada a aquellas aeronaves que posean una configuración menor o igual a nueve asientos, excluyendo los de la tripulación, y con un peso máximo de despegue de Kg ( Lb) o menor, las cuales no podrán realizar maniobras acrobáticas. Estas maniobras incluyen: Cualquier maniobra que incida sobre un vuelo normal Pérdidas (excepto pérdida en ascenso) Ocho perezoso, chandeles, virajes escarpados cuyo ángulo de viraje sea superior a 60. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 3

4 b) La categoría utilitaria estará limitada a aquellas aeronaves que posean una configuración menor o igual a nueve asientos, excluyendo el de la tripulación, y con un peso máximo de despegue de Kg ( Lb) o menor, las cuales podrán realizada maniobras acrobáticas limitadas. Las aeronaves certificadas en esta categoría pueden ser utilizadas en cualquiera de las operaciones de vuelo nombradas en el párrafo a) de esta sección. Las maniobras acrobáticas incluyen: Barrena (sí es que esta maniobra está aprobada para un tipo de aeronave en particular). Ochos perezosos, chandeles, virajes escarpados cuyo ángulo de viraje sea superior a 60. c) La categoría acrobática estará limitada a aquellas aeronaves que posean una configuración menor o igual a nueve asientos, excluyendo el de la tripulación, y con un peso máximo de despegue de Kg ( Lb) o menor, las cuales podrán realizar cualquier maniobra acrobática. Cualquier otra aeronave que no esté contemplada aquí, deberá demostrar su comportamiento en vuelos de prueba. d) La categoría commuter estará limitada a aquellas aeronaves que posean una configuración menor o igual a diecinueve asientos de pasajeros, excluyendo el de la tripulación, propulsadas por hélices, multimotor y con un peso máximo de despegue de Kg ( Lb) o menor, las cuales no podrán realizar maniobras acrobáticas como las descriptas en a) de esta sección. Esto nos da una idea de como ubicarnos con el tipo o categoría de aeronave que queremos diseñar para luego, si se deseara, proceder a obtener un Certificado Tipo. También con este tipo de requerimientos nos aseguraremos de cumplir con ciertos mínimos, es decir que nuestra aeronave nos brindará un grado de seguridad apropiado. Debido a lo engorroso del proceso para la certificación de una aeronave, y teniendo en cuenta que la mayoría de las aeronaves usadas en aviación general, es decir en la aviación de pequeño porte como la que se encuentra en aeroclubes, etc.; la FAA generó una simplificación de los procedimientos establecidos en el FAR23 incorporando a éste el Anexo A. Este contempla el caso de certificación de una aeronave monomotor, tipo Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 4

5 convencional, con un peso máximo de despegue de Kg (6.000 Lb) (se verá más adelante, en este mismo apunte). Si bien los parámetros de velocidades, coeficientes de seguridad, y otros requisitos están en un total acuerdo con el caso general establecido en el DNAR23 (FAR23), esta simplificación es de suma utilidad para entender estos tipos de procedimientos. Seguiremos abordando el tema en forma genérica y más adelante nos referiremos al Anexo A específicamente. La subparte B se estudiará de manera parcial ya que varias de los requerimientos establecidos se refieren a aeronaves de mayor porte (categoría Commuter, multimotores y con pesos de despegue superiores a las 6000 Lb) que las de aviación general que hemos nombrado y están más referidas a pruebas o ensayos en vuelo para la demostración del requerimiento. Este apunte y los alcances de esta materia apuntan, por un lado, a introducir conceptos de diseño y certificación, y por otro a englobar conocimientos adquiridos para luego ser aplicados, en conjunto, al diseño de aeronaves. Subparte B - Vuelo GENERAL Prueba de cumplimiento a) Cada requerimiento de esta subparte debe cumplir con una apropiada combinación de pesos y centro de gravedad para los rangos de condiciones de carga que sean requeridos para la certificación. Esto se deberá demostrar: 1. Mediante pruebas sobre la aeronave de acuerdo a lo requerido para la certificación, o mediante calculo basado en estas pruebas, siempre que se tenga un grado de precisión igual al logrado en ellas. 2. Mediante una investigación sistemática de cada probable combinación de pesos y centros de gravedad. b) También se establecen tolerancias generales a ser tenidas en cuenta en las pruebas de vuelo. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 5

