Preliminary Design Flying Wing Glider Thesis

DISEÑO PRELIMINAR DE UN PLANEADOR EN CONFIGURACIÓN ALA VOLANTE CON
CAPACIDAD PARA UNA PERSONA
ALEX ADRIÁN LÓPEZ RÍOS
ALEJANDRO MEJÍA GIRALDO
UNIVERSIDAD PONTIFICIA BOLIVARIANA
ESCUELA DE INGENIERÍAS
FACULTAD DE INGENIERÍA AERONÁUTICA
MEDELLÍN
2014

DISEÑO PRELIMINAR DE UN PLANEADOR EN CONFIGURACIÓN ALA VOLANTE CON
CAPACIDAD PARA UNA PERSONA
ALEX ADRIÁN LÓPEZ RÍOS
ALEJANDRO MEJÍA GIRALDO
Trabajo de grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico
Director
JUAN PABLO ALVARADO PERILLA
Ingeniero Aeronáutico
UNIVERSIDAD PONTIFICIA BOLIVARIANA
ESCUELA DE INGENIERÍAS
FACULTAD DE INGENIERÍA AERONÁUTICA
MEDELLÍN
2014

Julio 31, 2014
Alex Adrián López Ríos
Alejandro Mejía Giraldo
“Declaro que esta tesis (o trabajo de grado) no ha sido presentada para optar a un
título, ya sea en igual forma o con variaciones, en esta o cualquier otra universidad”
Art 82 Régimen Discente de Formación Avanzada.
Firma
_____________________________________
_____________________________________

AGRADECIMIENTOS
Queremos agradecer a todas las personas que de alguna manera u otra hicieron posible
este proyecto. En especial a nuestras familias por su gran apoyo.
4

CONTENIDO
5
pág.
RESUMEN ....................................................................................................................... 14
INTRODUCCIÓN ............................................................................................................. 15
OBJETIVOS..................................................................................................................... 16
1. MARCO TEÓRICO Y ESTADO DEL ARTE ................................................................. 17
1.1 ALA VOLANTE ....................................................................................................... 17
1.1.1 Definición ......................................................................................................... 17
1.1.2 Historia ............................................................................................................ 18
1.1.3 Clasificación ..................................................................................................... 24
1.2 PLANEADORES .................................................................................................... 26
1.3 LIMITACIONES DE DISEÑO .................................................................................. 27
1.3.1 Teoría de vuelo de largo alcance ..................................................................... 28
1.3.2 Diseño conceptual - preliminar ......................................................................... 30
2. BASELINE ................................................................................................................... 34
3. DISEÑO DEL ALA ....................................................................................................... 38
3.1 GEOMETRÍA DEL ALA .......................................................................................... 38
3.2 SELECCIÓN DEL PERFIL ..................................................................................... 42
3.2.1 Perfil réflex ....................................................................................................... 42
3.2.2 Características del perfil ................................................................................... 43
3.2.3 Perfil en la raíz ................................................................................................. 44
3.2.4 Perfil en la punta .............................................................................................. 44
3.3 CÁLCULO DEL ESTABILIZADOR VERTICAL ....................................................... 44
3.4 SUPERFICIES DE CONTROL ............................................................................... 47

3.4.1 Dimensiones superficies de control .................................................................. 47
3.4.2 Sistemas de control ......................................................................................... 53
4. ESTABILIDAD ............................................................................................................. 58
4.1 ESTABILIDAD LONGITUDINAL ............................................................................. 58
4.2 ESTABILIDAD LATERAL Y DIRECCIONAL ........................................................... 60
4.3 ANÁLISIS DE LA ESTABILIDAD DINÁMICA .......................................................... 62
4.3.1 Estabilidad dinámica longitudinal ..................................................................... 62
4.3.2 Estabilidad dinámica lateral ............................................................................. 64
5. ANÁLISIS CFD ............................................................................................................ 66
5.1 INTRODUCCIÓN ................................................................................................... 66
5.2 MALLA ................................................................................................................... 66
5.3 RESULTADOS ....................................................................................................... 69
5.3.1 Perfiles ............................................................................................................. 70
5.3.2 Ala ................................................................................................................... 71
5.3.3 Centro aerodinámico ........................................................................................ 74
6. RENDIMIENTO ............................................................................................................ 75
6.1 GLIDE RATIO......................................................................................................... 75
6.2 GLIDER POLARS .................................................................................................. 76
7. DISEÑO ESTRUCTURAL ............................................................................................ 78
7.1 ESTRUCTURAS AERONÁUTICAS ........................................................................ 78
7.1.1 Materiales ........................................................................................................ 80
7.1.2 Selección de materiales ................................................................................... 83
7.2 VIGA PRINCIPAL ................................................................................................... 85
7.3 COSTILLAS ........................................................................................................... 92
7.4 DIAGRAMA V-n ...................................................................................................... 96
6

7.5 DIAGRAMA V-n PARA RÁFAGAS ....................................................................... 100
8. INSTRUMENTOS ...................................................................................................... 103
9. DISEÑO FINAL .......................................................................................................... 105
CONCLUSIONES .......................................................................................................... 108
REFERENCIAS ............................................................................................................. 112
ANEXO 1 Atmósfera estándar ....................................................................................... 115
ANEXO 2 Aeronaves baseline ....................................................................................... 116
ANEXO 3 Diseños alas XFLR5 ...................................................................................... 117
ANEXO 4 Coordenadas perfil Eppler 340 ...................................................................... 123
ANEXO 5 Coordenadas perfil MH 82 ............................................................................. 124
ANEXO 6 Modelos de termales ..................................................................................... 125
ANEXO 7 Datos aeromodelos ala volante ..................................................................... 128
ANEXO 8 Cálculos de coefficientes por medio de CFD del perfil Eppler 340 ................. 129
ANEXO 9 Cálculos de coefficientes por medio de CFD del perfil MH 82 ........................ 130
ANEXO 10 Cálculos de coefficientes por medio de CFD del ala .................................... 131
ANEXO 11 Resultados CFD .......................................................................................... 132
ANEXO 12 Comparación de XFLR5 y datos experimentales ......................................... 133
ANEXO 13 Renders finales planeador ........................................................................... 135
ANEXO 14 Artículo publicable ....................................................................................... 138
ANEXO 15 Planos finales .............................................................................................. 149
7

LISTA DE FIGURAS
8
pág.
Figura 1-1 Planos del Avion Model I diseñado por John K. Northrop (1933) .................... 19
Figura 1-2 Esquema del B2 Spirit .................................................................................... 20
Figura 1-3 Foto aeronave B2 actualmente usada por el USAF ........................................ 21
Figura 1-4 Aeronave Horten H II D-Habicht ..................................................................... 22
Figura 1-5 Planeador Pioneer III diseñado por Jim Marske .............................................. 23
Figura 1-6 Clasificación de alas volantes ......................................................................... 24
Figura 1-7 Perfil de misión elegido para el proyecto ......................................................... 28
Figura 1-8 Segmento idealizado de vuelo cross-country .................................................. 29
Figura 1-9 Modelo 3D diseño conceptual ......................................................................... 31
Figura 1-10 Bosquejos del diseño conceptual del planeador ........................................... 32
Figura 1-11 Modelo piloto ................................................................................................ 33
Figura 2-1 Gráfica área vs peso vacío ............................................................................. 35
Figura 2-2 Gráfica relación de aspecto vs área ................................................................ 36
Figura 3-1 Cl vs Alpha ..................................................................................................... 39
Figura 3-2 CL/CD vs Alpha ................................................................................................ 40
Figura 3-3 Cm vs Alpha .................................................................................................... 40
Figura 3-4 Geometría del ala ........................................................................................... 42
Figura 3-5 Perfil réflex ...................................................................................................... 43
Figura 3-6 Gráfica coeficiente de volumen vs distancia del estabilizador vertical ............. 46
Figura 3-7 Dimensiones del estabilizador vertical ............................................................ 47
Figura 3-8 Modelos a escala ............................................................................................ 49
Figura 3-9 Dibujo del elevón mostrando sus dimensiones principales ............................. 52
Figura 3-10 Dibujo del rudder mostrando sus dimensiones principales ............................ 52

Figura 3-11 Ejemplo de control diferencial para alerones................................................. 54
Figura 3-12 Sistema de control del planeador .................................................................. 55
Figura 3-13 Sistema de control mezclador para elevones ................................................ 55
Figura 3-14 Movimiento mezclador elevador.................................................................... 56
Figura 3-15 Movimiento mezclador alerones.................................................................... 56
Figura 4-1 Pendiente del coeficiente de momento ........................................................... 58
Figura 4-2 Ubicación del CP, CG y CA ............................................................................ 59
Figura 4-3 Viento cruzado ................................................................................................ 60
Figura 4-4 Derrape........................................................................................................... 60
Figura 4-5 Comparación de arrastre ................................................................................ 61
Figura 4-6 Condiciones iniciales estabilidad longitudinal .................................................. 62
Figura 4-7 Respuesta estabilidad longitudinal .................................................................. 63
Figura 4-8 Condiciones iníciales estabilidad lateral .......................................................... 64
Figura 4-9 Respuesta estabilidad lateral .......................................................................... 65
Figura 5-1 Malla estructurada (c-mesh) ........................................................................... 67
Figura 5-2 Volumen de control ......................................................................................... 68
Figura 5-3 Malla no estructurada ..................................................................................... 68
Figura 5-4 Perfil de la raíz: MH 82 ................................................................................... 70
Figura 5-5 Perfil de la punta: E 340 .................................................................................. 71
Figura 5-6 CL vs alpha ..................................................................................................... 72
Figura 5-7 Contorno de presiones en el ala vista 1 .......................................................... 73
Figura 5-8 Contorno de presiones en el ala vista 2 .......................................................... 73
Figura 6-1 Relación de planeo ......................................................................................... 75
Figura 6-2 Velocidad mínima de descenso ...................................................................... 76
Figura 6-3 Velocidad óptima de planeo ............................................................................ 76
9

Figura 6-4 Rata de descenso ........................................................................................... 77
Figura 7-1 Elementos estructurales típicos de un ala cantiléver ....................................... 79
Figura 7-2 Porcentaje de materiales del planeador .......................................................... 85
Figura 7-3 Configuraciones típicas de vigas..................................................................... 86
Figura 7-4 Cambio de sección en la viga trapezoidal principal del ala.............................. 86
Figura 7-5 Esquema del ala con ubicación de la viga y su aflechamiento ........................ 87
Figura 7-6 Típicas secciones de vigas ............................................................................. 87
Figura 7-7 Análisis estructural - ala sólida completa ........................................................ 88
Figura 7-8 Análisis estructural - deflexión del ala ............................................................. 89
Figura 7-9 Análisis estructural - ala sólida sin flaps y alerones......................................... 89
Figura 7-10 Análisis estructural - viga principal simplificada ............................................. 90
Figura 7-11 Análisis estructural - viga principal ................................................................ 91
Figura 7-12 Análisis estructural - viga principal y auxiliar ................................................. 91
Figura 7-13 Diseño final viga principal ............................................................................. 92
Figura 7-14 Diseño de costillas ........................................................................................ 93
Figura 7-15 Espaciamiento de las costillas ...................................................................... 94
Figura 7-16 Análisis estructural costillas .......................................................................... 95
Figura 7-17 Estructura final ala ........................................................................................ 95
Figura 7-18 Ilustración partes estructura alar ................................................................... 96
Figura 7-19 Cálculo del diagrama V-n .............................................................................. 97
Figura 7-20 Diagrama V-n del planeador ......................................................................... 99
Figura 7-21 Comparación diagrama V-n para varios planeadores ................................. 100
Figura 7-22 Diagrama V-n para ráfagas ......................................................................... 101
Figura 9-1 Dimensiones finales ...................................................................................... 105
Figura 9-2 Vista frontal y lateral ..................................................................................... 106
10

LISTA DE TABLAS
11
pág.
Tabla 1-1 Matriz de selección - configuración .................................................................. 25
Tabla 2-1 Baseline ........................................................................................................... 34
Tabla 2-2 Estimación de la superficie............................................................................... 35
Tabla 2-3 Estimación del AR ............................................................................................ 36
Tabla 2-4 CL de despegue ............................................................................................... 37
Tabla 2-5 CL de crucero ................................................................................................... 37
Tabla 3-1 Recopilación de variables ................................................................................ 38
Tabla 3-2 Primer diseño ................................................................................................... 39
Tabla 3-3 Diseño final del ala ........................................................................................... 41
Tabla 3-4 Cálculo del coeficiente de volumen .................................................................. 45
Tabla 3-5 Cálculo de la superficie vertical ........................................................................ 46
Tabla 3-6 Superficies de control....................................................................................... 48
Tabla 3-7 Superficies de control....................................................................................... 49
Tabla 3-8 Dimensiones del rudder ................................................................................... 50
Tabla 3-9 Dimensiones del elevón ................................................................................... 50
Tabla 3-10 Ratas de roll ................................................................................................... 51
Tabla 3-11 Dimensiones del flap ...................................................................................... 53
Tabla 5-1 Semejanza geométrica .................................................................................... 71
Tabla 5-2 Centro aerodinámico ........................................................................................ 74
Tabla 6-1 Rendimiento albatros ....................................................................................... 77
Tabla 7-1 Propiedades mecánicas de aleaciones de aluminio ......................................... 81
Tabla 7-2 Propiedades mecánicas del acero ................................................................... 82
Tabla 7-3 Propiedades de cables de acero ...................................................................... 82

Tabla 7-4 Selección de materiales ................................................................................... 84
Tabla 7-5 Factores de carga ............................................................................................ 98
Tabla 8-1 Instrumentos básicos del planeador ............................................................... 103
12

GLOSARIO
ALA VOLANTE: aeronave que no posee ni fuselaje ni empenaje.
BASELINE: lista de aeronaves similares y sus principales características, usado en las
primeras fases de diseño para comparar datos.
CAMBER: Curvatura que presenta un perfil aerodinámico.
CANTILÉVER: cualquier viga o miembro estructural que se extiende más allá de su punto
de apoyo, también llamado voladizo.
CENTRO AERODINÁMICO: punto donde el coeficiente de momento es constante con el
cambio del ángulo de ataque.
CENTRO DE PRESIONES: punto donde se concentra la distribución de presión sobre el
perfil y se representa con un vector de fuerza sin producir un momento.
ELEVÓN: Superficie de control que mezcla dos movimientos, el del alerón y el del timón de
profundidad (elevador), usado en alas volantes.
MAC: Cuerda media aerodinámica, es la cuerda promedio de todo el ala, término usado
para alas taperadas (taper).
PLANEADOR: aeronave sin sistema de propulsión.
RATA DE PLANEO: es la relación entre la distancia volada y la altura perdida por un
planeador.
REFLEX: una superficie aerodinámica reflex es aquella en que la sección se curva
ligeramente hacia arriba en el borde de fuga y permite darle mejor estabilidad longitudinal.
TAPER: Es la medida de la relación entre la cuerda de la punta y la de la raíz, se dice que
un ala es taperada cuando esta relación es menor a 1.
TERMAL: columna de aire caliente que asciende debido al calentamiento desequilibrado
de la superficie terrestre por la radiación solar.
13

RESUMEN
Actualmente el desarrollo y la construcción de planeadores se realizan principalmente entre
aficionados y aviadores deportivos o experimentales Estos desarrollos se han logrado en
su mayor parte gracias a pruebas empíricas de ensayo y error. Sin embargo los grandes
avances tecnológicos han permitido emplear poderosas herramientas computacionales que
ayudan en el proceso de diseño. Muchos de los diseños de planeadores son
configuraciones convencionales, es decir, aeronaves compuestas por un ala, fuselaje y
empenaje. En este proyecto se optó por diseñar un ala volante, que básicamente omite la
mayor parte del fuselaje y el empenaje para obtener un planeador más simple y que podría
ser aerodinámicamente más eficiente. Aunque la información técnica actualmente
disponible sobre las alas volantes es limitada, esta configuración tiene ciertos beneficios
aerodinámicos con algunas desventajas debido a su complejidad de diseño. Es por sus
ventajas aerodinámicas que el proyecto se encaminó hacia este tipo de aeronaves.
El enfoque de este proyecto es el desarrollo de un diseño preliminar para un planeador con
la configuración de ala volante sin necesidad de un sistema de propulsión y con capacidad
de carga para una persona. El trabajo consistió en investigar el estado del arte actual de
estos dispositivos obteniendo un breve resumen histórico y estableciendo el marco teórico
y con esta investigación elaborar un diseño preliminar aplicando los conceptos relacionados
estudiados durante la carrera. Para lograr esto, se emplearon herramientas
computacionales que ayudaron a calcular las fuerzas y los momentos aerodinámicos, se
realizó un análisis estructural apoyado con una selección de posibles materiales a usar y
posteriormente se llegó a un concepto final que buscó definir las aplicaciones del proyecto.
El objetivo del proyecto fue diseñar un ala volante sin sistema de propulsión, es decir un
planeador, donde el diseño y análisis aerodinámico fue el enfoque principal para poder
lograr un diseño final estable, maniobrable y eficiente ayudado con software especializado
en fluidos. En resumen, se estudiaron varios perfiles tanto para alas volantes como para
planeadores y mediante la aplicación de twist geométrico y aerodinámico se le dio la
estabilidad requerida que puede permitir un vuelo estable y seguro.
Palabras claves: planeador, ala volante, aerodinámica, CFD
14

INTRODUCCIÓN
El siguiente trabajo presenta los resultados del diseño preliminar de un planeador
desarrollado por estudiantes de la facultad de Ingeniería Aeronáutica con el fin de aplicar
los conocimientos adquiridos durante la carrera junto con un proceso de investigación y el
uso de diferentes herramientas computacionales para poder validar su capacidad de volar.
La configuración del planeador diseñado como un ala volante lo hace poco convencional y
un reto para el proceso de diseño por lo que en realidad su enfoque es el análisis
aerodinámico que permita garantizar su estabilidad y maniobrabilidad. La idea con este
proyecto es desarrollar un diseño que deje una base de conocimiento para posteriores
estudios con el fin de motivar a otros aficionados en esta área del conocimiento.
Como todo proceso de diseño, este trabajo se basa en estudios previos e información
disponible recopilada para establecer el estado actual de conocimiento en su área. Es por
esto que una parte del trabajo es enfocada en resaltar los aspectos históricos y los avances
tecnológicos actuales que hay sobre los planeadores. Con esta información se define un
estado del arte que sirve como base para el proceso de diseño y que junto con el criterio
de los autores delimita el alcance, los requerimientos y las limitaciones del diseño.
El uso de herramientas computacionales también hace una parte importante del trabajo ya
que existen actualmente muchos programas que ayudan a estudiar y simular los diferentes
fenómenos naturales y sirven como soporte adicional al proceso de diseño. El uso de
software CAD facilita el diseño preliminar al permitir manipular y validar el diseño mecánico
en 3D. Además, estas herramientas computacionales permiten simular condiciones reales
que ayudan a ahorrar en tiempo, prototipos y pruebas experimentales costosas.
Finalmente es importante resaltar que este trabajo nace del interés y la pasión por los temas
abordados y se pretende que con dicho trabajo el lector pueda instruirse sobre su contenido,
independientemente de si tiene conocimientos previos o no, y le pueda servir bien sea como
información adicional o que le ayude a complementar algún otro desarrollo relacionado.
Como ya fue mencionado este trabajo hace parte del proyecto de grado y dentro del campo
aeronáutico busca reunir conceptos actuales para dejar un marco teórico que sirva para
otros estudios relacionados y que pueda ser retomado para una posterior etapa de diseño.
15

OBJETIVOS
Este trabajo de grado tiene planteados los siguientes objetivos:
16
OBJETIVO GENERAL
Desarrollar el diseño preliminar de un planeador en configuración ala volante con capacidad
para una persona que pueda ser remolcado con una aeronave, cabrestante o que despegue
desde una ladera.
OBJETIVOS ESPECÍFICOS
Realizar un estudio del estado del arte.
Elaborar un diseño inicial del proyecto.
Comparar varios tipos de materiales para seleccionar los más adecuados.
Hacer un análisis estructural de los componentes principales del ala.
Realizar un estudio aerodinámico por medio de CFD.
Analizar los resultados obtenidos para definir el diseño final.

