Diseño y construcción de un avión ligero (I)

El libro "Diseño y construcción de un avión ligero - El joven aerotécnico", escrito por Santos Nieto y editado por primera vez en abril de 1945, se imprimió en Barcelona, en la imprenta de la revista "Ibérica", en su tercera edición en octubre de 1950.

DISEÑADO

INTRODUCCIÓN :

La evolución asombrosa que en cuanto a las normas de concepción y construcción de aviones, se ha experimentado en los últimos años, ha permitido superar definitivamente los procedimientos de la añeja ortodoxia aeronáutica, facilitando la labor de los técnicos abocados a realizaciones mecánicas de esta índole y permitiendo a países menos avanzados científicamente, establecer sus propias factorías aeronáuticas.

No obstante, la creación de aeronaves, cuyas características involucren una idea de originalidad, obliga a dar solución a una serie de problemas, que hacen ardua y compleja la tarea del técnico, que afronta la responsabilidad de estudiar nuevos prototipos. Y si difícil resulta la labor para quienes dominan los secretos de esta alucinante rama de la mecánica, mayores dificultades representa exponer concisamente en un libro de carácter divulgativo, todo un proceso de diseñado.

Para no desvirtuar la modalidad eminentemente práctica de esta obra, he reducido el presente capítulo un ejemplo específico, a fin de hacer más sencillo el proceso explicativo.

Todas las características del avión que seguidamente estudiaremos, han sido supeditadas a la potencia de un pequeño motor Continental de 65 HP, es decir que, su peso total, autonomía de vuelo, carga útil y performances están limitadas por aquella condición primordial.

En la reducción del peso de la obra muerta (dentro de los límites que imponen los cálculos estructurales) y en la disminución de las resistencias parásitas, he buscado el mejoramiento de aquellas otras particularidades,

Las características del proyecto en estudio, esenciales unas y función de aquellas las restantes, quedan así establecidas:

GENERALIDADES.—El diseño de aviones, basado en procedimientos complejos y cálculos laboriosos ya que implica la armonización de factores que a veces parecieran contradictorios, se ha simplificado últimamente merced a las normas, directrices y experiencias que los laboratorios aerodinámicos han aportado.

En líneas generales, los problemas más delicados que se presentan son:

a) Consecución de órganos ligeros pero resistentes.
b) Reducción al mínimo de las resistencias parásitas.
c) Adopción de un perfil alar apropiado.
d) Obtención de proporcionalidad en las dimensiones generales.
e) Situación correcta de los órganos de estabilidad.
f) Centraje óptimo.

Deberán, pues, combinarse estos factores primordiales a fin de obtener resultados positivos.

Si bien la mayoría de los métodos hasta hoy empleados para la determinación de pesos y superficies de órganos, son empíricos (1 Sucesivamente irán apareciendo fórmulas en las que intervienen una serie de coeficientes prácticos, obtenidos mediante una prolija confrontación y condensación de las experiencias logradas por diversas factorías aeronáuticas, dedicadas a la construcción de aviones diseñados.), cuando el diseñador los aplica con buen criterio, llega a obtener resultados, que llevados a, la práctica, se traducen en «prototipos» que demuestran seguridad y eficiencia.

En cuanto a la adopción de sistemas de comandos y dispositivos en general (tren de aterrizaje, alimentación motor, habitáculo, etc.), la observación de otros aviones incorporados a la actividad con éxito, brindará al proyectista novel, en sus primeras realizaciones, experiencias de cuya comparación podrá extraer suficientes elementos de juicio.

Debo finalmente poner de manifiesto, que en el estudio de un proyecto, es de vital importancia la ordenación correcta de los cálculos, gráficos y croquis. Ello simplificará la labor ya que cada problema en discusión se basa en principios y valores ya establecidos, los que deberán consultarse continuamente.

AVIONES.—A fin de que el lector individualice con claridad el tipo y características del modelo adoptado como ejemplo de esta obra, inserto más abajo unos cuadros en los que se clasifican a los aviones, en primer lugar de acuerdo a las funciones que desempeñan y en seguida por sus particularidades constructivas.

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Las palabras en cursiva indicarán las cualidades del proyecto en estudio.

Dentro de estas particularidades, el avión que estudiamos pertenece a la categoría de Ligero, aviones esencialmente económicos y cuyas características están limitadas por las siguientes condiciones :

CARACTERÍSTICAS. — Comúnmente al proyectista le son impuestas 4 condiciones esenciales a las que deberá referir las características del proyecto :

a) Tipo de avión
b) Potencia del motor
c) Autonomía de vuelo
d) Velocidad de aterrizaje.

De acuerdo a ello el proyectista adopta, formas y métodos de construcción de cuya eficiencia dependerá el futuro rendimiento del avión.

Mi proyecto responde a las siguientes características :

1º Avión postal con capacidad para transportar 60 Kg. de correspondencia.

El diseño de un avión postal, y a fin de que satisfaga a las necesidades para las que va a ser construido, deberá estar supeditado a las siguientes directrices: seguridad que garantice la regularidad de los servicios a prestar: rapidez que le permita competir con ventaja con otros medios (automóvil, ferrocarril, buques, etc.), destinados al mismo fin. Radio de acción, importante a fin de que pueda cumplir grandes etapas sin reabastecerse de combustible, Máxima carga de pago por HP. Tratándose de un avión comercial es ello muy importante: La fuerza ascensional del ala permite levantar un peso determinado cuyo valor no se puede exceder ; por consiguiente cada Kg. que se disminuya de la estructura (sin detrimento de la seguridad) representará un aumento de la carga de pago.