6 Límites de distribución de cargas Se deberán establecer rangos de pesos y centros de gravedad en donde la aeronave pueda ser operada de manera segura, además se deberá incluir el rango de la posición lateral del centro de gravedad para poder evaluar si alguna condición particular de carga pudiera provocar una variación importante en la posición de éste. Si una baja cantidad de combustible afectara en forma adversa la estabilidad o el balanceo de la aeronave, ésta deberá ser evaluada en pruebas de vuelo bajo esta condición simulándola como si existiera una cantidad de combustible usable igual a 1 galón (3,78 Lt) por cada 12 HP de potencia máxima continua del motor o de los motores Límites de peso a) Peso máximo. Este es el peso máximo que cumple con cada requerimiento establecido en esta parte (que también se corresponde con el peso de despegue de diseño). El peso máximo se deberá establecer como sigue: 1) No mayor que el menor de: i) El máximo peso establecido por el solicitante que desea certificar, o ii) El máximo peso que cumple con cada condición de carga estructural aplicable en esta parte, o iii) El máximo peso que cumple con cada uno de los requerimientos de vuelo que se enuncian en esta parte y 2) No menor que el peso con: i) Cada asiento ocupado con un peso de 170 Lb para las categorías normal y commuter o de 190 Lb para las categorías utilitaria y acrobática (a no ser que se especifique otro peso en las placas) y A) el o los depósitos de aceite a su máximo nivel y B) suficiente combustible para operar la aeronave durante media hora, vuelo VFR, a una tasa de revoluciones correspondiente a la máxima potencia continua y al menos 45 min para aeronaves con capacidad de vuelo VFR nocturno e IFR, o Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 6

7 ii) la mínima tripulación requerida y el o los tanques de aceite y combustible a su máximo nivel. b) Peso mínimo. Este es el peso mínimo que cumple con cada requerimiento establecido en esta parte. Este deberá ser establecido no debiendo ser superior a la suma de: 1) El peso vacío que se determinará de acuerdo a ) El peso para la mínima tripulación requerida para la operación (asumiendo el peso de 170 Lb por cada tripulante) y 3) El peso de: i) Para aeronaves propulsadas por turbinas, el 5% del total de la capacidad de combustible. ii) Para otras aeronaves, suficiente combustible para operar la aeronave durante media hora a una tasa de revoluciones correspondiente a la máxima potencia contínua. Como se puede observar, los requerimientos que se han establecido en estas líneas son puntos a cumplir cuando se desee hacer una certificación y cumplir con los ensayos en vuelo. Hasta aquí se trató el tema de los pesos y las posiciones de éstos para luego poder analizar las cargas que actuarán en las estructuras cuando se vea la subparte C. Con esto vimos lo necesario para que una aeronave pueda cumplir con los requerimientos de ensayo en vuelo para demostrar cumplimiento del DNAR23. Como se informo, no se verán ciertas subpartes ya que escapan del alcance de este apunte Peso vacío y su correspondiente centro de gravedad a) El peso vacío y la posición del centro de gravedad se deberá determinar realizando el pesaje de la aeronave bajo las siguientes condiciones: 1) lastre fijo (elementos fijos a la aeronave) 2) Combustible no usable determinado de acuerdo a y 3) Resorvorios de fluidos a su máximo nivel: i) Aceite Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 7