1. MARCO TEÓRICO Y ESTADO DEL ARTE
17
1.1 ALA VOLANTE
El ala volante, aunque aparentemente más sencilla que una aeronave convencional, es una
aeronave que usa toda su geometría como superficie aerodinámica para generar la máxima
sustentación con el menor arrastre posible. Esta configuración es más sencilla en
complejidad geométrica debido a que por definición no posee un fuselaje y/o empenaje pero
que por contraste a una aeronave convencional su comportamiento dinámico requiere de
un complejo diseño para poder garantizar su estabilidad y maniobrabilidad en vuelo. Esta
complejidad de diseño hace que el desarrollo de aeronaves en configuración ala volante no
genere el interés y entusiasmo que debería si se tienen en cuenta sus potenciales
beneficios aerodinámicos. Por otro lado, lograr su estabilidad puede requerir mecanismos
aún más complejos que finalmente terminan haciendo despreciables las ventajas
aerodinámicas. No obstante el hecho de que sean complejas de diseñar no ha impedido
que se hayan generado grandes desarrollos históricos en torno a estas “simples”
aeronaves.
1.1.1 Definición
Un ala volante (flying wing) es una designación que se le da a un tipo de aeronave la cual
no posee ni fuselaje ni empenaje. Esta configuración de aeronave busca usar toda su
geometría para generar sustentación. También existen otras variaciones muy similares
conocidas como tailless (sin cola). Ésta a diferencia de la anterior puede tener un pequeño
fuselaje adherido o fusionado al ala. La designación ala volante se usa comúnmente para
referirse a ambos tipos de aeronaves.
Charles Fauvel, diseñador francés de planeadores, se refería a sus aeronaves como alas
volantes aunque eran realmente aeronaves tailless. Esto se observa en su documento:
"Scale documentation for the Fauvel AV36 flying wing sailplane, with some details of the Av 361",

la cual es un ala con un fuselaje y dos superficies verticales que reemplazan al estabilizador
vertical.
Christian Ravel fundador de GPPA (Organización para la preservación del patrimonio
aeronáutico, por sus siglas en francés) también se refiere a los diseños de Charles Fauvel
como alas volantes en su escrito conocido como" Flying the Fauvel flying wings" en donde
menciona sus dos diseños más conocidos, el AV-22 y el AV-36.
El diseñador Jim Marske, reconocido por su experiencia y trayectoria con aeronaves “flying
wing” se refiere a sus diseños Pioneer II y Pioneer III como alas volantes pero en realidad
son alas “sin cola” con fuselaje y una superficie vertical.
Don Mitchell menciona en su página <http://home.earthlink.net/~mitchellwing/index.html>
que empezó sus diseños de alas volantes en la década de los 40. Hoy en día es el creador
del B-10 y el U2, aviones con fuselaje y superficies verticales.
A lo largo de la historia han habido varios diseñadores de aviones “sin cola”, entre estos
están Charles Fauvel, Jim Marske, Don Mitchell, etc. Todos estos autores han usado la
designación ala volante, comúnmente aceptada para referirse a sus diseños que
estrictamente son tailless. Teniendo en cuenta estos criterios, el diseño propuesto para este
proyecto es técnicamente una aeronave tailless pero para poder establecer una
comparación con diseños actuales que están en la misma categoría y cuentan con esta
configuración se usará la designación ala volante.
18
1.1.2 Historia
Aunque se tienen registros de alas volantes desde comienzos de 1900 los desarrollos más
importantes se dieron en EE.UU. (Northrop), Alemania (los hermanos Horten) y la URSS
(Cheranovsky). Cada uno trabajó por aparte, posiblemente con metas diferentes pero sus
proyectos y logros se destacan por el éxito que obtuvieron a pesar de la poca tecnología de
su época.
G.R. Pape (Northrop Flying Wings) relata que John Knudsen “Jack” Northrop comenzó a
trabajar en el diseño de alas volantes desde finales de 1920 en Estado Unidos. Su primera

aeronave con esta configuración fue el Avion Model I también conocido como Avion Flying
Wing y All Wing (ver Figura 1-1). Inicialmente no pudo eliminar todas las superficies que no
forman parte del ala, y con esto obtener un ala volante pura debido a la dificultad de
estabilizar esta configuración. Posteriormente desarrolló otros modelos con motores
turboprop y turbojet empleando los avances en estos sistemas de propulsión de la época.
Aunque Nothrop siempre soñó con ver la construcción de sus diseños de alas volantes, sus
proyectos fueron aplazados muchas veces debido a otras prioridades militares durante la
Segunda Guerra Mundial.
Figura 1-1 Planos del Avion Model I diseñado por John K. Northrop (1933)
Fuente: PAPE, G.R. Northrop Flying Wings (p. 21)
Años más tarde el gobierno le daría a su compañía, Northrop Aviation, el proyecto para
desarrollar la aeronave bombardera ala volante B-35. Debido a la disminución en la
financiación posguerra y otras dificultades técnicas el proyecto se vio seriamente afectado.
La baja velocidad de sus alas volantes en contraste con otras aeronaves de guerra también
19

le restó interés en el proyecto por parte del ejército y luego de dos accidentes de sus
aeronaves YB-49 el proyecto fue cancelado. Esta crisis alejó a Northrop por muchos años
de la industria de la aviación. El poco éxito de sus proyectos estaba más ligado a cuestiones
políticas y financieras que por su capacidad de diseñar.
20
Figura 1-2 Esquema del B2 Spirit
Finalmente su carrera culminó muchos años más tarde con el exitoso desarrollo del B2
Spirit. La Figura 1-2 muestra el esquema de esta aeronave que podía evadir los radares.
Este bombardero furtivo diseñado inicialmente para la Guerra Fría como avión “invisible”,
aprovechó los avances tecnológicos especialmente en la aviónica y en los sistemas de
control automático (Fly-By-Wire) que permitieron superar la inestabilidad de estas alas para
así ser operables por un piloto con los mismos comandos de una aeronave convencional.
Hoy en día la fuerza aérea norteamericana aún tiene en servicio sus aeronaves B2 (ver
Figura 1-3).

Figura 1-3 Foto aeronave B2 actualmente usada por el USAF
R.E. Lee (Only the Wing) narra que en Alemania, al mismo tiempo que Northrop diseñaba
aeronaves con configuración ala volante, los hermanos Walter y Reimar Horten empezaron,
desde temprana edad, a desarrollar planeadores de forma experimental y sin muchos
conocimientos teóricos. Inicialmente ingresaron al mundo de la aviación modificando
simples cometas de recreación. Sin embargo con mucha ambición y entusiasmo, desde
muy jóvenes, Reimar de 14 años y su hermano mayor de 17 ingresaron a un club de
planeadores donde lograron realizar sus primeros vuelos solo.
Reimar nunca tuvo mucha destreza como piloto a diferencia de Walter pero luego de
aprender a volar planeadores comenzaron ambos hermanos a desarrollar sus primeros
diseños con aeromodelos y participar en varios concursos. Viendo el éxito de su
aeromodelo en configuración ala volante, Reimar decidió construir su primer planeador que
también fuera ala volante, el Horten H1 construido en 1933. Las dificultades para lograr la
estabilidad en vuelo al principio presentaron un gran obstáculo. Sin embargo de su primer
planeador y tras muchos ensayos, Horten logró estudiar y mejorar la estabilidad de su ala
volante hasta conseguir sus primeros vuelos exitosos con su aeronave H II (ver Figura 1-4).
21

22
Figura 1-4 Aeronave Horten H II D-Habicht
Fuente: LEE, R.E. Only the Wing (p. 47)
La dificultad de adquirir otra aeronave para remolcar sus planeadores llevo a que Horten
diseñara un ala volante motorizada para continuar sus experimentos. A diferencia de
Northrop, Reimar uso muchos prototipos de aeromodelos y planeadores para mejorar su
conocimiento sobre las alas volantes. Su trabajo más importante durante la Segunda
Guerra mundial con alas volantes fue la construcción del Horten Ho IX V2 propulsado por
dos motores turbojet. Horten dejó Alemania y vivió muchos años en Argentina donde pudo
diseñar varias aeronaves y planeadores.
A pesar de las dificultades de su país en la guerra y el poco reconocimiento que tuvo Horten
durante su vida, aportó mucho conocimiento experimental y teórico a la industria, y muchos
de sus admiradores sostienen que toda aeronave que actualmente existe tiene alguna
contribución de Horten. Para Reimar Horten, John Northrop y muchos diseñadores de la
época, la tecnología limitada durante este tiempo con respecto a nuevos materiales y
sistemas de control automático fue un obstáculo en el desarrollo de sus aeronaves pero no
les impidió persistir y aportar grandes conocimientos a la industria.
Por otro lado, entre 1921 y 1940 el diseñador soviético Boris Cheranovsky probó una serie
de alas volantes parabólicas. Algunas de ellas eran planeadores y otras propulsadas con
cohetes. Aunque no fue el único de su época, fue el más destacado por probar la validez
de este concepto. A diferencia de Horten y Northrop, la información acerca de Cheranovsky

es más limitada pero es innegable decir que también demostró la viabilidad del diseño de
aeronaves con configuraciones de alas volantes.
En la actualidad se siguen construyendo este tipo de aeronaves, tanto para usos militares
como el B-2 o para aviación recreativa como el Swift o las alas volantes de Jim Marske.
Este último ha sido un gran aficionado del concepto del ala volante y se ha dedicado desde
hace muchos años a diseñar y construir planeadores recreativos, sailplanes, con esta
configuración que al mismo tiempo han tenido mucho éxito. Sus diseños se caracterizan
por su simplicidad y buenas cualidades en vuelo. Además de su gran conocimiento sobre
el diseño de alas volantes, adquirido con muchos años de experiencia, Marske ha
incorporado los avances tecnológicos en materiales para así construir sus planeadores en
materiales compuestos livianos que han mejorado aún más el rendimiento de estas
aeronaves. Actualmente ofrece cursos y talleres en la construcción de materiales
compuestos y explica cómo ha usado las varas de fibra de carbón para la estructura interna
del ala. Su más reciente diseño es el Pioneer III (ver Figura 1-5) desarrollado en materiales
compuestos.
Figura 1-5 Planeador Pioneer III diseñado por Jim Marske
Fuente: Disponible en Internet: <www.marskeaircraft.com>
[Fecha de consulta: 01/15/2014]
23

24
1.1.3 Clasificación
En general las alas volantes se pueden clasificar en 4 tipos según la configuración del ala,
cada una presenta ciertas ventajas y desventajas. Los diferentes tipos de alas volantes se
muestran en la Figura 1-6.
Figura 1-6 Clasificación de alas volantes
Fuente: Disponible en Internet <http://www.nurflugel.com/Nurflugel/n_o_d/weird_02.htm>
Ala con aflechamiento: Es la configuración más convencional en un ala volante, esta
presenta buena estabilidad lateral y longitudinal pero es un poco difícil de manufacturar
debido a su aflechamiento.
Ala sin aflechamiento: Este tipo de ala requiere de mayor twist y perfiles auto estables.
Debido a que no tiene aflechamiento las superficies verticales deben ser mucho más
grandes, esta configuración facilita mucho el proceso de manufactura.
Cola en las puntas: Es la geometría más similar a una aeronave convencional, pero con
el estabilizador horizontal en las puntas del ala.
Bajo CG: Usado normalmente en los parapentes, su perfil no necesariamente tiene que ser
auto estable debido a que el bajo centro de gravedad estabiliza la vela.
Para escoger el tipo de ala se optó por crear una matriz de selección (Tabla 1-1). Esta es
una herramienta útil para tomar decisiones usando ciertos parámetros que luego se les
asignan un valor numérico. Adicionalmente se les puede dar un porcentaje de peso a cada

parámetro elegido en caso de tener diferente impacto sobre la decisión final. En este caso
se tienen valores desde 1 hasta 5 siendo este último el valor más ideal según el criterio del
diseñador.
Los parámetros evaluados para la selección del ala con sus respectivos porcentajes de
peso son los siguientes:
Manufactura: Se refiere a la facilidad con que se realizan los procesos de construcción.
(25%)
Diseño: Se refiere a la complejidad de diseño aerodinámico del ala. (15%)
Estabilidad: Es la facilidad de estabilizar la aeronave (10%)
Estética: Enfocado a la presentación visual. (15%)
Experiencia: Es el conocimiento adquirido debido a textos, videos y modelos a escala que
se han realizado. (25%)
Maniobrabilidad: Se refiere a la capacidad que tiene el piloto de maniobrar. (10%)
Tabla 1-1 Matriz de selección - configuración
Configuración % Swepted wing Unswepted wing Tail on tips Low CG
Manufactura 25 3 5 1 3
Diseño 15 3 4 2 3
Estabilidad 10 4 3 2 5
Estética 15 5 4 3 3
Experiencia 25 5 2 1 1
Maniobrabilidad 10 4 4 5 2
Total Promediado 100 4.0 3.65 1.95 2.6
Dado que la configuración swepted wing es la que recibió mayor puntaje se optó por este
tipo de ala.
25

26
1.2 PLANEADORES
Desde los inicios de la aviación, y con el interés que siempre ha tenido el hombre por volar,
se han empleado vehículos planeadores experimentales no motorizados que han permitido
desarrollar el conocimiento aerodinámico. Este tipo de aparatos le han dado al hombre la
capacidad de volar sin necesidad de incorporar sistemas de propulsión complejos.
Actualmente existen diversos tipos de planeadores exitosos usados por aficionados y con
fines recreativos. Estos aparatos conocidos como sailplanes o gliders dependen solo de su
diseño aerodinámico para poder volar y pueden ser remolcados por otra aeronave, poseer
algún sistema de propulsión para asistir en el despegue o simplemente lanzarse
aprovechando la topografía.
Debido a sus limitaciones para aplicaciones que puedan ser comerciales o militares el
planeador abarca un sector recreativo/deportivo (competencias) que busca darle al hombre
la capacidad de volar “libremente” sin usar mecanismos de propulsión, simplemente
aprovechando los fenómenos naturales del aire como un fluido. El planeador en esencia
busca beneficiarse de estos fenómenos naturales, como las aves, que con su “simplicidad”
son capaces de volar.
A medida que se ha expandido el conocimiento experimental y teórico sobre los
planeadores, también se ha buscado maximizar su eficiencia aerodinámica. Esto se ha
logrado mediante el uso de una gran cantidad de familias de perfiles más eficientes,
materiales de construcción más livianos, métodos de manufactura más pulidos y
parámetros de diseño estandarizados a nivel internacional. Solo a través de muchos años
de experiencia (ensayo y error) se han podido construir las fuertes bases teóricas que hoy
se conocen y que han permitido mejorar los diseños actuales. Igualmente siempre se ha
buscado optimizar la eficiencia aerodinámica generando el menor arrastre posible
reduciendo la complejidad geométrica de los diseños. Históricamente los pioneros en el
sector aeronáutico siempre se han preocupado por mejorar el rendimiento de las aeronaves
y han implementado diversas técnicas de diseño de las cuales algunas han gozado de gran
éxito mientras que otras se han descartado por completo. Es por esto que muchos
ingenieros pensaban que una aeronave antes de motorizarla debía ser aerodinámica y

eficiente. Debido a este pensamiento fue que surgieron las primeras alas volantes
planeadoras.
Aunque las alas volantes no han sido la configuración que ha predominado históricamente,
sus potenciales ventajas no la han descartado como una posible solución a las limitaciones
de la eficiencia aerodinámica que actualmente enfrenta la industria. En las siguientes
secciones se justifica la complejidad de diseño y las dificultades de estabilidad inherentes
por su disposición.
27
1.3 LIMITACIONES DE DISEÑO
El primer paso en el diseño de un nuevo planeador es definir sus limitaciones. Esto también
se conoce como su perfil de misión o especificaciones de diseño que normalmente son
definidas por el cliente con la aprobación del diseñador. Algunos aspectos para tener en
cuenta en el momento de definir las limitaciones son los requerimientos del piloto, el peso
máximo, la carga y el tipo de uso (competencia, deportivo, recreación, entrenamiento, etc.).
Adicionalmente, existen algunos requerimientos de certificación de acuerdo a las
regulaciones de la autoridad aeronáutica.
Para planeadores o gliders se pueden especificar algunos requerimientos de rendimiento
como su rata de descenso o planeo, velocidad de entrada en pérdida, velocidad óptima de
planeo, entre otros. Como hay numerosas variables que pueden limitar el diseño se debe
escoger un perfil de misión. La Figura 1-7 muestra el perfil de misión elegido para este
proyecto donde se observan las maniobras que debe poder cumplir el planeador en su
diseño final.