Finalmente diremos que debe ser sumamente estable y en lo posible confortable.

2º Monoplaza. Ello permitirá reducir notablemente la sección máxima del fuselaje, con el consiguiente mejoramiento de sus condiciones aerodinámicas.

3º Monoplano de ala baja con sistema de fijación cantilcver; esta cualidad confiere las Siguientes ventajas al proyecto: a) El avión monoplano ha evidenciado superioridad sobre otros tipos, siendo actualmente el que más se construye ; b) el ala baja, si bien requiere una zona de empotramiento sólida, no exige fuselajes robustos y por consiguiente pesados como ocurre en los aviones de ala alta ; c) el sistema cantilever no requiriendo arriostramientos externos reduce notableblemente el valor de la resistencia parásita; d) en el ala baja, el «efecto de tierra» llega a reducir en 30 Km/h. la velocidad necesaria para el decolaje; e) en caso de accidente, este tipo de ala, no solamente no destruye el habitáculo por la acción del choque (ala alta) sino que amortiguando la caída protege la vida del piloto.

4º Monomotor, equipado con motor continental de 65 HP.

5º Tren de aterrizaje mnonomontante a óleo resorte.

6º Habitáculo abierto.

7º Carga útil 200 Kg.

8º Autonomía de vuelo 6 horas y I5 minutos,

9º Velocidad de aterrizaje: 69 Km./h. que permita el descenso en campos de aterrizaje de reducida superficie.

10º Construcción de madera.

De acuerdo a estas características deduciremos el peso del avión y sucesivamente por medio de una serie de relaciones establecidas, obtendremos el correspondiente a cada uno de sus órganos.

DETERMINACIÓN DEL PESO TOTAL DEL AVIÓN

El peso total del avión se calcula en función del peso del motor y de la carga útil,

El peso total del motor más la carga útil, equivale generalmente al 57% del peso total del avión. En consecuencia:

La tabla inserta más abajo nos ilustra sobre el peso y características de algunos motores de aviación.

Factor de conversión: Los catálogos de motores de aviación nos dan a conocer el peso «seco» del motor. Para obtener el peso total (accesorios, comandos motor etc.) se multiplica este peso por el factor 1,33.

Del peso total del avión, su estructura equivale en la mayoría de los casos (aviones de este tipo) al 41%, de acuerdo a la siguiente distribución :

En consecuencia el peso total queda establecido así:

Si bien es aconsejable adoptar como norma estos porcentajes, debe tenerse en cuenta que hay tolerancias al respecto.

DETERMINACIÓN DE SUPERFICIES

ALA. — La superficie del ala se obtiene mediante la aplicación de la fórmula siguiente:

ENVERGADURA. — Hallemos seguidamente el valor de su envergadura: Designando por A el alargamiento (que establecemos en 7,6) y B la envergadura, éste se obtiene de la siguiente fórmula :

Basándonos en estos datos, diseñaremos el ala (fig. 53).

Construiremos un trapecio, en el que la base inferior A D sea  equivalente a la cuerda máxima, la base superior corresponda a la cuerda mínima y cuya altura sea igual a la semi-envergadura, La superficie Sa haciendo abstracción de la S1 (parte central), S2 y S3, tendrá un valor de 5,97 metros cuadrados, correspondiente a una semi-ala.

En consecuencia, el ala estará caracterizada por:

Para el estudio de su estructura véase DICCIONARIO, (Capítulo 1).

ALERONES.—Adoptaremos una superficie efectiva de alerones equivalente al 9 % de la superficie alar, o sea 1,074 metros cuadrados, y por consiguiente corresponderá a cada alerón una superficie de
0,537 metros cuadrados, Su envergadura la estableceremos en 2 m, y su profundidad en el 25 % de la del ala.

De acuerdo a estos valores se ha construido la (figura 54).

Según la misma, la superficie total del alerón será :

Existe una zona S2, de superficie no efectiva debido a la forma característica del borde de ataque del alerón (sistema frisse), la que debe restarse de la superficie total. En consecueneia, la superficie efectiva del alerón será:

EMPENAJE HORIZONTAL.—La superficie del empenaje horizontal la deduciremos asimismo en función de la superficie alar. Para ello adoptaremos un porcentaje equivalente al 16,75 %

De esta superficie corresponderá a la parte fija o estabilizador el 55 %, y el 45 % restante a la parte móvil o timón de profundidad.

La figura 55 nos muestra la forma adoptada para nuestro proyecto. Se aconseja el empleo de perfiles simétricos con razón de espesor desde 4 a 10, La parte constructiva es similar a la del ala. :

EMPENAJE VERTICAL.—Con empenajes verticales, cuya superficie sea equivalente al 7 % (aproximadamente) de la superficie alar, se ha obtenido óptima estabilidad direccional.

La figura 56 nos muestra el empenaje de nuestro proyecto para el que se ha adoptado el 7,2 % de esta superficie.

Del total de la superficie, corresponderá el 40 % a la deriva y el 60 % al timón de dirección.

Los perfiles a utilizar, así como la construcción, será similar a la del empenaje horizontal.

La Tabla núm. 2 ha reunido las características de peso, potencia, superficies y porcentajes de diversos aviones en actividad. Con ella el lector podrá formar sus propios elementos de juicio.