8 ii) Aceite hidráulico y iii) Otros fluidos necesarios para la operación normal de los sistemas de la aeronave, excepto el agua potable de lavatorios y, en caso de corresponder, el agua utilizada para la inyección en los motores. b) La condición para la determinación del peso vacío de la aeronave debe estar bien definida y el procedimiento deberá ser de tal manera que los resultados sean repetitivos Lastre removible Este tipo de lastre puede ser utilizado para demostrar cumplimiento con los requerimientos de esta subparte si: a) el elemento y lugar en donde se deposite el lastre esté apropiadamente diseñado, instalado y señalizado o marcado de acuerdo a y b) Las instrucciones hallan sido incluidas en el manual de vuelo, en el manual aprobado de materiales, o que se halla marcado y puesto en placas identificatoria la apropiada ubicación del lastre removible bajo cada condición de carga para cada lastre removible, si fuera necesario. PERFORMANCES General NOTA: No se desarrollará totalmente esta sección, se verá lo más general a) A no ser que se prescriban otras condiciones, los requerimientos de performances de esta subparte deberán determinarse en condiciones de aire calmo; y 1) condiciones de atmósfera estándar para las categorías normal, utilitaria y acrobática; o 2) condiciones atmosféricas ambientales para la categoría commuter Velocidad de pérdida a) Vso será la velocidad de pérdida, si fuera posible obtenerla, o la mínima velocidad estacionaria, en nudos (CAS, calibrated air speed), en la cual la aeronave sea controlable con: Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 8

9 1) condiciones de empuje o potencia aplicada de acuerdo a lo establecido en al punto e) de esta sección 2) hélice en posición de despegue 3) tren de aterrizaje en condición extendida 4) flaps en condición de aterrizaje 5) flaps de refrigeración del motor cerrados 6) el centro de gravedad en la posición más desfavorable dentro de los rangos admisibles para el despegue; y 7) el peso utilizado cuando Vso sea usada como un factor para determinar cumplimiento con un requerido estándar de performance. b) La Vso, al máximo peso, no deberá exceder los 61 Knots (aprox. 111 km/h) para: 1) aeronaves monomotores 2) aeronaves multimotores con un peso máximo no mayor de 6000 Lb. c) Vs1, será la velocidad de pérdida, si fuera posible obtenerla, o la mínima velocidad estacionaria, en nudos (CAS, calibrated air speed), en la cual la aeronave sea controlable con: 1) condiciones de potencia o empuje establecidos de acuerdo a el punto e) de esta sección; 2) hélices en posición de despegue; 3) la aeronave en las condiciones de acuerdo al estado del ensayo para el cual ha sido utilizada la Vs1; 4) el peso utilizado cuando ha sido usada la Vs1 como un factor para la determinación de cumplimientos de performances estándar. d) Vso y Vs1 podrán ser determinadas en ensayos en vuelo utilizando de acuerdo a los procedimientos especificados en e) Las siguientes condiciones de potencia o empuje deberán ser utilizados para cumplir con los requerimientos de esta sección: 1) Para aeronaves equipadas con motores alternativos, con el motor en ralentí, acelerador cerrado o a una potencia tal que no produzca empuje a velocidades no mayores del 110% de la velocidad de pérdida. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 9

10 2) Para aeronaves equipadas con turbinas, el empuje no deberá ser superior a cero a la velocidad de pérdida, o si el empuje resultante no tiene un apreciable efecto en la velocidad de pérdida, con el motor en ralentí y acelerador cerrado. A continuación y con algunos nuevos conceptos, haremos referencia a las condiciones estructurales que deberán cumplir las aeronaves encuadradas en esta parte. Subparte C - Estructuras GENERAL Cargas a) Las solicitaciones están especificadas en términos de carga límite (carga máxima esperada en servicio) y carga ultima (carga límite multiplicada por el factor de seguridad establecido). b) A menos que haya que considerar otras, las cargas de aire, tierra y agua, deben estar en equilibrio con las fuerzas de inercia, considerando cada ítem de masa del avión. Estas cargas deben distribuirse conservativamente ó de manera tal de representar la situación real. c) Si las deformaciones provocadas por las cargas dan lugar a un cambio significativo en la distribución de cargas internas ó externas, se debe tener en cuenta esta redistribución de carga. d) Se puede utilizar un criterio de diseño estructural simplificado si del mismo no resultan cargas de diseño menores a las establecidas en (Condiciones de vuelo simétrico) hasta (Condiciones de cargas producidas por agua). Para aviones convencionales, monomotor con peso de diseño de hasta 6000 libras (2750 Kg), el criterio de diseño establecido en el Apéndice A de esta parte (23) es un equivalente aprobado de (Generalidades sobre cargas de vuelo) hasta (Dispositivos Especiales), estando las secciones intermedias referidas a: Envolvente de vuelo, Velocidades de diseño, Factores de carga de maniobra límites, Factores de carga de ráfagas, Dispositivos hipersustentadores, Condiciones de vuelo asimétrico, Condiciones de rolido, torque del motor, Carga lateral en las Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 10