Figura 1-7 Perfil de misión elegido para el proyecto
Este perfil de misión seleccionado no tiene en cuenta el rendimiento para vuelos de largo
alcance sino sólo algunas maniobras básicas de planeadores con despegue manual.
Debido a que se trata de un planeador, su eficiencia para planear y ascender depende del
viento y las termales de aire en la zona donde se opere (ver ANEXO 6). El estudio de
termales es un proceso extenso y no hace parte del enfoque de este proyecto ya que la
finalidad es solamente desarrollar un diseño del planeador con base a un concepto inicial.
28
1.3.1 Teoría de vuelo de largo alcance
Esta sección busca familiarizar al lector con el concepto de vuelo cross-country que para el
caso de un planeador no motorizado es el único método para lograr vuelos que permitan
alcanzar largas distancias. Aunque el diseño del planeador no abarca fines competitivos
conocer los principios básicos del vuelo sin sistema de propulsión hacen parte integral del
diseño de un planeador.
El vuelo de largo alcance o cross-country consiste basicamente en una sucesión de
ascensos y planeos entre las diferente termales de aire. La técnica del piloto para identificar
las termales se logra con experiencia y entrenamiento. Una termal de aire se genera por el
calentamiento irregular del suelo terrestre donde unas áreas de tierra se calientan más que
otras por medio de la radiación solar. El suelo calienta el aire cercano creando termales que

normalmente son aprovechadas por las aves. Dentro de una termal, el área efectiva de
sustentación es limitada y por lo tanto el ascenso debe ser en forma de espiral continua. En
los modelos más simples de vuelo de largo alcance se asume que la fuerza de la termal no
varía con la altitud y por lo tanto permanece constante durante el vuelo. La Figura 1-8
muestra este modelo de vuelo de largo alcance para el segmento de transición entre una
termal y otra:
Figura 1-8 Segmento idealizado de vuelo cross-country
Fuente: THOMAS, F. Fundamentals of Sailplane Design (p. 62)
29
Donde:
A-B distancia de planeo
B-C distancia de ascenso
Vc rata de ascenso
Vd rata de descenso
Vg velocidad durante el planeo
H altitud lograda con el ascenso
D distancia horizontal lograda en el planeo
 ángulo de planeo
Siguiendo la metodología de F. Thomas (Fundamentals of Sailplane Design), se puede
estimar la velocidad promedio del vuelo de largo alcance () conociendo el tiempo ݐ que

tarda el planeador en planear la distancia ܦ a la siguiente termal y recuperar la altitud
perdida durante el planeo. Esto es la suma del tiempo que tarda en ascender ݐ௖ y el tiempo
de planeo ݐ:
30
=
ܦ
ݐ
=
ܦ
ݐ௖ + ݐ
De la Figura 1-8 se pueden estimar los tiempos de vuelo y la distancia horizontal así:
ݐ௖ =
೎
ݐ =
೏
ܦ =
೏
ܪ
Reemplazando ݐ௖, ݐ y ܦ en la ecuación se obtiene lo siguiente:

=
௖
௖ + ௗ
La velocidad o rata de ascenso (௖) está en función de la fuerza de la termal (்) y la rata
de descenso del planeador mientras realiza un viraje en círculo (ௗ೎ ):
௖ = ் − ௗ೎
De las ecuaciones anteriores se puede concluir que la optimización de la velocidad
promedio de vuelo de largo alcance () se obtiene diseñando el planeador con una baja
rata de descenso mientras circula la termal (ௗ೎), una baja rata de descenso entre una
termal y otra (ௗ) y una alta velocidad durante el planeo (௖).
1.3.2 Diseño conceptual - preliminar
Existen 3 etapas en el diseño de aeronaves que son el diseño conceptual, diseño preliminar
y diseño detallado. Como su nombre lo indica el diseño conceptual es la primera fase donde
la idea o concepto del proyecto pasa por varios procesos de diseño y se definen algunos
aspectos importantes como la configuración, el tamaño, peso y ciertos requerimientos de
desempeño. En esta fase sólo se pretende hacer un esbozo del proyecto delimitando sus
alcances.

Posterior al diseño conceptual esta el diseño preliminar que continua una vez terminan los
cambios o alteraciones mayores en la fase anterior del proyecto. Los temas principales en
esta fase de diseño son los sistemas de control, propulsión, estructuras, tren de aterrizaje,
aerodinámica, etc.
Finalmente se llega a la fase de diseño detallado donde los diseñadores entran a pensar
en la manufactura y producción a gran escala de los componentes de la aeronave y se
rediseñan y analizan algunos elementos individuales como las costillas, pernos y vigas
entre otros. El alcance de este proyectyo se limita hasta el diseño preliminar por lo que las
siguientes secciones tienen como propósito exponer las diferentes etapas del proceso de
diseño.
En la etapa anterior al diseño preliminar se verifican algunos aspectos de la idea del
proyecto con lo que se concluye si es posible o no cumplir con los requerimientos iniciales
establecidos. Este proceso se hace iterativo hasta lograr llegar a un punto donde se
cumplen todos o la mayoría de los requisitos a costa de sacrificar otros. El criterio y la
experiencia del diseñador junto con los requisitos iniciales del proyecto son los factores que
influyen en la presentación de un diseño conceptual que puede ser aceptado o rechazado.
Al finalizar esta fase de diseño y ayudado con programas de dibujo computarizado se
obtiene un modelo 3D como se muestra en la Figura 1-9.
31
Figura 1-9 Modelo 3D diseño conceptual

Este modelo es el resultado final de la fase de diseño conceptual donde se estudiaron
planeadores similares y se obtuvo por medio de software CAD un punto de partida para
comenzar a diseñar, analizar y modificar aspectos específicos de la aeronave. Para este
modelo no se analizaron factores como el peso de la estructura, la posición exacta del piloto,
el tipo de mecanismos y materiales usados para los controles y superficies de control.
La Figura 1-10 muestra el esquema inicial del planeador. Este concepto es el punto de
partida para entrar a la etapa de diseño preliminar donde se procederá a analizar los perfiles
del ala, el twist geométrico y aerodinámico aplicado, el peso total, la estructura, los
instrumentos de cabina, las superficies y los mecanismos de control.
Figura 1-10 Bosquejos del diseño conceptual del planeador
Parte del diseño del planeador incluye la ergonomía del interior del fuselaje para la
comodidad del piloto. Se debe tener en cuenta las dimensiones del piloto para así diseñar
el interior y asegurar, además de la comodidad, la facilidad de operar la aeronave.
Igualmente es importante garantizar una adecuada visibilidad y acceso para ingresar o
evacuar. Adicionalmente, el diseño del fuselaje debe optimizarse para reducir el peso y el
tamaño y así lograr disminuir el arrastre generado.
32

Para cada tipo de aeronave el interior se debe diseñar según su misión y tipo de carga.
Dado que este proyecto se trata de un planeador para un solo tripulante, se eligió un modelo
de piloto que garantice suficiente espacio para diversos tamaños de pilotos. La Figura 1-11
muestra el resultado del modelo del piloto con sus dimensiones basadas en la información
sugerida en el libro Airplane Design de J. Roskam pero modificadas para los fines de este
proyecto.
33
Figura 1-11 Modelo piloto
*Nota: Dimensiones en [mm]
Fuente: ROSKAM, J. Airplane Design Part III (p. 5)
Este modelo del piloto fue usado para generar el modelo 3D del diseño conceptual pero
también se tiene en cuenta para diseñar y modificar el fuselaje en el diseño preliminar final,
que es el objetivo de este proyecto.

2. BASELINE
Antes de diseñar la aeronave, es conveniente estudiar cuales son las dimensiones y los
pesos de planeadores existentes con características similares (ver ANEXO 2). Esto permite
al diseñador elegir parámetros con base a otros diseños, reduciendo los tiempos de cálculo
especialmente cuando existe poca experiencia diseñando. A continuación se muestran
algunos parámetros que servirán como base para las primeras estimaciones (Tabla 2-1).
Estos datos muestran una tendencia general y básicamente ubican al planeador dentro de
los límites actuales que garantizan que el diseño nuevo será viable. Es importante resaltar
que también es posible diseñar por fuera de la tendencia de los datos, así que esto no limita
el diseño sino más bien sirve como una guía inicial.
34
Tabla 2-1 Baseline
SWIFT UTOPIA MILLENNIUM FLAIR30 MARK10 MITCHELL ARCHAEOPTERYX Unidad
WE 48 53 43 33 74 35 40 [Kg]
WPLmax 105 175 - 90 - 85 110 [Kg]
WTO 153 228 - 123 - 120 150 [Kg]
b 12,8 13,95 11,27 12 10,3 10,2 13 [m]
S 12,6 - 13,93 11 15,32 12,64 14 [m2]
AR 13 - 9,1 13,1 6,9 8,2 12,1 [ ]
L/D 27 22 - 30 - 16 24 [ ]
Velmax 120 170 100 150 - 120 140 [Km/h]
Velmin 35 45 30 30 - 30 29 [Km/h]
Fuente: Disponible en Internet: <www.delta-club-82.com>
Con los datos obtenidos se graficaron dos parámetros importantes, que son el área alar (S)
versus el peso vacío del planeador (WE) en la Figura 2-1. De esta forma se puede suponer

un peso y conseguir las primeras estimaciones para el área usando la siguiente ecuación
que representa la línea de tendencia.
Ecuación de la línea de tendencia: y = 7,708x - 56,61
35
Figura 2-1 Gráfica área vs peso vacío
Con esta información se obtiene que para un peso de 65 Kg la superficie estimada es
aproximadamente de 15,8 m2 (ver Tabla 2-2). Este valor puede ser variado dependiendo
del criterio del diseñador pero es una buena primera estimación para realizar los cálculos
iniciales.
Tabla 2-2 Estimación de la superficie
WE escogido 65 [Kg]
S estimado 15,8 [m2]

Ahora se realiza el mismo procedimiento pero graficando la relación de aspecto (AR) versus
el área (S), Figura 2-2. Se obtiene de la misma manera la ecuación de la gráfica y con la
superficie calculada anteriormente se estima el AR que tendrá el ala.
Ecuación de la línea de tendencia: y = -0,375x + 17,15
Figura 2-2 Gráfica relación de aspecto vs área
Del procedimeinto anterior se obtuvo el S y el AR (Tabla 2-3). Por conocimiento se sabe
que un AR de 4,1 para un planeador es algo poco práctico, por esta razón se tomará un
valor más alto (aproximado a 8) para realizar el primer análisis del ala. Con estos dos
parámetros es posible determinar la geometría del ala.
36
Tabla 2-3 Estimación del AR
S 15,8 [m2]
AR estimado 4,1

A continuación se presentarán unas tablas con los datos obtenidos en el baseline para
conocer los coeficientes de sustentación necesarios tanto para el despegue (Tabla 2-4)
como para la velocidad de crucero (Tabla 2-5) usando la ecuación de sustentación:
37
ܥ =
ʹ ∙ ܹ
ߩ∞ ∙ ଶ ∙
El peso del planeador se estima que será de unos 65 Kg. Este peso vació incluye la
estructura del ala más el fuselaje o carenaje. Los cálculos se realizaron suponiendo un peso
máximo para una persona de 90 Kg para un total de 155 Kg.
Tabla 2-4 CL de despegue
Variable Valor
Área [m2] 15,8
Densidad a 1500 m [Kg/m3] 1,06
Velocidad [Km/h] 40
Peso (planeador + persona 90 Kg) [Kg] 155
CL calculado 1,46
Tabla 2-5 CL de crucero
Variable Valor
Área [m2] 15,8
Densidad a 1500 m [Kg/m3] 1,06
Velocidad [Km/h] 80
Peso (planeador + persona 90 Kg) [Kg] 155
CL calculado 0,366
Una vez obtenidos los coeficientes de sustentación se procede a seleccionar los perfiles y
a estimar otros parámetros como el ángulo de aflechamiento y la relación de cuerdas.

3. DISEÑO DEL ALA
38
3.1 GEOMETRÍA DEL ALA
La geometría del ala está definida por muchos parámetros. En esta sección también se
escogerán los perfiles ya que es un procedimiento iterativo. De las gráficas del baseline se
obtienen los valores necesarios (Tabla 3-1) para hacer las primeras geometrías como se
muestra a continuación.
Tabla 3-1 Recopilación de variables
Variable Valor
Área [m2] 15,8
Relación de aspecto 8.0
Peso (planeador + persona 90Kg) [Kg] 155
CL crucero 0,366
CL despegue 1,46
Con la ayuda del software XFLR5 y los valores anteriores se crea la primera geometría, que
sirve como una aproximación inicial para empezar con el diseño aerodinámico del ala (ver
Tabla 3-2).
Después de analizar varias geometrías se seleccionaron las cinco mejores cuyos resultados
se presentan a continuación. En la Figura 3-1, Figura 3-2 y Figura 3-3 se muestra el análisis
por medio del software XFLR5 de los cinco diseños de alas elegidas. En el ANEXO 3 se
puede observar la geometría y las características para cada una de las cinco versiones del
ala analizadas a continuación.

39
Tabla 3-2 Primer diseño
Variable Valor
Área [m2] 15,8
Ángulo de aflechamiento 25
Relación de aspecto 7,7
Relación de cuerdas 0,68
Torsión geométrica -4,8
Margen estático [%] 7
Perfil en la raíz MH 83
Perfil en la punta Eppler 340
Fuente: XFLR5
Figura 3-1 Cl vs Alpha
FW V1 FW V2 FW V3 FW V4 FW V5
Fuente: XFLR 5

40
Figura 3-2 CL/CD vs Alpha
Fuente: XFLR 5
Figura 3-3 Cm vs Alpha
Fuente: XFLR 5

Las gráficas anteriores muestran el comportamiento del ala en todos los ángulos de ataque
representado por la línea continua, mientras que el punto representa la condición de
equilibrio el cual se da en velocidad crucero, aproximadamente a 80 km/h.
Después de analizar las 5 geometrías, se optó por el ala versión 3 representada en el gráfico
de color azul. Esto debido a que presenta mayor coeficiente de planeo lo cual es ideal para
el diseño además de volar en crucero con el menor ángulo de ataque, lo que reduce
posibilidades de stall. En la gráfica de Cm vs alpha se garantiza el equilibrio en velocidad de
crucero para cada geometría marcado como un punto sobre el eje x, es decir en ese punto
el coeficiente de momento del ala será igual a cero. Además se presenta una línea con
pendiente negativa lo que demuestra que las alas diseñadas son estables longitudinalmente
(ver capítulo 4.3.1 Estabilidad longitudinal).
En la Tabla 3-3 se muestran los parámetros más importantes del ala seleccionada y en la
Figura 3-4 se muestra la geometría del ala.
41
Tabla 3-3 Diseño final del ala
Variable Valor
Área [m2] 18
Envergadura [m] 12
Ángulo de aflechamiento [deg] 20,68
Relación de aspecto 8
Torsión geométrica [deg] -2,2
CL crucero 0,34 (alpha 3,4)
CL despegue 1,36 (alpha 9)
Fuente: XFLR 5

42
Figura 3-4 Geometría del ala
*Nota: dimensiones en [mm]
3.2 SELECCIÓN DEL PERFIL
En esta sección se definen las características de los perfiles usados en aeronaves en
configuración ala volante ya que como se vio en las secciones anteriores esta configuración
posee una complejidad de diseño en torno a los momentos aerodinámicos.
3.2.1 Perfil réflex
Un perfil réflex es un tipo de perfil que presenta doble curvatura y se caracterizan por tener
un momento positivo o cercano a cero, conocidos también como auto estables. Este tipo de

perfiles son usados comúnmente en alas volantes con el fin de igualar a cero el coeficiente
de momento de toda el ala. Presentan menor sustentación que un perfil convencional y por
tanto el ángulo de entrada en pérdida es menor, esto depende de la cantidad de camber
que tenga en la parte final del perfil. La Figura 3-5 muestra la forma de un perfil réflex.
43
Figura 3-5 Perfil réflex
Fuente: Disponible en Internet: <http://rabfis15.uco.es/lvct/tutorial/41/tema10/perfil89.gif>
3.2.2 Características del perfil
Debido a que el planeador está basado en un ala volante, es importante tener en cuenta
para la selección del perfil el coeficiente de momento, la relación de planeo y la sustentación
máxima.
De manera errónea se cree que la única condición para que un ala volante vuele de forma
estable es usando un perfil auto estable. Esto no es del todo cierto, pues con la ayuda de
una torsión (twist) aerodinámica y geométrica se puede crear la estabilidad suficiente sin
usar perfiles estrictamente auto estables. Debido a que la selección del perfil es un proceso
iterativo, en esta sección solo se analizaran las características que este deberá tener.