11 bancadas de motores, Cargas asimétricas debidas a la falla de un motor, Cargas giroscópicas, Dispositivos controladores o limitadores de velocidad, Cargas en superficies de control, Cargas en sistemas de control y su estructura de soporte, Torque y fuerzas límites de control. Para el plano horizontal de cola se regula lo referido a: Cargas de balanceo, Cargas de maniobra, Cargas de ráfaga, Cargas asimétricas, Para el plano vertical se establecen requerimientos de: Cargas de maniobra y Cargas de ráfaga. Si se usa el Apéndice A, se debe reemplazar por este las correspondientes secciones de esta parte Factor de seguridad. Se debe utilizar un factor de seguridad de 1.5, a no ser que se determine otro valor Tensiones y deformaciones. a) La estructura debe ser capaz de soportar cargas límites sin experimentar deformaciones permanentes. A cualquier carga menor o igual a la carga límite la deformación no debe interferir la operación segura de la estructura. b) La estructura debe ser capaz de soportar por lo menos durante tres segundos cargas últimas sin fallar. Sin embargo cuando la prueba de resistencia se haga mediante un ensayo dinámico simulando condiciones de carga reales, no se debe aplicar el límite de tres segundos Prueba de la estructura. a) Para cada condición de carga crítica se debe demostrar que la estructura cumple con los requerimientos establecidos en Se puede utilizar un análisis estructural solo si el mismo es compatible con la estructura y la experiencia ha demostrado que se trata de un método confiable. En otros casos, se deben realizar esencialmente pruebas estructurales. Pruebas dinámicas, incluyendo pruebas estructurales en vuelo, son aceptables si se ha simulado la condición de carga de diseño. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 11

12 b) Ciertas partes de la estructura deben ser ensayadas como está especificado en la subparte D de esta parte (23). CARGAS DE VUELO General a) Los factores de carga de vuelo representan la relación entre la componente normal al eje longitudinal del avión de la fuerza aerodinámica y el peso del avión. Se dice que un factor de carga es positivo, cuando la fuerza aerodinámica actúa hacia arriba, respecto del avión. b) Se deben cumplir los requerimientos de carga de vuelo citados en esta subparte para: 1) Cada altura crítica dentro del rango de operación del avión. 2) Cada peso entre el mínimo y máximo de diseño. 3) Cada altura y peso requeridos, para cada distribución de carga practicable dentro de las limitaciones de operación especificados en hasta Condición de vuelo simétrico a) Al calcular las fuerzas de inercia lineal y cargas actuantes sobre el ala, correspondientes a alguna condición de vuelo simétrico especificada en hasta , se debe considerar una carga de balanceo sobre el estabilizador horizontal de una manera racional o conservativa. b) El incremento de la carga sobre el estabilizador horizontal debido a una maniobra o ráfaga, debe ser considerado proporcional a la inercia angular del avión y se debe estimar de una manera racional o conservativa Envolvente de vuelo a) General. Se debe demostrar el cumplimiento de los requerimientos de resistencia para cualquier combinación de velocidad respecto del aire y del factor de carga sobre y dentro de los límites de la envolvente de vuelo, (una similar a la del párrafo (d) de esta sección), que representa la envolvente de las condiciones de cargas de Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 12

13 vuelo especificadas por un criterio de maniobra y carga de ráfaga en los párrafos (b) y (c) respectivamente de esta sección. b) Envolvente de maniobra. Excepto cuando esté limitado por el máximo coeficiente de sustentación, el avión se considera sujeto a maniobras simétricas, resultando los siguientes factores de carga límites: 1) El factor de carga de maniobra positivo especificado en a velocidades menores o iguales a V D. 2) El factor de carga negativo especificado en a V C. 3) Factores que varían linealmente con la velocidad desde el valor especificado a V C hasta 0.0 a V D para las categorías normal y commuter, -1.0 a V D para las categorías utilitario y acrobático. c) Envolvente de ráfaga: 1) Se asume que el avión estando en vuelo recto y nivelado estará sujeto a ráfagas verticales simétricas. El valor del factor de carga límite debe corresponder a la condición determinada como sigue: i) Cuando el avión vuela a V C se deberá considerar ráfagas positivas (hacia arriba) y negativas (hacia abajo) de valor igual a 50 pies/segundo (15.25 m/s) para alturas entre el nivel del mar y pies (6100 m). Puede considerarse que la velocidad de ráfaga disminuye linealmente desde 50 pies/segundo a pies hasta 25 pies/segundo a pies. ii) Cuando el avión vuele a VD se deben considerar ráfagas positivas y negativas de 25 pies/segundo para alturas entre el nivel del mar y pies. Puede considerarse que la velocidad de ráfaga disminuye linealmente desde 25 pies/segundo a pies hasta 12.5 pies/segundo a pies. iii) En adición, para aviones categoría commuter, ráfagas bruscas positivas y negativas a VB deben considerarse para alturas entre el nivel del mar y pies. Puede considerarse que la velocidad de ráfaga disminuye linealmente desde 66 pies/segundo a pies hasta 38 pies/segundo a pies. 2) Se debe asumir lo siguiente: i) La forma de la ráfaga es: Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 13

14 U U = 2 de 2 π s 1 cos 25 C Donde: s = distancia penetrada en la ráfaga expresada en pies C = cuerda media aerodinámica del ala expresada en pies U de = Velocidad de ráfaga, respecto a la cual se hace referencia en el subpárrafo (1) de esta sección. El factor de carga de ráfaga varía linealmente con la velocidad entre V C y V D. 1. Envolvente de vuelo: +n n1 Ráfaga + a Vc Ráfaga + a Vd 1 VD Ráfaga - a Vd VS VA VC Velocidad (EAS) -n n2 Ráfaga - a Vc Corresponde a maniobras para las aeronaves categoría normal y commuter Corresponde a maniobras para las aeronaves categoría utilitaria y acrobática Envolvente de ráfaga y maniobra Velocidades de diseño Salvo en aquellos casos como el expuesto en el párrafo (a) (4) de la presente sección, las velocidades de diseño son velocidades equivalentes (EAS). a) Velocidad crucero de diseño, Vc: Para Vc se aplica lo siguiente: 1) Vc (en Knots ) no debe ser menor a la raíz cuadrada de: Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 14

15 i) W 33 * (para aviones categorías normal, utilitaria y commuter) S W ii) 36 * (para aviones categoría acrobática) S 2) Para valores de W/S mayores a 20, se puede considerar que el factor multiplicativo decrece linealmente desde 33 o 36 (según la categoría) para W/S = 20 hasta 28.6 para W/S = ) Es necesario que Vc no sea mayor que 0.9* V H al nivel del mar. 4) A alturas donde se establezca el valor de MD, la velocidad limitada por efectos de compresibilidad deberá ser seleccionada. b) Velocidad de picada de diseño, VD: Para VD se aplica lo siguiente: VC 1) VD/MD no debe ser menor que1,25 M 2) Llamando a Vc mín (Velocidad de crucero mínima requerida de diseño), la velocidad de crucero de diseño, Vc (en Knots ) no debe ser inferior a: i) 1.4*Vc mín ( para aviones categorías normal y commuter ). ii) 1.5*Vc mín ( para aviones categoría utilitaria ). iii) 1.55*Vc mín ( para aviones categoría acrobática). 3) Para valores de W/S mayores a 20, los factores multiplicativos de las expresiones del párrafo (b) (2) de esta sección, pueden ser disminuidos linealmente con W/S hasta llegar a valores de 1.35 para W/S = ) No es necesario mostrar cumplimiento con los párrafos (b) (1) y (2) de esta sección si VD/MD es tal que el margen mínimo de velocidad entre Vc/Mc y VD/MD es mayor que: i) El incremento de velocidad resultante al considerar la siguiente maniobra: se pica el avión, apartándolo de la condición de vuelo estabilizado a Vc/Mc, y C volando durante 20 segundos a lo largo de una trayectoria que tenga 7.5 menos que la inclinación de la trayectoria inicial, se lo llama con un factor de carga de 1.5 (un incremento de 0.5 veces la aceleración de la gravedad). Hasta llamar (tirar del bastón) el avión se debe considerar al menos el 75 % Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 15