44
3.2.3 Perfil en la raíz
Para la selección del perfil en la raíz se consideran dos parámetros. Primero que todo el
perfil debe ser de gran espesor para incrementar la altura de la viga debido a que en esta
parte del ala se presentan los mayores esfuerzos, en segundo lugar, se necesita alcanzar
un gran coeficiente de sustentación para despegar a bajas velocidades, lo cual producirá
un momento negativo que se compensará usando un perfil auto estable en la punta con la
adición de una torsión geométrica. Por esta razón una buena opción son los perfiles de la
serie MH (ver ANEXO 5).
3.2.4 Perfil en la punta
En esta parte del ala, el perfil debe tener un coeficiente de momento positivo para
contrarrestar el momento negativo del perfil en la raíz y así asegurar que el momento total
es cercano a cero, este tipo de perfiles proviene de la familia Eppler y se conocen como
perfil réflex, aunque podría usarse un perfil convencional pero esto implicaría grandes
grados de torsión geométrica (ver ANEXO 4).
3.3 CÁLCULO DEL ESTABILIZADOR VERTICAL
Antes de analizar la estabilidad del ala es necesario tener las dimensiones del estabilizador
vertical, el cual es necesario para dar estabilidad lateral y para permitir los movimientos de
guiñada ya que en esta parte estará ubicado el rudder.
El cálculo de la superficie vertical se puede estimar con la siguiente ecuación tomada de J.
Roskam (Airplane Design), en la cual se conocen todos los valores exceptuando el
coeficiente de volumen de la superficie vertical:
=
ܸ ∗ ∗ ܾ
ܺ

Ya que en la literatura no se encontró un coeficiente para la configuración de planeador ala
volante, se realizó un proceso similar al usado por J. Roskam (Airplane Design) en el cual
se recopiló una serie de datos de planeadores existentes y posteriormente se calculó un
coeficiente para la aeronave a diseñar usando la tendencia de la gráfica de los datos. Se
tomó el baseline como referencia y se calculó un coeficiente para el planeador. (Tabla 3-4)
Tabla 3-4 Cálculo del coeficiente de volumen
SWIFT MILLENNIUM FLAIR30 MITCHELL
Sv [m2] 1,77 0,9 0,83 2
S [m2] 12,6 13,93 11 12,64
b [m] 12,8 11,27 12 10,2
Xv [m] 1,7 1,9 1,76 1,6
Vv calculado 0,01975 0,01147 0,01169 0,02637
Una vez obtenido el coeficiente de volumen de varias aeronaves, se graficó este parámetro
respecto al Xv y así se obtuvo una ecuación que permite calcular el coeficiente para el
planeador (ver Figura 3-6).
Ecuación de la línea de tendencia: y = -15,698x + 1,8919
45

Figura 3-6 Gráfica coeficiente de volumen vs distancia del estabilizador vertical
VV vs XV
MILLENNIUM
FLAIR30
0.000 0.005 0.010 0.015 0.020 0.025 0.030 0.035
46
2.0
1.8
1.6
1.4
1.2
1.0
XV
[m]
Tabla 3-5 Cálculo de la superficie vertical
SWIFT
VV
VARIABLE FLYING WING
Vv 0,01222
S [m2] 18
b [m] 12
Xv [m] 1,7
Sv [m2] calculado 1,553
MITCHELL
Para efectos prácticos se definió el área del estabilizador de 1,50 m2 (Tabla 3-5). En este
caso se tienen dos superficies ubicadas en las puntas ya que esta disposición permite
reducir el tamaño de la superficie vertical debido a que existe una mayor distancia entre el
CG del ala y el CP del estabilizador vertical, por lo cual cada superficie tendrá 0,75 m2 (ver

Figura 3-7). Esta ubicación junto con el aflechamiento del ala permite tener una mayor
distancia longitudinal con respecto al centro de giro.
Figura 3-7 Dimensiones del estabilizador vertical
47
3.4 SUPERFICIES DE CONTROL
Una aeronave no es sólo un vehículo capaz de volar de forma estable sino también aquel
que tiene la capacidad de ser maniobrado por medio de mecanismos que están integrados
en la aeronave conocidos como superficies de control y que son los responsable de dirigirla
y orientarla.
3.4.1 Dimensiones superficies de control
En un ala volante se presentan dos tipos de superficies de control, el rudder que es el
encargado del movimiento de guiñada (yaw) y los elevones que son una mezcla de elevador
y alerones encargados de los movimientos de cabeceo (pitch) y alabeo (roll)
respectivamente. La Tabla 3-6 a continuación muestra las primeras aproximaciones a las

superficies de control donde los subíndices e, h, a, r y v son: elevador, estabilizador
horizontal, alerón, rudder y estabilizador vertical respectivamente.
48
Tabla 3-6 Superficies de control
Superficie de control Elevador Alerón Rudder
Relación de área Se/Sh=0,15-0,4 Sa/S=0,03-0,12 Sr/Sv=0,15-0,35
Relación de envergadura be/bh=0,8-1 ba/b=0,2-0,4 br/bv=0,7-1
Relación de cuerdas Ce/Ch=0,2-0,4 Ca/C=0,15-0,3 Cr/Cv=0,15-0,4
Máxima deflexión 25° (arriba) 25° (arriba) 30° (derecha)
Mínima deflexión 20° (abajo) 20° (abajo) 30° (izquierda)
Fuente: SADRAEY, M.H. Aircraft Design: A Systems Engineering Approach (p. 637)
Esta tabla es una buena primera estimación para el cálculo de las superficies de control de
una aeronave convencional. Por experiencia se sabe que en un ala volante estas
superficies varían un poco y por esta razón se recomienda usar las dimensiones de la Tabla
3-7 para este diseño donde Ctip es la cuerda de la punta del ala y Croot es la cuerda de la
raíz. Las superficies del elevador y alerón se presentan por separado ya que aunque son
las mismas (elevones) estas tienen diferentes deflexiones, debido a que el momento de
inercia en el eje longitudinal es mayor que en el eje transversal. Es por esta razón que los
alerones se flexionan en mayor cantidad que los elevadores, esto es para el caso de un ala
volante.
Los porcentajes mostrados en la Tabla 3-7 son una sugerencia para alas volantes. Estos
datos se obtuvieron con la ayuda de tres modelos a pequeña escala que se muestran en la
Figura 3-8, en donde se dan las deflexiones máximas para vuelos un poco más agresivos
y deflexiones mínimas para vuelos más pasivos. Esto depende del gusto de cada piloto
pero se debe tener en cuenta que en ningún caso se puede sobrepasar la envolvente de
vuelo, tema tratado en capítulos posteriores. Los datos de los tres aeromodelos usados se
encuentran en el ANEXO 7.

49
Tabla 3-7 Superficies de control
Superficie de control Elevador Alerón
% b 60 60
% Ctip 20-35 20-35
% Croot 20-35 20-35
Ubicación del Ctip elevón 95% ala 95% ala
Máxima deflexión arriba 15° 30°
Mínima deflexión arriba 10° 20°
Mínima deflexión abajo 5° 15°
Máxima deflexión abajo 10° 15°
Figura 3-8 Modelos a escala
En el caso del rudder se tomaron las dimensiones de la Tabla 3-6 ya que no se cuentan
con otras medidas de referencia (ver Tabla 3-8).

ݕଶ
ʹ
50
Tabla 3-8 Dimensiones del rudder
Variable Rudder
Ctip rudder [% MAC] 30
Croot rudder [% MAC] 30
b rudder [% b del ala] 60
Deflexión [º] 30
La rata de roll es un parámetro importante que determina la maniobrabilidad de la aeronave
en el movimiento de alabeo y permite saber si las superficies calculadas son correctas. A
continuación se procede a calcular las ratas de roll con las siguientes características del
elevón. (Tabla 3-9)
Tabla 3-9 Dimensiones del elevón
Variable Elevón
Ctip elevón [% MAC] 25
Croot elevón [% mAC] 25
b elevón [% b del ala] 60
Deflexión [º] 25
Para el cálculo de la rata de roll se utilizaron las siguientes tres ecuaciones de acuerdo a la
metodología de M.H. Sadraey (Aircraft Design: A Systems Engineering Approach):
ܥ௟௣ = −
ሺܥ௟ + ܥௗ଴ሻ ∗ ܥோ ܾ
ʹͶݏ
∗ ሺͳ + ͵ߣሻ
ܥ௟ =
ʹܥ ܥ௥
ܾ
ሺ
+
ʹ
͵
(
ߣ − ͳ
ܾ
௬଴
) ݕଷሻ௬

51
= −
ܥ௟
ܥ௟௣
ʹܸ
ܾ
ሺ
ሻ
Donde Clp se conoce como roll damping y ClδA es el roll authority. Estos dos valores
permitirán conocer la rata de roll del planeador. Como referencia se tienen dos planeadores
(ver ANEXO 2) acrobáticos los cuales presentan las siguientes ratas de roll:
Tabla 3-10 Ratas de roll
Variable MDM-1 FOX Swift-S1 ASW 22 BL ASW 28 BL HpH 304C Genesis 2
Rata de roll [deg/s] 70 80 17,02 25,7 21,4 25,71
b [m] 14 12,67 26,58 15 17,43 15
V [Km/h] - - 83 - 92,6 92
Categoría Acrobático Acrobático Utilitario Utilitario Utilitario Utilitario
Fuente: Disponible en Internet: <http://www.gliderfx.com/aircraft/>
<http://www.sailplanedirectory.com/zwfnw.htm>
Para una velocidad de crucero de 80 Km/h el planeador gira a 43 deg/s. Esta rata de giro
está en el rango entre utilitario y acrobático, es decir que puede hacer virajes un poco más
rápidos que los utilitarios mencionados anteriormente pero esto se debe a que su
envergadura es menor. Estas superficies no sólo garantizan maniobrabilidad en roll sino
también en pitch ya que en un ala volante siempre se necesita más superficies para los
virajes que para los descensos o ascensos. La Figura 3-9 y Figura 3-10 muestran la
dimensiones para los elevones y el rudder respectivamente.

Figura 3-9 Dibujo del elevón mostrando sus dimensiones principales
Figura 3-10 Dibujo del rudder mostrando sus dimensiones principales
52
Flaps
Los flaps son superficies diseñadas para aumentar la sustentación en las fases de
despegue y aterrizaje, estos dispositivos permiten que la aeronave realice un vuelo a menor
velocidad sin entrar en perdida.

Para su dimensionamiento no se siguieron tablas ni curvas, este se calculó con la ayuda de
XFLR5. En este software se varió la dimensión y el ángulo de este mismo hasta conseguir
un CL de 1,36 necesario para despegar y aterrizar. En la Tabla 3-11 se observan las
dimensiones del flap.
53
Tabla 3-11 Dimensiones del flap
Variable Flap
Ctip flap [% MAC] 30
Croot flap [% MAC] 30
b flap [% b del ala] 38
Deflexión [º] 25
3.4.2 Sistemas de control
Los sistemas de control son los mecanismos encargados de transmitir las órdenes de los
controles hacia las superficies de control para que la aeronave maniobre de acuerdo a las
intenciones del piloto. Corresponden a la fase intermedia que conecta la cabina con la
aeronave como se ilustra en el siguiente diagrama.
Hay dos alternativas para diseñar el sistema de control: mecánico y eléctrico. El sistema de
control mecánico emplea elementos unidos mecánicamente para transmitir una acción de
los controles directamente sobre las superficies de control. Dependiendo del tipo de
aeronave estos sistemas pueden ser unidos directamente o con la ayuda de algún
mecanismo (hidráulico) para reducir el esfuerzo físico del piloto. El segundo sistema de
control es eléctrico porque al mover los controles se manda una señal eléctrica que hace

mover actuadores ubicados sobre las superficies. Ambos tipos de sistema son viable y su
uso depende del diseño particular.
Figura 3-11 Ejemplo de control diferencial para alerones
Fuente: ROSKAM, J. Airplane Design Part III (p. 212)
En esta sección se diseñó el sistema de control de los elevones usando el programa Solid
Edge y tomando como referencia varios ejemplos. La Figura 3-11 muestra un ejemplo de
control diferencial para alerones. Para este caso el sistema se hace más complejo debido
a la adición del movimiento del elevador. Usando este esquema como base se logró diseñar
un primer sistema de control para los elevones.
Para este diseño del planeador se considerará un sistema de control mecánico que incluye
controles para los flaps, elevones y rudder. El sistema más complejo para diseñar en este
caso es el de los elevones ya que deben tener capacidad de moverse en el mismo sentido
para el control de cabeceo pero también de manera opuesta en el caso de alabeo para
hacer virajes. Los demás sistemas de control (flaps y rudder) son relativamente simples y
consisten de un ensamble mecánico de tubos y cables. La Figura 3-12 muestra un esquema
de la ubicación de las conexiones desde los controles en cabina hacia las diferentes
superficies de control.
54

Figura 3-12 Sistema de control del planeador
Para este proyecto se diseñó el mecanismo que mezcla los movimientos de cabeceo y
alabeo que tendrá el elevón. Este mezclador combina los movimientos axiales y de rotación
provenientes del bastón de mando. La Figura 3-13 muestra el ensamble de este elemento
pero sin detallar la conexión directa con las superficies de control que se ubican encima de
la posición del piloto debido a la configuración del planeador.
Figura 3-13 Sistema de control mezclador para elevones
Palanca acodada
55
Elevón
Bastón de mando
Mezclador
Varillas-elevón
Varilla diferencial
Brazo rotación

56
Figura 3-14 Movimiento mezclador elevador
Figura 3-15 Movimiento mezclador alerones

La Figura 3-14 y Figura 3-15 muestran el flujo de movimiento para cada superficie. Este
mezclador combina el movimiento del bastón de mando para lograr que los elevones
puedan moverse de manera conjunta (Figura 3-14) para el cabeceo y también de manera
opuesta (Figura 3-15) para el alabeo.
En la sección de diseño estructural (capítulo 7) se debe tener en cuenta la incorporación de
los sistemas de control ya que es necesario garantizar suficiente espacio para el paso de
cables y otros mecanismos de movimiento. Adicionalmente se requieren puntos de sujeción
e impedir posibles interferencias con los movimientos de estos mecanismos.
57

4. ESTABILIDAD
Se llama estabilidad a la tendencia que tiene una aeronave de volar en una condición
determinada. Básicamente se puede decir que una aeronave está en equilibrio si se
cumplen dos condiciones: la primera de ellas es que la suma de las cuatro fuerzas
(sustentación, peso, empuje y arrastre) sea igual a cero y la segunda condición es que la
sumatoria de los momentos con respecto al centro de gravedad de la aeronave sea cero.
58
4.1 ESTABILIDAD LONGITUDINAL
La complejidad de construir un ala volante radica en la dificultad de asegurar una buena
estabilidad longitudinal. Antes de analizar un ala volante veamos cómo funciona una
aeronave convencional.
La siguiente gráfica (Figura 4-1) representa la estabilidad longitudinal de una aeronave con
el centro de gravedad por delante del centro aerodinámico. Esta condición posee una
estabilidad estable, ya que al aumentar considerablemente el ángulo de ataque se produce
un momento de picado que restaura la posición de la aeronave a su estado inicial y
viceversa.
Figura 4-1 Pendiente del coeficiente de momento
Fuente: CARMONA, A.I. Aerodinámica y actuaciones del avión (p. 414)

En un principio un ala volante puede volar con la misma condición mencionada
anteriormente. El problema de esta, es que al no poseer cola, la nariz de la aeronave tiende
a ir hacia abajo en todo momento. Esto ocurre debido a que el centro de presiones, CP, se
encuentra muy cerca del centro aerodinámico, CA. Cuando el centro de gravedad, CG, se
adelanta al CP se produce un momento de picado, el cual se puede corregir con la
utilización de perfiles réflex, con twist geométrico o con twist aerodinámico, para que el CP
quede por delante del CA y en la misma ubicación que el CG como se muestra en la Figura
4-2.
59
Figura 4-2 Ubicación del CP, CG y CA
Un parámetro importante a tener en cuenta, es el margen estático. Este factor es una
manera de medir la cantidad de estabilidad longitudinal expresada en porcentaje y
usualmente es mayor al 5%.1
% =
ܥ − ܥܩ
ܥ
∗ ͳͲͲ
1 SCHIKTANZ, D. The conflict of aerodynamic efficiency and static longitudinal stability of box wing aircraft

4.2 ESTABILIDAD LATERAL Y DIRECCIONAL
Por su naturaleza el ala en flecha posee mayor estabilidad direccional, como se muestra en
la Figura 4-3. La semiala derecha recibe el flujo del aire de forma más perpendicular, esto
causa una mayor sustentación y arrastre que la semiala izquierda lo que produce un
momento de guiñada que restaura el ala a su condición inicial. Otra forma de garantizar la
estabilidad es con la adición de superficies verticales que normalmente están ubicadas en
las puntas del ala.
60
Figura 4-3 Viento cruzado
Este mismo efecto ayuda a estabilizar el ala lateralmente. Cuando la aeronave derrapa
hacia un lado se produce una mayor sustentación en el plano más bajo provocando así que
el ala suba y se nivele nuevamente (ver Figura 4-4).
Figura 4-4 Derrape
Fuente: CARMONA, A.I. Aerodinámica y actuaciones del avión (p. 264)