16 de la potencia máxima continua para motores alternativos, y la potencia máxima de diseño para turbinas, o, si son menores, la potencia requerida para Vc/Mc para ambos tipos de motores. Cuando el piloto tira del bastón, puede reducir la potencia y utilizar los dispositivos de control de resistencia. ii) Mach 0.05 (en alturas donde MD se establece) c) Velocidad de maniobra de diseño VA, para V A se aplica lo siguiente: 1) V A no debe ser menor que V S n donde: i) V S es la velocidad de pérdida al peso de diseño, calculada con los flaps retraídos, basada normalmente en el máximo coeficiente de fuerza normal del avión, C N. ii) n es el factor de carga límite considerado en el diseño. 2) El valor de V A no debe ser mayor que el valor de V C usado en el diseño. d) Velocidad de diseño para la máxima intensidad de ráfaga, V B. Para V B se aplica lo siguiente: 1) V B no debe ser menor que la velocidad determinada por la intersección de la línea que representa el máximo coeficiente de sustentación normal y la línea que representa la velocidad instantánea de ráfaga en el diagrama V-n de ráfaga, o que ng V S1, o sea, V B debe compararse con cualquiera que resulte menor de ambos valores. Siendo: i) ng el factor de carga de ráfaga positivo del avión, con el peso particular en consideración y a la velocidad V C (en concordancia con , Factores de carga de ráfaga). ii) V S1 es la velocidad de pérdida con flaps retraídos con el peso particular en consideración. 2) Es necesario que V B no supere el valor de V C. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 16

17 Las deducciones de estas fórmulas se basan en las ecuaciones determinadas para establecer la sustentación de una aeronave, partiendo de: L= n1 W y L= 1/2 ρ V^2 S CL Operando con ambas expresiones y debido a que la mayoría de las aeronaves poseen alas con coeficientes de sustentación máximos próximos al valor de 1,35, se llegaría a una expresión final, que dependiendo de la categoría de la aeronave, será como las indicadas precedentemente. Veremos conceptualmente que representan las velocidades que han sido definidas. La velocidad que hemos llamado de maniobra (mínima), se refiere a aquella velocidad que por un lado cumple con los requerimientos y del punto de vista técnico representa la velocidad a la que es posible rotar la aeronave con la máxima deflexión de elevador de tal que no generará sobretensiones en, por ejemplo el ala de la aeronave. Es la máxima velocidad con la cual diseñamos la estructura para obtener un factor de carga límite para altos ángulos de ataque. Generalmente, para realizar un diseño cauteloso, se utiliza la mínima velocidad de diseño la cual debe estar bien marcada en el indicador de velocidad (arco verde) y en los documentos de la aeronave como placas y manuales de vuelo. Naturalmente el ala está protegida por sobrecarga porque antes se logra la pérdida del ala. Más allá de la velocidad de maniobra, y de acuerdo a la envolvente de vuelo determinada, el ala de la aeronave no estará protegida en cuanto a un exceso de carga, es decir, a velocidades superiores a Va no se podrá deflectar totalmente el elevador. La velocidad de picada de diseño puede ser determinada de varias maneras, pero nunca deberá ser menor que la establecida en el requerimiento no sólo porque cumpliendo con este se cumplirá con los procedimientos de certificación de la aeronave sino porque desde el punto de vista del diseño estructural nos da un grado de seguridad avalado por la experiencia que llevó a fijar estos mínimos. Algunos autores estiman a esta velocidad como aquella que es un 20% mayor que la máxima velocidad horizontal, otros por otro lado, establecen a la velocidad de picada como un porcentaje de la velocidad terminal (como se definió en otro apunte); esta es la que alcanzaría la aeronave en caída libre, es decir que al peso sólo se le opone la resistencia del Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 17