Otra de las ventajas de un ala aflechada con torsión geométrica es la eliminación del efecto
guiñada adversa. Como se muestra en la Figura 4-5, un ala recta y convencional presenta
un movimiento de guiñada hacia la derecha mientras hace un movimiento de banqueo a la
izquierda. Estos dos movimientos son opuestos y requieren de una superficie móvil
direccional para contrarrestar este efecto. Por su parte, un ala aflechada y con torsión
elimina de forma automática este efecto ya que el alerón que sube produce más arrastre
que el que baja, haciendo coincidir el giro de banqueo y de guiñada de la aeronave. Por
esta razón un ala de este tipo es más estable.
61
Figura 4-5 Comparación de arrastre
Fuente: KUHLMAN, B. On the Wing: Twist Distributions for Swept Wings, Part 3 (p. 17)

4.3 ANÁLISIS DE LA ESTABILIDAD DINÁMICA
En esta sección se analizará la respuesta del ala en el tiempo ante una perturbación en
sentido longitudinal como en el lateral.
62
4.3.1 Estabilidad dinámica longitudinal
La estabilidad longitudinal se garantiza con el margen estático calculado anteriormente
equivalente al 7%. Sin embargo en esta sección se analizará la respuesta del planeador
por medio del software XFLR5. La Figura 4-6 muestra las condiciones iníciales con las que
se simuló la estabilidad. Los valores de entrada son u0 o velocidad horizontal que tiene la
aeronave, w0 se conoce como la velocidad vertical la cual indica la rapidez de ascenso o
descenso y por último q0 que es la rata de cabeceo o velocidad de rotación en el eje
transversal.
Figura 4-6 Condiciones iniciales estabilidad longitudinal
Fuente: XFLR5

Figura 4-7 Respuesta estabilidad longitudinal
63
Fuente: XFLR5
En la Figura 4-6 se observan las condiciones iníciales a la cual se sometió el ala. Los
resultados se muestran en la Figura 4-7 en la cual se obtiene una estabilidad dinámica
positiva ya que la perturbación que se causó está siendo amortiguada en el tiempo.
Como se vio en sección 4.1 el margen estático es una medida de la estabilidad longitudinal
la cual para el caso de esta ala es de 7%.
% =
ܥ − ܥܩ
ܥ
∗ ͳͲͲ
͸,ͻͺ% =
ͳ,ͷͲͶ͵ − ͳ,͵ͻ͹
ͳ,ͷ͵͸
∗ ͳͲͲ

64
4.3.2 Estabilidad dinámica lateral
Al igual que en el apartado anterior, para el análisis de estabilidad lateral se tienen unas
condiciones iníciales (Figura 4-8) y una respuesta a esas condiciones. Como se muestra
en las siguiente gráfica (Figura 4-9) el ala es muy estable lateralmente, esto se debe al
ángulo de aflechamiento y a las superficies verticales ubicadas en las puntas del ala. Este
análisis se realizó con el software XFLR5 donde v0 es la velocidad lateral, p0 es la rotación
en roll de la aeronave y r0 la rotación en yaw.
Figura 4-8 Condiciones iníciales estabilidad lateral
Fuente: XFLR5

65
Figura 4-9 Respuesta estabilidad lateral
Fuente: XFLR5

5. ANÁLISIS CFD
CFD o dinámica computacional de fluidos es una herramienta que utiliza métodos
numéricos y algoritmos para resolver y analizar problemas de fluidos. Este análisis no solo
proporcionará datos que están fuera del alcance del cálculo manual con las ecuaciones de
mecánica de fluidos sino que también permitirá corroborar o refutar algunos cálculos
realizados anteriormente como son las curvas de sustentación (lift) y arrastre (drag).
66
5.1 INTRODUCCIÓN
En esta sección se introducirán los parámetros y se definirán las condiciones de frontera.
Para el análisis computacional se tendrán dos tipos de modelo. El primero será en 2D que
corresponde al perfil y el segundo será en 3D para el ala volante completa. Es importante
notar que existen algunos métodos de simplificar el estudio computacional y estas
simplificaciones pueden llevar a unos resultados aproximados con bajo porcentaje de error
pero reduciendo considerablemente el tiempo de cómputo. Debido a la simetría del ala con
respecto al eje longitudinal es posible realizar el análisis de solamente media ala lo que
reduce considerablemente la cantidad de elementos y nodos en la malla. Por esta razón
sólo se analizará la mitad del modelo con el fin de reducir la carga computacional.
5.2 MALLA
Luego de generar el modelo a estudiar se procede a realizar el mallado para permitir el
análisis con Fluent® (programa especializado en el análisis de fluidos de la compañía
ANSYS®). Para los perfiles es común usar una malla estructurada en forma de C (c-mesh)
la cual se compone de medio círculo y dos cuadrados como se muestra en la Figura 5-1.

67
Figura 5-1 Malla estructurada (c-mesh)
Esta metodología corresponde al análisis de perfiles que se sugiere en la literatura basada
en múltiples tutoriales de CFD. Estos tutoriales optan por un modelo de malla estructurada
que permita analizar mejor los fenómenos de capa límite que tienen en cuenta los efectos
viscosos sobre el perfil. Este modelo viscoso permite simular de manera más precisa el
arrastre generado al aumentar el ángulo de ataque.
Para el ala en 3D se utilizará una malla no estructurada debido a la complejidad del modelo,
similar a la que se muestra en la Figura 5-3. El área frontal del modelo no debe ser mayor
a 7,5%2 del área de la sección de pruebas para garantizar que no haya efectos de pared
cercanos al modelo y que puedan alterar los resultados.
Un parámetro importante a tener en cuenta es el Yplus. Éste permite calcular con mayor
precisión el arrastre viscoso. Para el perfil se usó un valor entre 0 y 5 obteniendo así una
mayor precisión en los resultados mientras que para el ala se usó un Yplus entre 30 y 300
con el fin de reducir la carga computacional.
La Figura 5-3 muestra la malla para el ala en 3 dimensiones donde su volumen de control
es de forma tetraédrica (ver Figura 5-2). Debido a que el ala es simétrica lateralmente se
2 RODRÍGUEZ, J.B. CAD modelization and aerodynamic and structural analysis of the sailplane Fauvel AV-22

analizó solo la mitad para reducir tiempos de cómputo, luego los valores arrojados se
duplicaran para obtener los cálculos totales del ala.
Este modelo tridimensional se analizó en CFD sin las superficies verticales y sin el carenaje
central con el objetivo de tener superficies iguales a las calculadas en el programa XFLR 5.
68
Figura 5-2 Volumen de control
Figura 5-3 Malla no estructurada

Al obtener las mallas para cada estudio es indispensable ubicar las fronteras del modelo
que incluyen una entrada de fluido (velocity inlet), una salida al ambiente (pressure outlet)
y las fronteras del perfil/ala. Para el caso particular del ala, es necesario establecer unas
paredes paralelas a la dirección del fluido que tengan la característica de paredes ideales
para que no generen fenómenos de capa límite.
En total se usaron diferentes modelos de turbulencia ya que algunos funcionan mejor en
ángulos de ataque pequeños mientras que otros son mejores en ángulos grandes.
69
5.3 RESULTADOS
Validación: consiste en comparar los resultados obtenidos del análisis con los datos
obtenidos en XFLR5. La validación se realiza para varios modelos de simulación, así se
puede comparar la exactitud de cada modelo para encontrar el de mayor precisión.
XFLR5: es una herramienta para el análisis de perfiles, alas y empenajes la cual está
diseñada para bajo números de Reynolds. Sus desarrolladores no dan garantía de este
código para su análisis en aeronaves reales y no se responsabilizan de cualquier error que
pueda ocasionar (ver ANEXO 12).
Mike Fox piloto privado e ingeniero quien trabajo en Advanced Aerodynamics & Structures,
Inc como supervisor de diseño del JetCruzer 500 y posteriormente en Scaled Composites
empresa fundada por Burt Rutan dedicada a la fabricación y diseño de vehículos aéreos y
espaciales. En su página <http://www.apollocanard.com> Mike Fox hace referencia del
software XFLR5 donde menciona que aunque este programa no está basado para
aeronaves grandes, es muy útil para aeronaves pequeñas y es una gran herramienta para
realizar diseños preliminares. Mike Fox diseñó una pequeña aeronave canard en la cual
uso XFLR5 no sólo para la selección de los perfiles sino también para el análisis de la
geometría del ala y de los winglets donde según sus pruebas más recientes el programa ha
demostrado resultados impresionantes.

En el documento "Aerodynamic Analysis using XFLR-5" de la Universidad de Minnesota se
analiza un ala volante donde se estudió la sustentación, los momentos de cabeceo y las
derivadas de estabilidad y control. Como conclusión en el texto se afirma que los valores
aerodinámicos obtenidos con el programa son razonables y cumplen con la física de
dinámica de vuelo lo suficiente como para tener un punto de partida en la elaboración de
un modelo.
70
5.3.1 Perfiles
En la Figura 5-4 y Figura 5-5 se presentan los resultados de los dos perfiles del ala, donde
se evidencia un bajo porcentaje de error en la sustentación pero un alto porcentaje de error
en el arrastre, esto se debe a que se está trabajando con números de Reynolds que son
altos para XFLR5 y por esta razón no se tiene una buena comparación en el cálculo del
arrastre. En cuanto a la pérdida de sustentación, se tienen ángulos muy similares tanto en
XFLR5 como en CFD.
Figura 5-4 Perfil de la raíz: MH 82

71
Figura 5-5 Perfil de la punta: E 340
5.3.2 Ala
En este caso se usó semejanza geométrica debido a que crear una malla en un ala de 12
metros requiere demasiado cómputo. Por esta razón se optó por hacer el análisis en un ala
de 3 metros de envergadura donde se aumentó la velocidad de crucero de 22 m/s a 89,2
m/s con el objetivo de igualar el número de Reynolds de 2,25 millones (ver Tabla 5-1).
Tabla 5-1 Semejanza geométrica
VARIABLE VALOR
Densidad [Kg/m3] 1
Velocidad [m/s] 89,167
MAC [m] 0,383
Viscosidad [Kg/m*s] 0,0000152
Re 2246765,35

72
Figura 5-6 CL vs alpha
Debido a que XFLR5 no tiene en cuenta los efectos viscosos para el análisis en 3
dimensiones, la pendiente de la sustentación que se muestra en color rojo nunca entrará
en pérdida, pero se puede estimar con la ayuda de CFD que la pérdida se da a unos 13-14
grados dado que en estos puntos la pendiente en color azul cambia con mayor proporción
(ver Figura 5-6). Esto se da debido a que la malla generada es no estructurada la cual no
predice de forma correcta la separación del flujo en el ala pero si se puede verificar que la
sustentación a bajo ángulos de ataque (menor a 7 grados) calculada con XFRL5 es válida
ya que el error entre estos datos y los obtenidos con CFD son muy cercanos lo que permite
asegurar que el diseño del ala creado anteriormente es correcto. En el ANEXO 12 se
comparan los datos de XFLR5 con resultados experimentales de un túnel de viento para un
perfil NACA 4415 con el fin de observar el porcentaje de error para bajos ángulos de ataque.
En la Figura 5-7 y Figura 5-8 se muestra el contorno de velocidades de la semiala
incluyendo las superficies verticales y el carenaje en donde se puede observar en la parte
superior del ala una disminución de la presión representada en color azul. En el ANEXO 11
se muestran los streamlines esto con el fin de observar el comportamiento del flujo en el

ala con todas sus partes significativas y sus superficies de control alineadas. Esta
simulación se realizó a velocidad crucero y con un ángulo de ataque de 4 grados.
Figura 5-7 Contorno de presiones en el ala vista 1
Figura 5-8 Contorno de presiones en el ala vista 2
73

74
5.3.3 Centro aerodinámico
Para verificar que XFLR5 calcula de forma correcta el centro aerodinámico, se comparó
este dato con CFD y de forma teórica usando la ecuación para un ala de 3 metros de
envergadura (ver Tabla 5-2) con la siguiente ecuación3:
ݔ௡ =
ܿ௥௢௢௧
Ͷ
+
ʹܾ
͵ߨ
∙ tan Λ଴.ଶ5 si λ ሺtaperሻ > Ͳ.͵͹ͷ
Tabla 5-2 Centro aerodinámico
VARIABLE VALOR
CFD 0,353 [m]
XFLR5 0,373 [m]
Fórmula 0,359 [m]
Error 3,899 [%]
El resultado anterior muestra un porcentaje de error bajo equivalente a 3,89%, confirmando
que los valores del centro aerodinámico calculados para el ala real son aceptables, lo que
significa que el margen estático calculado para el diseño preliminar es correcto
garantizando así la estabilidad longitudinal del ala.
3 HEPPERLE, M. Basic Design of Flying Wing Models

6. RENDIMIENTO
Cuando se vuela en una aeronave sin motor para su propulsión se debe tener en cuenta el
rendimiento de esta ya que nos permite estimar las distancias de vuelo a una determinada
altura. En este capítulo se pretende estudiar y comparar algunos parámetros que
determinan el rendimiento del planeador.
75
6.1 GLIDE RATIO
El glide ratio es una medida del rendimiento de la aeronave, en pocas palabras es la
distancia horizontal que se puede viajar con una altura determinada (ver Figura 6-1). Este
valor permite calcular la distancia máxima de planeo o la altura requerida para viajar cierta
distancia.
Figura 6-1 Relación de planeo
Fuente: HOLTZ, R. Glider Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge (p. 41)

76
6.2 GLIDER POLARS
Esta polar es un gráfico que muestra la tasa de caída versus la velocidad de la aeronave,
cada planeador presenta diferentes curvas las cuales dependen de las características del
ala y del peso. En él podemos conocer dos valores de importancia que son la velocidad
mínima de descenso es decir, la velocidad vertical mínima con la que desciende la aeronave
(ver Figura 6-2) y la velocidad óptima de planeo (ver Figura 6-3).
Figura 6-2 Velocidad mínima de descenso
Figura 6-3 Velocidad óptima de planeo

En la siguiente gráfica se compara el planeador diseñado con un planeador de
características similares y un ala delta (ver Figura 6-4). Como se observa este último no es
tan eficiente debido a que posee una rata de descenso mayor. El SWIFT es un planeador
en configuración ala volante con un gran AR para planeadores de su tipo el cual lleva más
de 20 años de desarrollo y ha pasado por varias versiones mejoradas. Posee un mejor
rendimiento que el planeador diseñado gracias a su bajo peso debido al uso de materiales
compuestos.
77
Figura 6-4 Rata de descenso
0.0
-0.5
-1.0
-1.5
-2.0
-2.5
-3.0
-3.5
-4.0
-4.5
En la Tabla 6-1 se muestran los valores más importantes del rendimiento para un planeador
los cuales fueron obtenidos de la figura anterior.
Tabla 6-1 Rendimiento albatros
VARIABLE VALOR
Velocidad mínima de descenso 0,75 [m/s]
Velocidad óptima de planeo 59 [m/s]
Relación de planeo 17,25
-5.0
0 20 40 60 80 100 120
Vel.
vertical
[m/s]
Velocidad del aire [Km/h]
Ala volante SWIFT Hang glider

7. DISEÑO ESTRUCTURAL
El ala es quizá la sección más importante de una aeronave ya que es la responsable de
generar la sustentación necesaria para permitir volar. Igualmente el ala según el diseño
puede tener otras funciones importantes como el almacenamiento de combustible, la
retracción y el guardado del tren de aterrizaje, el montaje y soporte de los sistemas de
propulsión y adicionalmente el movimiento de superficies de control para maniobrar. Debido
a que se somete a grandes cargas aerodinámicas, el ala soporta el mayor porcentaje de
los esfuerzos en vuelo. Estas cargas se distribuyen sobre toda su superficie y
posteriormente se transmiten a los demás elementos estructurales. Sin duda el diseño
estructural del ala es fundamental en cualquier aeronave.
El diseño estructural se realiza un vez se ha definido y fijado la geometría del ala. La
siguiente sección se incluye en este trabajo para ofrecer un esquema de la estructura del
planeador y así validar el concepto del proyecto para que pueda enmarcarse dentro de las
técnicas de construcción actuales y el uso de materiales existentes hoy en día. Además, el
esquema de la estructura apoyado con software de diseño asistido por computador (CAD)
permite estimar con buena precisión el peso aproximado del planeador.
78
7.1 ESTRUCTURAS AERONÁUTICAS
La estructura de un ala normalmente está conformada por los siguientes elementos
principales: vigas principal y auxiliar (dependiendo del diseño), costillas, piel, larguerillos y
elementos de sujeción como remaches. En algunas aeronaves se requiere además de
refuerzos externos o puntales para fijar la estructura del ala al fuselaje. Para este planeador
se pretende usar estos mismos elementos típicos haciendo énfasis en la optimización del
material usado para reducir al máximo el peso total de la estructura. En las siguientes
secciones se muestra cada componente que forma parte de toda la estructura del ala.