18 ala o de la aeronave. Si uno realiza los cálculos verá que procediendo de esta manera (con la velocidad terminal) la velocidad obtenida será extremadamente grande, no pudiendo tenerla en cuenta para el diseño porque como resultado tendríamos estructuras muy pesadas. Hay que recordar que estando en la condición D de la envolvente de vuelo el factor de carga deberá mantenerse con un valor constante (por ejemplo, 4,4 para la categoría utilitaria). En general la mayoría de los diseñadores toma a la velocidad de picada como la mínima que establece el requerimiento, con lo cual salvan varias dificultades. De lo hablado hasta ahora en cuanto a las velocidades, queda demostrar estas en ensayos de vuelo como se vio antes en este apunte, en ellos se definirá cuales serán las velocidades a tener en cuenta para la limitación de la operación de la aeronave, por ejemplo el operador de una aeronave no conoce cuando se menciona la velocidad de picada, se habla de velocidad de nunca exceder (VNE) la cual figura en los manuales de vuelo, placas, otros documentos y se delimita en el indicador de velocidad con el arco rojo. De esta manera sabrán que superando esta velocidad la estructura sufrirá daños y hasta podría producirse la rotura del componente o de la aeronave. Para estimar la VNE es común basarse en un porcentaje de la VDmin o de la velocidad de picada demostrada en el ensayo de vuelo (VDF), a través de la siguiente relación: VNE 0,9 VDF VNE 0,9 VDmin Cualquiera de las dos expresiones que de el menor valor de VNE será el que deberá ser tenido en cuenta para las limitaciones. A continuación se puede observar las velocidades que hemos mencionado en esta sección y las condiciones del avión para las distintas condiciones de vuelo. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 18

19 Factores límites de carga de maniobra. a) El factor de carga límite de maniobra positivo, n no debe ser menor que: ) 2,1 + siendo W el MTOW de diseño W Para aviones categoría normal y commuter, teniendo en cuenta que n no debe ser mayor a 3,8. 2) 4,4 para aviones categoría utilitaria. 3) 6,0 para aviones categoría acrobática. b) El factor de carga límite de maniobra negativo no debe ser menor que: 1) 0,4 veces el factor de carga positivo para las categorías normal, utilitaria y commuter; o 2) 0,5 veces el factor de carga positivo para la categoría acrobática. c) Se pueden usar factores de carga menores que los especificados en esta sección, siempre y cuando el avión posea características de diseño tales que le imposibiliten exceder dichos valores. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 19

20 Factores de carga de ráfaga. En ausencia de un análisis más real, el factor de carga de ráfaga debe ser calculado usando la siguiente expresión: Donde: K g g K g U n = V a ( W ) S 0,88 μg = + μ 5,3 g : Factor de atenuación de ráfaga. 2 μ = ( W ) S : Relación de masa del avión. ρ C a g U de : Velocidad de ráfaga mencionada en (c) (en pie por segundo) ρ : Densidad del aire, en slugs/pie cúbico. W : Carga alar en libras/ pie cuadrado. S C: Cuerda media geométrica en pies. g: aceleración de la gravedad en pie/segundo cuadrado. V: Velocidad equivalente del avión expresada en knot. a: Pendiente de la curva del coeficiente CNA de fuerza normal por radián del avión si la carga de ráfaga está aplicada al ala y a la superficie horizontal de cola simultáneamente por un método racional. La pendiente de C L por radián puede ser usado cuando la carga de ráfaga es aplicada solamente sobre las alas y la carga de ráfaga sobre el plano horizontal se trata como una condición separada. de Elementos de hipersustentación a) Si un flap o algún otro tipo de elemento hipersustentador se deseara instalar en una aeronave para ser usado en despegues, aterrizajes o aproximaciones, éste elemento desplegado o deflectado totalmente a una velocidad igual a Vf se deberá asumir que estará sujeto a maniobras simétricas y ráfagas resultando en factores de carga limite que variarán entre los rangos determinados por: Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 20

21 1) maniobras, con un factor de carga límite positivo de 2; y 2) ráfagas positivas y negativas de 25 ft/seg actuando normal ala trayectoria de vuelo en el nivel de vuelo. b) Vf se deberá asumir de tal manera que no sea inferior a 1,4 veces Vs o 1,8 veces Vsf, cualquiera que sea mayor, donde: Vs: ya fue definida Vsf: es la velocidad de pérdida calculada con flaps totalmente extendidos bajo la condición de peso de diseño. Sin embargo, si un sistema de flaps automáticos se instalara, la aeronave deberá ser diseñada para una combinación crítica de velocidad y posición de flaps de acuerdo al tipo de sistema. c) En el diseño de flaps y soportes estructurales, lo especificado a continuación deberá ser tenido en cuenta: 1) Una ráfaga frontal con una velocidad de 25 ft/seg. 2) Los efectos de torbellino de la hélice de acuerdo a lo especificado en (b). d) Para la determinación de las cargas externas sobre la aeronave como el empuje, torbellino de la hélice, y aceleraciones de cabeceo deberán ser consideradas nulas. e) Los requerimientos establecidos en esta sección y en , podrán ser cumplidos en forma separada o de manera combinada NOTA: De aquí hasta el , se establecen los requerimientos correspondientes a cargas asimétricas las que no serán evaluadas en esta oportunidad Torque del motor a) Cada toma de motor y su correspondiente bancada (estructura) deberá ser diseñada para que soporte los efectos de: 1) El torque límite del motor correspondiente a la condición de potencia de despegue con la correspondiente velocidad de rotación de la hélice, actuando conjuntamente con el 75% de la carga límite establecida en la condición de vuelo A según d); Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 21

22 2) El torque límite del motor según lo especificado en c) actuando simultáneamente con la carga límite establecida en la condición de vuelo A según d); 3) En caso de instalarse turbohélices, sumado a lo establecido en a)1) y a)2) de esta sección, el torque límite del motor correspondiente a la condición de potencia de despegue con la correspondiente velocidad de rotación de la hélice multiplicada por el factor que tiene en cuenta el malfuncionamiento del sistema de control de la hélice, incluyendo la entrada rápida en bandera de ésta, actuando simultáneamente con 1 g de carga en la condición de vuelo. En caso de no contar con un análisis razonable, podrá ser utilizado un factor de 1,6. b) Cuando sea instalada una turbina, cada toma de ella y su correspondiente bancada (estructura) deberá ser diseñada para cumplir con: 1) Una carga límite de torque motor impuesta por una detención brusca debido a malfuncionamiento o por una falla estructural (por ejemplo, agarre del compresor). 2) Una carga límite de torque motor impuesta por una aceleración a máximas revoluciones del motor. c) El torque límite del motor puede considerado en a) 2) de esta sección puede ser obtenido multiplicando al torque medio para la potencia máximas continua por: 1) 1,25, para cuando se trate de turbohélices; 2) 1,33, para motores alternativos con 5 o más cilindros; y 3) 2, 3 ó 4 para motores alternativos de 4,3 y 2 cilindros, respectivamente Cargas laterales en bancadas de motores a) Cada toma de motor y su correspondiente bancada (estructura) deberá ser diseñada para un factor de carga límite en dirección lateral, para una carga lateral aplicada en la bancada, no menor que: 1) 1,33 o 2) 1/3 del factor de carga límite establecido en la condición A. b) La carga lateral establecida en a) de esta sección puede se asumirse que actúa de manera independiente de otras condiciones de vuelo. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 22

23 Hasta aquí avanzamos en el análisis de algunos requisitos aplicables a las aeronaves comprendidas en esta parte. Debido a, como se dijo, lo extenso de estos temas, pasaremos al análisis del apéndice A de esta parte y un ejemplo de aplicación. Durante el transcurso del curso iremos analizando casos particulares de cumplimientos de requerimientos en función de los trabajos que se elijan. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP Página 23