La Figura 7-1 muestra un esquema típico de la construcción de un ala tipo cantiléver, la
cual no posee puntales de refuerzo. Aunque no se indica en la figura la piel también puede
contribuir a la rigidez del ala y en tal caso hace parte de los elementos estructurales.
Figura 7-1 Elementos estructurales típicos de un ala cantiléver
Fuente: STEIGER. H.J. Cantilever Wings for Modern Aircraft. NACA Technical
Memorandum N. 538.
Disponible en Internet: <http://digital.library.unt.edu/ark:/67531/metadc65392/m1/16/>
La configuración ala volante permite simplificar el diseño estructural al omitir la interacción
con el fuselaje presente en aeronaves convencionales. En otras palabras los componentes
estructurales principales del ala no presentan interferencia con la estructura del fuselaje y
es posible diseñar una estructura más sencilla. Por tratarse de un ala volante la disposición
de la estructura es cantiléver o en voladizo y no tendrá puntales o elementos similares de
refuerzo externo. Adicionalmente, debido a que se trata de un planeador que pueda ser
maniobrado fácilmente por un tripulante en tierra antes de despegar, el diseño de la
estructura que representa el mayor porcentaje de peso debe optimizarse para reducir al
máximo el peso total del planeador.
79

En las referencias bibliográficas existen muchos diseños estructurales para aeronaves de
gran tamaño y la información sobre estructuras de planeadores y aeronaves ligeras es más
limitada. Por su peso y facilidad de construcción estas aeronaves usualmente se clasifican
dentro de la categoría homebuilt que literalmente traduce a aeronaves “construidas en
casa”. Sin embargo hay algunas sugerencias en el momento de comenzar a diseñar la
estructura del ala.
Una vez se han definido las variables geométricas del ala como la envergadura, ángulo de
aflechamiento y perfil a usar, se recomienda generar un esquema preliminar de la estructura
del ala que busque cumplir los requerimientos de resistencia pero también con bajo peso.
80
7.1.1 Materiales
El estudio de las propiedades y la selección de los materiales es uno de los factores claves
en el diseño del planeador. En esta sección se pretende dar una introducción al lector
acerca de los diferentes tipos de materiales disponibles para la fabricación del planeador.
La siguiente información presentada busca justificar la selección de materiales en este
proceso de diseño teniendo en cuenta ciertos aspectos que pueden hacer viable el proyecto
para posteriores etapas de diseño y finalmente de manufactura.
Los avances tecnológicos y la evolución de los materiales obligan a realizar un estudio
actualizado para la selección de materiales recientes y óptimos para el proyecto. No
obstante las técnicas usadas históricamente dan una buena guía con resultados
garantizados para fundamentar el uso de materiales y métodos de fabricación
estandarizados. A continuación se hará un breve resumen de los materiales más comunes
en la fabricación de planeadores:
Aleaciones de aluminio
El aluminio puro es bastante flexible y tiene muy baja resistencia haciéndolo casi inservible
como material estructural. Sin embargo sus aleaciones con otros metales mejora
considerablemente sus propiedades y lo hace uno de los materiales más usados en la
fabricación de aeronaves. Las aleaciones de aluminio tienen diferentes propiedades y

pueden ser usadas para fabricar componentes como la piel, las costillas y otros elementos
estructurales del ala y del fuselaje.
Existe una gran variedad de aleaciones de aluminio en el mercado. Los elementos de la
aleación y sus tratamientos térmicos definen las propiedades del material. En la industria
aeronáutica es muy común el uso del aluminio 2024 que corresponde a una aleación con
cobre y magnesio también conocida como duraluminio. En la Tabla 7-1 se muestra una
comparación entre dos aleaciones de aluminio que son comunes en el sector aeronáutico
para aeronaves ligeras y planeadores:
Tabla 7-1 Propiedades mecánicas de aleaciones de aluminio
81
Material
Peso
Específico
[g/cm3]
Resistencia a
la tracción
[N/mm2]
Resistencia a
la cizalladura
[N/mm2]
Módulo
elasticidad (E)
[N/mm2]
Módulo
cizalladura (G)
[N/mm2]
2024-T3 2,78 427 283 73100 28000
6061-T6 2,71 310 207 68900 26000
Fuente: PAJNO, V. Sailplane Design (p. 37)
El aluminio 2024-T3 esta aleado principalmente con cobre (Cu) y tiene mayor resistencia a
la tracción que el aluminio 6061-T6 que esta aleado con magnesio (Mg) y silicio (Si). Sin
embargo la aleación 6061 tiene mejores propiedades corrosivas. Ambos materiales son
usados en gran medida para aeronaves tipo homebuilt.
Acero
El acero tiene mejores propiedades mecánicas que el aluminio pero es considerablemente
más pesado por lo que su uso se ha limitado a componentes específicos de menor tamaño.
El acero está compuesto por aleaciones de hierro (Fe) y carbón (C) y sometido a diferentes
tratamientos térmicos que definen sus propiedades. En las aeronaves ligeras como es el
caso del planeador, el acero puede ser usado para fabricar resortes, cables, tubos y otros

componentes que requieren de mayor resistencia mecánica. La Tabla 7-2 compara dos
tipos de aceros comunes en planeadores:
Tabla 7-2 Propiedades mecánicas del acero
82
Material
Peso
Específico
[g/cm3]
Resistencia a
la tracción
[N/mm2]
Resistencia a
la cizalladura
[N/mm2]
Módulo
elasticidad (E)
[N/mm2]
Módulo
cizalladura (G)
[N/mm2]
AISI 4130 7,85 670 400 205000 80000
AISI 1025 7,86 390 250 210000 77000
Fuente: PAJNO, V. Sailplane Design (p. 38)
El acero también es usado en la fabricación de cables que sirven para los mecanismos de
control. Los cables de acero se clasifican como rígidos y flexibles. La Tabla 7-3 muestra las
propiedades de ambos tipos de cables usados en planeadores:
Tabla 7-3 Propiedades de cables de acero
Diámetro
[mm]
Peso por metro
[g/m]
Carga mínima para romper
[Kg]
Flexibles
1,00 4,50 80
1,60 11,00 200
2,00 18,00 315
2,80 31,50 560
Rígidos
1.5 11,20 212
2,10 22,40 425
3,20 56,00 1060
Fuente: PAJNO, V. Sailplane Design (p.38)

83
Plástico
Los materiales plásticos aunque son más pesados que la madera tienen mejor resistencia
mecánica. Para el diseño de planeadores los materiales plásticos más comunes son los
acrílicos los cuales son transparentes y más livianos que las aleaciones de aluminio por lo
que pueden ser usados para fabricar ventanas y algunos componentes sometidos a baja
cargas. Los materiales acrílicos sirven además como materiales aislantes. El nombre
comercial de este material usado en planeadores es Lexan™ y tiene un peso específico
aproximado de 1,10 g/cm3 lo cual lo hace más liviano que el plexiglass con un peso
específico de 1,30 g/cm3.
Materiales compuestos
Los materiales compuestos consisten en dos fases que son la fase continua también
llamada matriz o resina y la discontinua que usualmente son fibras de carbono o vidrio. Las
fibras pueden ser continuas o discontinuas y arregladas de manera ordenada o aleatoria.
Estos materiales ofrecen una solución al problema de peso ya que al usarse en la estructura
permiten reducir de manera significativa el peso total de la aeronave. La dificultad de
determinar adecuadamente sus propiedades mecánicas hace más complicado su cálculo y
diseño. Para la construcción de planeadores las fibras más usadas son de vidrio debido a
su bajo costo.
7.1.2 Selección de materiales
El criterio más importante para seleccionar un material en la industria aeronáutica es la
relación resistencia-peso. Las estructuras aeronáuticas buscan tener gran resistencia
mecánica con el menor peso posible. Adicionalmente se deben tener en cuenta otros
factores como el precio, facilidad de manufactura, resistencia a la corrosión, resistencia
térmica, rigidez, entre otros. Para este diseño se hace un énfasis en los factores de peso,
facilidad de construcción y precio.
La Tabla 7-4 muestra los porcentajes de peso de los elementos principales del planeador
con su respectivo material. Adicionalmente se incluye la opción de un material alternativo
ya que en el primer diseño se optó por una estructura metálica, pero los materiales

compuestos ofrecen hoy en día una buena opción para construir aeronaves más livianas.
Sin embargo en este proyecto sólo se tendrá en cuenta el diseño con materiales metálicos
para la estructura principal. La estimación del peso de los componentes se basó en el
diseño conceptual donde se simplificaron los componentes del planeador y no se tuvieron
en cuenta factores como los agujeros para reducir el peso ni la reducción del área debido
al taperado. Estos porcentajes de peso del material del primer diseño conceptual indicaron
un peso total del planeador de 80 Kg. El diseño final será corregido para el modelo CAD y
así lograr el peso de diseño de 65 Kg.
84
Tabla 7-4 Selección de materiales
Componente
Peso Aprox.
[%]
Material Material
Alternativo
Peso Aprox.
[Kg]
Vigas 37,5 Aluminio Compuestos 22
Costillas 22,5 Aluminio Compuestos 18
Piel 22,5 Aluminio Tela 18
Carenaje 12,5 Plástico Compuestos 10
Cables 8,75 Acero - 7
Instrumentos/
Otros
6,25 Otros - 5
La Figura 7-2 muestra la estimación de los porcentajes para cada material que se pretende
usar en el planeador. Esta gráfica ilustra que el primer diseño del planeador está compuesto
principalmente por aleaciones de aluminio.

Figura 7-2 Porcentaje de materiales del planeador
85
7.2 VIGA PRINCIPAL
Las cargas aerodinámicas actúan directamente sobre la superficie del ala y luego se
transmiten hacia sus costillas. Las costillas a su vez transmiten las cargas en esfuerzos
cortantes a la viga y los esfuerzos se distribuyen según la rigidez de la estructura. El número
de vigas usadas en el ala depende de muchos factores y varía según los requerimientos de
cada aeronave. Es usual encontrar estructuras con dos o más vigas ya que al usar múltiples
vigas se reducen los esfuerzos sobre las costillas. Sin embargo teniendo siempre presente
las restricciones de peso, la viga representa un gran porcentaje del peso total de la
estructura y por lo tanto el número de vigas afecta significantemente el peso del ala.
El conjunto de elementos que conforman la red estructural de la viga se clasifican según su
método de manufactura y complejidad de diseño. Dependiendo del uso que tenga la
aeronave, las funciones secundarias del ala y las cargas soportadas se puede optar por
una configuración u otra. La Figura 7-3 muestra diferentes arreglos de la red estructural
según el tipo de fabricación de la viga. En aeronaves modernas se pueden usar unas
técnicas de manufactura avanzadas para maquinar la viga principal de tal manera que se
reducen el número de elementos de sujeción y se aumenta la resistencia estructural de la
viga similar al tipo integrally machined web (j) en la figura.

86
Figura 7-3 Configuraciones típicas de vigas
Fuente: NIU, M.C.Y. Airframe Structural Design (p. 270)
Por tratarse de un planeador ligero de bajo peso y relativamente bajos esfuerzos se optó
por una estructura con una sola viga principal reforzado con una viga auxiliar. Al usar
materiales convencionales metálicos como el aluminio incluir más de una viga principal
aumenta significantemente el peso del ala.
La viga del planeador tiene una inclinación y disminución de altura inherente debido a la
forma trapezoidal del ala que hace que el perfil de la punta sea más pequeño que el perfil
de la raíz. Por lo tanto los ángulos “L” sobre la viga también se inclinan a lo largo del ala lo
que ayuda a aliviar esfuerzos cortantes sobre la viga como se ilustra a continuación en la
Figura 7-4.
Figura 7-4 Cambio de sección en la viga trapezoidal principal del ala

En el caso del planeador la viga principal estará ubicada aproximadamente al 25% de la
cuerda del perfil. Esta ubicación es ideal ya que tiene el mayor espesor a lo largo de la
cuerda y por lo tanto permite acomodar una viga más resistente. Adicionalmente esta
ubicación se encuentra cerca al centro aerodinámico lo que implica que no estará sometida
a esfuerzos de torsión por el momento aerodinámico. Debido al ángulo de aflechamiento
del ala la viga tambien debera ser aflechada y unida en el centro del ala con unas placas
de empalme o unión (splice plates) como se muestra en la Figura 7-5.
Figura 7-5 Esquema del ala con ubicación de la viga y su aflechamiento
Las vigas consisten en una lámina de aluminio que tiene remachado tanto en la parte
superior como en la parte inferior ángulos extrujados también de aluminio como se muestra
en la Figura 7-6 (a). A lo largo de la viga se usan unos refuerzos en forma de “L” o “T” para
evitar que la viga se deforme o pandee con las cargas.
87
Figura 7-6 Típicas secciones de vigas

Para analizar los esfuerzos en la estructura del ala se obtuvo un sólido macizo con la
geometría de los perfiles que permite visualizar las secciones más críticas del ala completa.
Este modelo no pretende analizar la estructura interna sino solamente determinar las áreas
de mayor esfuerzo debido a una carga distribuida. La simulación para este caso se realizó
usando un factor de carga último de n=8 el cual es el máximo para planeadores acrobáticos
según las regulaciones (EASA) y garantizan que la estructura cumpla con los
requerimientos (ver capítulo 7.4). La Figura 7-7 muestra el resultado del análisis donde se
observa que los mayores esfuerzos se presentan cerca a la raíz del ala donde se
encuentran unidas ambas mitades. Es por esto que esta parte del ala debe estar reforzada.
Figura 7-7 Análisis estructural - ala sólida completa
Además del análisis de los esfuerzos, se tiene el resultado del desplazamiento (ver Figura
7-8), donde se observa como el extremo del ala se deflecta hacia arriba al aplicarle las
cargas aerodinámicas. Esto se debe a que en la simulación la sección de la raíz se
encuentra fija. El desplazamiento ilustrado es normalizado por el programa por lo que no
corresponde a escala con la deflexión real.
88

Figura 7-8 Análisis estructural - deflexión del ala
La simulación anterior se repitió para toda el ala pero removiendo la sección
correspondiente a los flaps y alerones con el fin de verificar que dichas superficies quedarán
por fuera de las zonas críticas. El resultado se muestra en la Figura 7-9 donde
efectivamente se observa que las superficies de control no estarán sometidas a los mismos
esfuerzos estructurales que tiene el área donde estará ubicada la viga principal.
Figura 7-9 Análisis estructural - ala sólida sin flaps y alerones
89

Luego de analizar el sólido del ala se procedió a simular únicamente la viga principal para
concluir si el diseño con los ángulos y espesores definidos soportaría la carga máxima del
material. La Figura 7-10 muestra el resultado de la simulación de la viga simplificada donde
se observa que hay secciones cerca a la raíz del ala que superan los límites de resistencia
mecánica del material.
Figura 7-10 Análisis estructural - viga principal simplificada
El análisis anterior se repitió usando Solid Edge para validar los resultados. La Figura 7-11
muestra los resultados de la simulación donde la escala del esfuerzo es equivalente a la
anterior lo que comprueba que la sola viga principal no soportará la máxima carga de diseño
del planeador por lo que sin incluir otros elementos estructurales el diseño de la viga no es
viable para el planeador.
90

Figura 7-11 Análisis estructural - viga principal
Este análisis se repitió para la misma viga principal pero reforzada con una viga auxiliar.
Las condiciones de la simulación se mantuvieron para la carga máxima de diseño con un
factor de 5,3 (ver Tabla 7-5) equivalente a 4100 newtons de fuerza. La Figura 7-12 muestra
los resultados para la viga principal reforzada.
Figura 7-12 Análisis estructural - viga principal y auxiliar
Para este caso se observa que la carga máxima de toda la estructura es inferior a la
resistencia máxima del material y por lo tanto el diseño de la viga cumple con los
requerimientos estructurales de diseño. Adicionalmente la viga estará reforzada con
ángulos verticales que debido a la complejidad del enmallado y la simulación no serán
91

analizados en este trabajo. Sin embargo con estos resultados se puede concluir que para
esta fase de diseño es aceptable usar el tipo de estructura seleccionada y se recomienda
repetir el análisis de la estructura completa para una etapa de diseño más detallada. El
diseño final de la viga principal se muestra en la Figura 7-13.
92
Figura 7-13 Diseño final viga principal
7.3 COSTILLAS
Las costillas tienen la función de darle la forma aerodinámica al ala. Además son las que
transmiten las cargas aerodinámicas en esfuerzos cortantes sobre la viga. El espesor, la
disposición, el espaciamiento y el número de costillas dependen de cada diseño pero en
todo caso deben cumplir con el mismo objetivo. Para ayudar a reducir el peso es común
que las costillas tengan agujeros que además permiten el paso de cables y otros elementos
hacia las superficies de control.
La disposición de las costillas puede ser perpendicular al borde de ataque, paralelo al flujo
de aire o una combinación. Se optó por un arreglo de costillas perpendicular a la dirección
de vuelo, como se muestra en la Figura 7-14, que estén equidistantes con excepción del
centro del ala que será reforzado y en la intersección del flap con el alerón. Las costillas
serán de pequeño espesor y tendrán agujeros que ayuden a reducir el peso.

93
Figura 7-14 Diseño de costillas
La ubicación y separación de las costillas depende del tipo de cargas que tenga el ala y la
disposicion de las superficies de control. Para el planeador no se requieren montajes para
los sistemas de propulsión ni tanques de almacenamiento de combustible. Tampoco hay
cargas debidas al tren de aterrizaje por lo tanto las costillas deben ir según la ubicación de
los flaps y los alerones. Esto permite garantizar la sujeción de los mecanismos de
movimiento de estas superficies. Adicionalmente se deben espaciar las costillas teniendo
en cuenta la recomendación de máximo 90 centímetros4 para aeronaves ligeras. Para esta
etapa de diseño del planeador se asumieron unas costillas distribuidas uniformemente cada
50 centímetros ya que aparte de los flaps y los alerones no se requieren mas puntos con
altas cargas de peso adicional (ver Figura 7-15).
4 ROSKAM, J. Airplane Design Part III: Layout Design of Cockpit, Fuselage, Wing and Empennage (p. 218)

94
Figura 7-15 Espaciamiento de las costillas
Una vez determinada la distancia entre las costillas se procedió a analizar los esfuerzos
sobre las diferentes secciones. Para este análisis no se contaba con valores reales para
estimar la carga exacta sobre cada costilla por lo que se asumió una carga equivalente a la
carga máxima del ala dividida por el número de costillas. Aunque esta aproximación no es
precisa ofrece un valor mayor que la carga real lo que garantiza que si se cumple esta
condición las costillas podrán soportar la carga real. La Figura 7-16 muestra el resultado
del análisis estructural para la costilla más interna tanto para el borde de ataque como para
la sección intermedia con los agujeros para reducir peso. Con este análisis se determina de
manera preliminar que las costillas del planeador pueden fabricarse con los materiales
metálicos mencionados anteriormente (aleaciones de aluminio) con pequeño espesor de
0,75 mm. Esta primera aproximación sirve para el análisis preliminar del planeador y por
medio de Solid Edge se ensambla toda la estructura del ala para validar el peso total de la
Tabla 7-4. El ensamble final se muestra a continuación en la Figura 7-17.

95
Figura 7-16 Análisis estructural costillas
Figura 7-17 Estructura final ala

La Figura 7-18 muestra el ensamble del ala explosionado para ilustrar las diferentes partes
de la estructura:
Figura 7-18 Ilustración partes estructura alar
96
7.4 DIAGRAMA V-n
El diagrama V-n o envolvente de vuelo es una herramienta gráfica para observar las
limitaciones del factor de carga de la aeronave. Este diagrama muestra el factor de carga
versus la velocidad del aire. La Figura 7-19 muestra el esquema general de un diagrama V-n
donde VA es la velocidad de pérdida con CLmax, VC es la velocidad máxima de crucero y
VD (dive) es la velocidad de picada y máxima estructural. Para un diseño inicial se pueden
usar algunos valores sugeridos de factor de carga según la normatividad.

97
Figura 7-19 Cálculo del diagrama V-n
Para calcular la envolvente de vuelo para maniobras se conocen los siguientes parámetros
del planeador:
S superficie alar [m2] = 18
W peso máximo total [Kg] = 155
W/S carga alar [Kg/m2] = 8.6
n1 factor de carga = 5.3 (ver la Tabla 7-5)
Cl coeficiente de sustentación máximo = 1.36 (ver la Tabla 3-3)
La velocidad de pérdida máxima se puede calcular con la siguiente ecuación de la
metodología establecida en la norma estándar internacional ASTM F2564-13 Standard
Specifications for Design and Performance of a Light Sport Glider:
ܸ௦ = ܸଵ = √
݊ଵ ∙
ௌ
ଵ
ଶ ∙ ߩ ∙ ܥ௟ ௠௫

Reemplazando para diferentes factores de carga se puede graficar la sección parabólica
de VA el cual indica la máxima carga permisible a cierta velocidad sin entrar en pérdida.
Siguiendo la norma CS-22 (Certification Specifications for Sailplanes) se pueden usar los
diferentes valores para los factores de carga según las regulaciones y así determinar los
demás puntos del diagrama V-n:
98
Para construir la línea de stall se tiene:
ܥ ௠௫ =
݊ ∙ ܹ
ଵ
ଶ ∙ ߩ∞ ∙ ∞ ଶ
∙
Solucionando para n se tiene:
݊ =
ଵ
ଶ ∙ ߩ∞ ∙ ∞ ଶ
∙ ∙ ܥ ௠௫
ܹ
Reemplazando en la ecuación anterior diferentes valores de velocidad se puede construir
la línea de stall hasta alcanzar el valor máximo de n para el planeador. Usando los valores
para n de la Tabla 7-5 se determinan lo demás puntos del diagrama.
Tabla 7-5 Factores de carga
Factor de carga Utilitario Acrobático
n1 +5.3 +7.0
n2 +4.0 +7.0
n3 -1.5 -5.0
n4 -2.65 -5.0
Fuente: EASA CS-22 Certification Specifications for Sailplanes
La velocidad de picada (VD) se determina con la siguiente ecuación, donde la carga alar
está en Kg/m2:

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180
V [Km/h]
99
஽ = ͵.Ͷͳ ∙
ܹ

+ ͳͶͶ.ͷ [Km/h]
El resultado del diagrama V-n para el planeador se muestra en la Figura 7-20 a
continuación.
Figura 7-20 Diagrama V-n del planeador
Flaps
Design Cruise …
Level Flight
Ultimate Load
Proof Load
8
7
6
5
4
3
2
1
0
-1
-2
-3
n (factor de carga)
Adicional a las líneas limitantes del diagrama existen dos valores de carga que son
importantes mencionarlos. El factor de prueba de carga (proof load) es 1,25 veces la carga
límite y el factor último de carga (ultimate load) que corresponde a 1,5 veces la carga límite.
El diagrama V-n muestra las cargas que puede tolerar el planeador para las diferentes fases
de vuelo. La primera curva positiva indica la carga máxima posible sin entrar en pérdida.
Por fuera de esta línea realizar una maniobra que supere el límite de n hará que el planeador
entre en pérdida. La línea superior indica el factor de carga máximo de la aeronave durante
el rango de velocidad de crucero. Maniobras que superen este factor harán que sufra

sobresfuerzos estructurales. La última línea decreciente sugiere que a mayor velocidad el
planeador pierde capacidad de maniobrar al disminuir su factor de carga hasta llegar a la
velocidad de picada, la cual es la máxima para operar el planeador. La parte restante del
diagrama es igual pero para maniobras invertidas. La Figura 7-21 muestra una comparación
del diagrama V-n para varios planeadores con diferentes capacidades acrobáticas.
Figura 7-21 Comparación diagrama V-n para varios planeadores
Fuente: MALLINSON, P. The Handbook of Glider Aerobatics (p. 25)
100
7.5 DIAGRAMA V-n PARA RÁFAGAS
Adicional al envolvente de vuelo para maniobras existe también un diagrama V-n para
estudiar ráfagas de viento. Las ráfagas de viento se contemplan durante las diferentes fases
de vuelo y con diferente magnitud. Para calcular el diagrama V-n para ráfagas se puede
usar el siguiente análisis:

Para calcular el factor de carga se tiene la siguiente ecuación:
101
݊ = ͳ +
∙ ܷ ∙ ܸ ∙ ܽ ∙ ߩ∞ ∙
ʹ ∙ ݉
Donde:
S superficie alar [m2]
m masa del planeador [Kg]
ρ∞ densidad del aire [Kg/m3]
a pendiente de la curva de sustentación [rad-1]
V velocidad de la aeronave [m/s]
Ug velocidad de ráfaga de viento [m/s]
Kg coeficiente de ráfaga, se calcula así: = ଴.88
5.ଷ+
ȝ relación de la masa de la aeronave, se calcula así: ߤ = ଶ௠
̅ ஼̅̅ ௌ
C cuerda media geométrica
Reemplazando con los datos del planeador y usando la tabla con los valores sugeridos por
la normatividad se obtiene el diagrama V-n para ráfagas combinado, que se muestra a
continuación (Figura 7-22).
Figura 7-22 Diagrama V-n para ráfagas

El diagrama V-n final combinado que se muestra en la Figura 7-22 está compuesto por dos
líneas curvas y varias líneas rectas. Las dos líneas curvas de la izquierda representan el
límite aerodinámico sobre el factor de carga debido a la entrada en pérdida (CLmax).
Maniobrar por fuera de este límite es imposible debido a que la aeronave entrará en una
condición de stall. A medida que aumenta la velocidad de la aeronave el factor de carga
máximo también aumenta proporcional al cuadrado de la velocidad (V2). Sin embargo existe
un valor máximo de n que se limita por el factor de carga máximo estructural que
normalmente está dado por las regulaciones según el tipo de aeronave. También se
grafican las líneas rectas que representan las ráfagas de viento. Estas ráfagas pueden ser
positivas y negativas y así aumentar o disminuir el ángulo de ataque de la aeronave. Un
cambio repentino en el ángulo de ataque incrementará de la misma manera el coeficiente
de sustentación lo que a su vez aumenta la sustentación. Por definición el factor de carga
también incrementará y en algunos casos podrá superar las cargas de maniobras por lo
que las ráfagas de viento se deben tener en cuenta en el diagrama. Debido a que la
magnitud de las ráfagas es impredecible y difícil de medir se establecen ciertos valores
estándares de ráfagas que cumplan con la normatividad.
102

8. INSTRUMENTOS
Aunque la selección específica de los instrumentos hace parte del diseño detallado donde
se debe elegir un proveedor y diseñar su ubicación e instalación, en esta sección se tendrán
en cuenta los tipos de instrumentos necesarios para el planeador.
Debido a que se trata de un planeador sin sistema de propulsión los instrumentos
necesarios en cabina son aquellos que son indispensables para la navegación y operación
de la aeronave. Igualmente se deben considerar instrumentos de comunicación que pueden
ser necesarios por regulaciones aéreas. La Tabla 8-1 muestra los instrumentos principales
básicos que se requieren para operar el planeador en condiciones de vuelo visual:
Tabla 8-1 Instrumentos básicos del planeador
103
Instrumento Descripción Peso
aprox. [Kg]
MEL*
(Eléctrico)
Precio aprox.
[USD]
Fabricante
(Ref.)
Altímetro
Instrumento pitot-estático
básico necesario para
conocer la altitud en vuelo
0,345
Si
(No)
$995.00
Winter
Instruments
(4 FGH 10)
Velocímetro
Indispensable para que el
piloto pueda identificar las
velocidades críticas en
vuelo (máxima y pérdida)
0,205
Si
(No)
$490.00
Winter
Instruments
(6FMS 423)
Variómetro
Permite identificar si el
planeador está
ascendiendo o
descendiendo
0,318
Si
(No)
$616.00
Winter
Instruments
(5 StV 5)
Brújula Instrumento magnético de
navegación 0,270
No
(No)
$190.00
AirpathCompass
(C-2300)
Indicador de
viraje
Ayuda a realizar virajes
coordinados sin derrapar
(12-28V, ~150mA)
0,680
No
(No)
$520.00
TruTrack
(PTB2-1MIN)

104
Instrumento Descripción Peso
aprox. [Kg]
MEL*
(Eléctrico)
Precio aprox.
[USD]
Fabricante
(Ref.)
Horizonte
artificial
Instrumento giroscópico
que ayuda a maniobrar
con referencia al horizonte
(12-30V)
1,050
No
(Si)
$2,259.00
RC Allen
(RCA26EK)
Radio
Necesario para la
comunicación si se
requiere para volar
(regulaciones) VHF
0,850
Si
(Si)
$1,695.00
Becker
(AR6201-
25KHz)
Batería
Necesaria solo para los
equipos que requieren
electricidad
1,850
Si
(Si)
$30.00
Power-Sonic
(PS-1251FP
12V, 5.4Ah)
Acelerómetro Para detectar cargas
excesivas durante vuelo 0,300
No
(No)
$465.00
Falcon Gauge
(GM510-2)
GPS
Ayuda a navegar con
buena precisión. Incluye
otros instrumentos como
altímetro (opcional)
0,500
No
(Si)
$4,866.00
LXNAV
(LX9050-V9)
Termómetro de
temperatura
externa
Termómetro para medir la
temperatura del aire
externo para identificar
termales
0,040
No
(Si)
$45.00
Cooper Atkins
(DM120)
Total MEL 3,6 $3,826.00
Total 6,4 $12,171.00
*MEL: Lista de equipo mínimo se refiere a los instrumentos mínimos para operar el planeador
Fuente: Disponible en Internet: Cumulus Soaring, Inc. <www.cumulus-soaring.com>
Las limitaciones del espacio en el fuselaje hacen que el GPS sea una buena alternativa
para los instrumentos en cabina. Bajo ciertas condiciones de vuelo y dentro del espacio
aéreo permitido por la autoridad aeronáutica el planeador podrá operar con el equipo
mínimo de diseño. No obstante entre más información tenga el piloto a su disposición más
seguro podrá operar la aeronave.

9. DISEÑO FINAL
Esta sección presenta las imágenes finales del diseño del planeador hechas con Solid Edge
ST5 donde se incluyen sus dimensiones finales y datos técnicos de rendimiento. El nombre
elegido para denominar el proyecto es ALBATROS, que hace referencia al ave del mismo
nombre ya que por su figura y alta relación de aspecto posee buena eficiencia
aerodinámica. Este concepto fue la motivación del proyecto y resume el esfuerzo de diseñar
un ala volante que aproveche sus ventajas aerodinámicas para optimizar su eficiencia.
A continuación se presentan las dimensiones del diseño preliminar del planeador (Figura
9-1). Los renders y los planos detallados del planeador se encuentran en el ANEXO 13 y
ANEXO 15 respectivamente. También se incluyen diferentes vistas del planeador
ensamblado en Solid Edge (ver Figura 9-2).
105
Figura 9-1 Dimensiones finales

106
Figura 9-2 Vista frontal y lateral
La ficha técnica del planeador Albatros se ve a continuación donde se resumen las
características principales del diseño preliminar final:

Características generales Símbolo Valor Unidad
Tripulación 1 N/A
Envergadura b 12 [m]
Área alar S 18 [m2]
Carga alar W/S 8.6 [Kg/m2]
Relación de aspecto AR 8 N/A
Peso vacío WE 65 [Kg]
Peso máximo de despegue WTO 155 [Kg]
107
Características de rendimiento
Velocidad de pérdida Vs 35 [Km/h]
Velocidad de despegue VTO 40 [Km/h]
Velocidad de crucero Vcruise 80 [Km/h]
Velocidad máxima Vmax 150 [Km/h]
Rata mínima de descenso VDmin 0.85 [m/s]
Velocidad óptima de planeo Vglide 60 [Km/h]
Relación de planeo máxima L/D 16:1 N/A

CONCLUSIONES
El diseño final del planeador logró abarcar las áreas más importantes de la fase de diseño
preliminar que incluyen el análisis aerodinámico y de estabilidad, estudio de sistemas y
superficies de control, simulaciones CFD, diseño estructural y selección de materiales. A
pesar de la inexperiencia de los integrantes, se logró hacer una investigación profunda y
completa para familiarizarse más con el diseño de un nuevo planeador, incluyendo normas
aplicables como ASTM F2564-13, CS-22 (EASA) y FAA-H-8083-13A. El diseño de una
aeronave nueva es un proceso que puede tardar varios años y pasar por muchas etapas
de rediseño y mejoramiento. Por cuestiones de tiempo este proyecto presentó una primera
versión del planeador que puede ser modificada según sea necesario buscando optimizar
su relación de planeo, peso total, rata de descenso mínima, etc.
El estudio del estado del arte demostró que existen numerosos diseños de aeronaves
(recientes e históricas) con una configuración ala volante y que este concepto no es tan
nuevo como parece ya que hay registros de proyectos desde principios del siglo XX.
Adicionalmente, esta configuración ha despertado un nuevo interés por parte del sector
aeronáutico para ser implementado en la aviación comercial con el concepto del blended
wing body (BWB), como el proyecto X-48B de Boeing. Por lo tanto el conocimiento obtenido
con este proyecto es potencialmente una útil recopilación de información con vista al futuro.
Teniendo siempre presente las metas trazadas al comienzo del proyecto, este trabajo logró
cumplir los 6 objetivos específicos propuestos con la ayuda de las herramientas
computacionales modernas (XFLR5, ANSYS Fluent, AutoCAD, Solid Edge, SolidWorks),
las bases de datos académicas, artículos científicos, estudios afines, referencias
bibliográficas y otras fuentes de consulta, además de contar con las sugerencias y
recomendaciones de personas con conocimiento en el sector aeronáutico como el
diseñador Jim Marske.
Con este trabajo se pudo aplicar varios temas de diferentes áreas de la ingeniería
aeronáutica. Además de los conceptos y la teoría estudiada, se pudo hacer uso de
habilidades personales que no son enseñadas en el aula de clase y forman parte de cada
integrante como aspirante al título de ingeniero aeronáutico, como el uso de 3 aeromodelos
108

a escala que ayudaron a superar las dificultades presentadas debido a la limitación de
información técnica disponible sobre alas volantes. Las áreas de estudio fomentadas en el
proyecto incluyen, además del ciclo básico de ingeniería, estructuras aeronáuticas para el
diseño y análisis de la estructura del ala, dibujo de elementos de máquinas (CAD) para
generar los modelos 3D y planos 2D, aerodinámica para estudiar los perfiles seleccionados,
resistencia de materiales para optimizar los elementos estructurales requeridos, procesos
de manufactura para tener en cuenta posibles conflictos e interferencias al momentos de
teóricamente construir el planeador, materiales aeroespaciales para reducir el peso y
asegurar el cumplimiento de las metas de diseño, diseño conceptual de aeronaves para
todo el proceso de ingeniería de los componentes y sistemas, aviónica para los
instrumentos y CFD para las simulaciones de mecánica de fluidos. Adicionalmente, este
proyecto exigió un proceso exhaustivo de investigación para poder recopilar la mayor
cantidad de información con las herramientas disponibles.
El diseño inicial se elaboró con un baseline de 7 planeadores y alas volantes. Por medio de
tablas y gráficos similares a los que se utilizan en la metodología empleada por J. Roskam
para el dimensionamiento preliminar en Airplane Design se estimaron las primeras medidas.
Este primer diseño demandó una mayor cantidad de tiempo para dimensionar la geometría
del ala ya que algunos parámetros no se pueden tomar usando la referencia de otras alas
como es el caso del twist. Es por esta razón que el primer diseño demoró un 40% más de
tiempo de lo estimado, pero fue fundamental para continuar con las siguientes 5 versiones
de la geometría del ala analizadas. Con esto se realizaron los primeros cálculos para tener
un punto de partida. Entre las 5 versiones iniciales del diseño del ala siempre se tuvo en
cuenta un margen estático mayor al 5% para el planeador lo que en últimas llevó a que el
diseño final mostrara una excelente estabilidad. Esto se observa en las gráficas de
estabilidad y de coeficiente de momento, en esta última se presenta una pendiente
negativa, es decir cuando la aeronave aumenta el ángulo de ataque produce un momento
negativo que tiende a regresar al planeador a su ángulo original y viceversa. Esto concuerda
con la amortiguación que se muestra en las gráficas de estabilidad que se obtuvieron con
XFLR5.
El análisis estructural por medio de 2 herramientas computacionales (ANSYS y Solid Edge)
demostró ser un soporte en las primeras fases de diseño, permitiendo analizar los esfuerzos
sobre las vigas para un factor de carga máximo de 5,3 y así detectar puntos críticos en el
109

diseño que posteriormente fueron reforzados. Con las simulaciones se analizaron las
configuraciones estructurales seleccionadas para definir la que cumplía los requerimientos
de resistencia mecánica y peso. No obstante, es evidente que para llevar un diseño
preliminar a la siguiente fase y poder obtener resultados importantes se deben realizar
ensayos experimentales reales que permitan concluir sobre la viabilidad de la estructura
diseñada. Además, los esfuerzos correspondientes al factor último de carga se deben
aprobar con el uso de pruebas destructivas sobre un prototipo real.
El análisis en CFD (ANSYS) permitió corroborar los resultados arrojados por el software
XFLR5 con el cual se obtuvieron los coeficientes necesarios para diseñar el ala. No sólo se
realizaron los cálculos por medio de 2 software sino también por 2 métodos diferentes ya
que ANSYS utiliza las ecuaciones de Navier Stokes mientras que XFLR5 utiliza el “Vortex
Laticce Method”. También fue necesario para analizar otras características que no se tienen
en cuenta en XFLR5 como por ejemplo las zonas de entrada en pérdida, aunque esta no
fue muy precisa debido a que la malla generada no fue lo suficientemente refinada para
analizar los efectos viscosos con precisión. De acuerdo al ANEXO 12, los datos de XFLR5
mostraron un porcentaje de error del coeficiente de sustentación igual o menor al 10% para
ángulos de ataque menores a 7 grados. Para el arrastre el porcentaje de error fue
considerablemente mayor debido a que como se ha mencionado anteriormente XFLR5 no
tiene en cuenta los efectos viscosos. Por otro lado el coeficiente de arrastre tiene una
magnitud de orden 10-2 lo que lo hace más susceptible a errores debidos a cifras
significativas y propagación de error por el cálculo y manipulación de las ecuaciones
aerodinámicas.
La selección de materiales metálicos para el planeador se basó en la posibilidad de utilizar
herramientas computacionales para el análisis estructural que estuvieran al alcance de los
integrantes del proyecto. Sin embargo, conociendo las limitaciones de peso se concluye
que el diseño actual puede ser modificado para una segunda versión en materiales
compuestos que reduzcan el peso total del planeador en un 20-25%, de acuerdo al factor
de reducción dado por J. Roskam para la conversión de aeronaves en materiales metálicos
a compuestos. La idea de diseñar un planeador con despegue manual implica un límite en
el peso total que sea posible levantar sin demasiado esfuerzo por una persona promedio
(menor a 60 Kg). Por esto se llegó a la conclusión que el uso de materiales metálicos hace
que el planeador sea más pesado y difícil de manipular en tierra a comparación de otros
110

diseños tipo ala delta (hang glider). Al usar materiales compuestos se podría obtener un
peso del planeador tentativo de 50 Kg ya que la estructura del ala que representa cerca de
80% del peso total del planeador se reduciría.
En el proceso de diseño se crearon varias geometrías con el fin de observar la variación de
los coeficientes aerodinámicos más importantes. Se tuvo en cuenta la estabilidad del ala
pero también la viabilidad de su construcción ya que aunque esta no será manufacturada
se deben considerar otros parámetros como la estructura, espacios para los sistemas de
control, sujeción y movimiento de superficies, facilidad de ensamblar y transportar etc. Con
esto se pudo concluir que el diseño preliminar de una aeronave abarca muchas áreas de la
ingeniería aeronáutica que deben trabajar a la par para alcanzar un compromiso ya que
como se vio en este proyecto existen varias circunstancias de conflicto entre el paso de los
sistemas de control, cables y otros elementos con las costillas de la estructura alar y el
espesor del perfil con el tamaño de las vigas.
111
Recomendaciones
Aunque XFLR5 es de gran utilidad por su simplicidad y rapidez a la hora de calcular los
coeficientes aerodinámicos, se debe tener presente de que este no tiene en cuenta los
efectos viscosos en 3 dimensiones y es por esta razón que la pendiente de CL vs Alpha es
una línea recta, es decir el ala nunca entrará en pérdida y no se podrá predecir los ángulos
de stall. Las simulaciones con ANSYS en equipos de cómputo con mayor capacidad
permitirían estudiar mejor los modelos del planeador.
El objetivo con este primer diseño es hacer distintos tipos de pruebas como maniobras a
bajas y altas velocidades, entradas en pérdida etc. Es por esta razón que se optó por un
ala no desarmable ya que su estructura es más simple de diseñar. Una vez terminadas las
pruebas se recomienda diseñar un ala desarmable con el fin de facilitar su transporte.
Finalmente se recomienda hacer un estudio de factibilidad y beneficio de emplear
materiales compuestos en la construcción del ala, buscando reducir el peso total del
planeador.

REFERENCIAS
ABBOTT, Ira H. Theory of Wing Sections. 1st Ed. New York, NY: Dover Publications, Inc.,
1959. 693 p. ISBN: 0-486-60586-8
ANDERSON, John D, Jr. Fundamentals of Aerodynamics. 5th Ed. New York, NY: McGraw-
Hill, 2010. 1106 p. ISBN: 978-0-07-339810-5
BERTIN, John J. Aerodynamics for Engineers. 4th Ed. Upper Saddle River, NJ: Prentice
Hall, Inc., 2002. 580 p. ISBN: 0-13-064633-4
BRUHN, E. F., Analysis and Design of Flight Vehicle Structures. Revised Ed. Austin, TX:
Jacobs Pub., 1973. 650 p. ISBN: 978-0961523404
CARMONA, Aníbal Isidoro. Aerodinámica y actuaciones del avión. 12ª Ed. España:
Ediciones Paraninfo, S.A., 2004. 680 p. ISBN: 978-8428328883
KROO, Ilan. Design and Development of the Swift: A Foot-Launched Sailplane (2000).
American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. AIAA-00-4336
LEE, Russell E. Only the Wing: Reimar Horten´s Epic Quest to Stabilize and Control the All-
Wing Aircraft. 1st Ed. Washington, D.C.: Smithsonian Institution Scholarly Press, 2011. 297
p. ISBN: 978-1-935623-03-8.
112

MALLINSON, Peter. The Handbook of Glider Aerobatics. 1st Ed. UK: Airlife Publishing Ltd.,
1999. P. ISBN: 1840371102
MEGSON, T.H.G. Aircraft Structures for Engineering Students. 4th Ed. Oxford, GB: Elsevier
Aerospace Engineering Series, Ltd., 2007. 804 p. ISBN: 978-0-750667395
NIU, Michael C.Y. Airframe Structural Design. 2nd Ed. Los Angeles, CA: Technical Book
Company, 1989. 611 p. ISBN: 962-7128-04-X
PAJNO, Vittorio. Sailplane Design. 2nd Ed. Roma, Italia: IBN Editore, 2010. 477 p. ISBN:
978-8883402746
PAPE, Garry R. Northrop Flying Wings: A History of Jack Northrop´s Visionary Aircraft. 1st
Ed. Atglen, PA: Schiffer Publishing Ltd., 1995. 288 p. ISBN: 0-88740-689-0
PHILLIPS, Warren F. Mechanics of Flight. 2nd Ed. Hoboken, NJ: John Wiley & Sons, Inc.,
2010. 1138 p. ISBN: 978-0-470-53975-0
POPE, Alan. Basic Wing and Airfoil Theory. 1st Ed. Mineola, NY: Dover Publications, Inc.,
2009. 294 p. ISBN: 978-0-486-47188-4
RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 3rd Ed. Reston, VA: AIAA,
Inc., 1999. 923 p. ISBN: 1-56347-281-0
113

ROSKAM, Jan. Airplane Design. Part I: Preliminary Sizing of Airplanes. 2nd Ed.
DARcorporation, 2005. 202 p. ISBN: 978-1884885242
ROSKAM, JAN. Airplane Design. Part II: Preliminary Design and Integration of the
Propulsion System. DARcorporation, 2004. ISBN: 978-1884885433
THOMAS, Fred. Fundamentals of Sailplane Design. 3rd Ed. College Park Press, 1999. 274
p. ISBN: 0-9669553-0-7
WAINFAN, Barnaby. Airfoil Selection: Understanding and Choosing Airfoils for Light
Aircraft. 2nd Ed. ©Barnaby Wainfan, 2005. 80 p. ISBN: 978-7770045257
114

ANEXO 1
Atmósfera estándar 1976 (OACI)
115
Altitud (h)
[m]
Presión (P)
[KPa]
Densidad (ρ)
[Kg/m3]
Temperatura (T)
[°K]
Viscosidad (Ȟ)
[m2/s] * 10-5
Vel. Sonido (a)
[m/s]
0 101,325 1,225 288,15 1,48 340,3
100 100,129 1,213 287,50 1,49 339,9
200 98,945 1,202 286,85 1,50 339,5
300 97,773 1,190 286,20 1,51 339,1
400 96,611 1,179 285,55 1,53 338,8
500 95,461 1,167 284,90 1,54 338,4
600 94,322 1,156 284,25 1,55 337,9
700 93,194 1,145 283,60 1,56 337,6
800 92,076 1,134 282,95 1,58 337,2
900 90,970 1,123 282,30 1,59 336,8
1000 89,875 1,112 281,65 1,60 336,4
1500 84,556 1,058 278,40 1,66 334,5
2000 79,495 1,006 275,15 1,74 332,5
2500 74,683 0,957 271,90 1,81 330,6
3000 70,109 0,909 268,65 1,88 328,6
3500 65,764 0,863 265,40 1,97 326,6
4000 61,640 0,819 262,15 2,05 324,6
4500 57,728 0,777 258,90 2,14 322,5
5000 54,020 0,736 255,65 2,24 320,5
7500 38,251 0,557 239,40 2,80 310,2
10000 26,436 0,413 223,15 3,56 299,5

ANEXO 2
Aeronaves baseline
116
SWIFT
UTOPIA
MILLENNIUM
FLAIR30
MARK 10
MITCHELL

117
ARCHAEOPTERYX
MDM-1 FOX
Swift-S1
ASW 22 BL
ASW 28 BL
HpH 304C
Genesis 2

ANEXO 3
Diseños ala XFLR5
FW1
SPECIFICATIONS Units Comments
Empty weight WE 65 [Kg] 110.2 [lb]
Payload WPL 90 [Kg] 209.4 [lb]
Take-off weight WTO 155 [Kg] 319.7 [lb]
Maximum Speed Vmax - [m/s]
Stall Speed Vs 11,11 [m/s] 40 [km/h]
Cruise speed Vc 22,22 [m/s] 80 [km/h]
GEOMETRIC Units Comments
Wing span B 11 [m]
Wing area S 15,8 [m2]
Aspect Ratio AR = b2/S 7,66 [ ]
Sweep Angle  25 [deg]
Taper Λ 0,68 [ ]
Root chord Croot 1,7 [m]
Tip chord Ctip 1,15 [m]
Mean aerodynamic chord MAC 1,443 [m]
Twist -4,8 [deg]
118
Root airfoil MH 83
Tip airfoil E 340
CENTERS Units Comments
Aerodynamic center AC 1.430 [m] Formula
Aerodynamic center AC 1.515 [m] XFLR 5
Static margen SM 6.93 [%] 5 - 15
Center of gravity CG 1.415 [m]

FW2
Wing span B 12 [m]
Wing area S 18 [m2]
Sweep Angle  20,87 [deg]
Taper Λ 0,58 [ ]
Twist -6,2 [deg]
119
Root airfoil MH 83
Tip airfoil E 340
Aerodynamic center AC 1,446 [m] Formula
Aerodynamic center AC 1,5179 [m] XFLR 5
Static margen SM 7,09 [%] 5 – 15
Center of gravity CG 1,409 [m]

FW3
Wing span B 12 [m]
Wing area S 18 [m2]
Taper Λ 0,58 [ ]
Twist -2,2 [deg]
120
Root airfoil MH 82
Tip airfoil E 340
Aerodynamic center AC 1,437 [m] Formula
Aerodynamic center AC 1,5043 [m] XFLR 5
Static margen SM 6,97 [%] 5 – 15
Center of gravity CG 1,397 [m]

FW4
Wing span B 10 [m]
Taper Λ 0,56 [ ]
Twist -2,7 [deg]
121
Root airfoil MH 82
Tip airfoil E 340
Static margen SM 7.06 [%] 5 – 15

FW5
Wing span B 11 [m]
Sweep Angle 22,25 [deg]
Taper Λ 0,53 [ ]
Tip chord Ctip 1 [m]
Twist -3,1 [deg]
122
Root airfoil MH 82
Tip airfoil E 340
Static margen SM 6.83 [%] 5 - 15

ANEXO 4
Coordenadas perfil Eppler 340
X Y + Y -
0.0000 -0.0003 -0.0003
0.0001 0.0013 -0.0010
0.0005 0.0039 -0.0029
0.0012 0.0064 -0.0035
0.0066 0.0162 -0.0083
0.0160 0.0269 -0.0122
0.0295 0.0378 -0.0179
0.0468 0.0486 -0.0202
0.0678 0.0589 -0.0225
0.0924 0.0684 -0.0268
0.1203 0.0768 -0.0307
0.1514 0.0838 -0.0345
0.1853 0.0890 -0.0363
0.2220 0.0921 -0.0399
0.2614 0.0930 -0.0432
0.3036 0.0915 -0.0462
0.3486 0.0880 -0.0475
0.3961 0.0829 -0.0497
0.4456 0.0765 -0.0513
0.4966 0.0691 -0.0522
0.5485 0.0611 -0.0524
0.6009 0.0528 -0.0519
0.6529 0.0445 -0.0506
0.7039 0.0366 -0.0486
0.7530 0.0293 -0.0441
0.7995 0.0228 -0.0399
0.8426 0.0173 -0.0316
0.8816 0.0126 -0.0244
0.9159 0.0089 -0.0172
0.9445 0.0059 -0.0108
0.9676 0.0033 -0.0057
0.9850 0.0012 -0.0022
0.9961 0.0002 0.0002
1.0000 0.0000 0.0000
123

ANEXO 5
Coordenadas perfil MH 82
X Y + Y -
0.0000 0.0000 0.0000
0.0001 0.0018 -0.0010
0.0005 0.0048 -0.0050
0.0043 0.0159 -0.0063
0.0118 0.0281 -0.0074
0.0229 0.0407 -0.0085
0.0374 0.0533 -0.0101
0.0554 0.0654 -0.0116
0.0767 0.0767 -0.0148
0.1011 0.0866 -0.0190
0.1287 0.0949 -0.0246
0.1592 0.1011 -0.0260
0.1928 0.1051 -0.0265
0.2294 0.1066 -0.0266
0.2692 0.1060 -0.0262
0.3119 0.1034 -0.0255
0.4043 0.0930 -0.0230
0.4534 0.0856 -0.0215
0.5551 0.0681 -0.0181
0.6066 0.0586 -0.0163
0.6577 0.0490 -0.0144
0.7078 0.0398 -0.0125
0.7562 0.0311 -0.0106
0.8449 0.0166 -0.0065
0.8837 0.0111 -0.0046
0.9179 0.0068 -0.0029
0.9467 0.0037 -0.0015
0.9698 0.0017 -0.0006
0.9865 0.0006 -0.0002
0.9966 0.0001 -0.00001
1.0000 0.0000 0.0000
124

ANEXO 6
Modelos de termales
En la naturaleza existe una gran variedad de termales que se diferencian por factores
geográficos, climáticos y meteorológicos. Esto genera termales de diferente magnitud y
tamaño. Debido a esta variedad el estudio y la clasificación de termales es extenso. Sin
embargo para efectos del diseño de planeadores solo se requiere descripciones genéricas
de algunas clases de termales típicas.
Aquí se presentan dos modelos de termales que se han usado. Los modelos son de
Carmichael y de Hortsmann. El modelo de Carmichael clasifica las termales en tres tipos:
débiles (estrechas), fuertes (estrechas) y anchas. El modelo de Hortsmann ha sido usado
para modelar termales con condiciones climáticas típicas europeas. Este modelo presenta
cuatro tipos básicos de termales con diferentes magnitudes y diámetros. Las siguientes
graficas muestran los dos modelos de termales.
125
Modelo de termales de Carmichael
Fuente: Fundamentals of Sailplane Design (p. 66)

126
Modelo de termales de Hortsmann
A1 A2 B1 B2
VT [m/s]
@ r = 60 m
1.75 3.50 1.75 3.50
Gradiente
[cm/s*m] 2.50 3.20 0.45 0.60
VT magnitud de la termal
r distancia desde el centro de la termal

Rata de ascenso versus radio de giro para termal tipo A1
Esta gráfica es útil para indicar el ángulo de banqueo y radio óptimo para circular una termal.
Un viraje muy cerrado (Φ=60°) hace que el planeador tenga una rata de descenso mayor
que la fuerza de la termal lo que no permitiría a la aeronave ascender, mientras que un
viraje demasiado abierto (Φ=30°) se aleja del centro de la termal. Al volar muy lejos del
centro de la termal se pierde fuerza lo que tampoco permite ascender de manera óptima.
127

ANEXO 7
Datos aeromodelos ala volante
128
Variable Ala 1
b [cm] 180
AR 6,75
S [cm2] 4800
Aflechamiento [º] 25
Variable Ala 2
b [cm] 180
AR 6,25
S [cm2] 5180
Variable Ala 3
b [cm] 180
AR 6,25
S [cm2] 5840

ANEXO 8
Cálculos de coeficientes por medio de CFD del perfil Eppler 340
129
Alpha
XFLR 5 No viscoso S-A K-e
Cl Cd Cl Cd Cl Cd Cl Cd
0 -0,0408 0,0049 0,0155 N/A 0,0109 0,0114 0,0107 0,0117
1 0,0747 0,0055 0,1068 N/A 0,1120 0,0114 0,1128 0,0119
2 0,1937 0,0062 0,2160 N/A 0,2142 0,0117 0,2159 0,0121
3 0,3043 0,0064 0,3275 N/A 0,3166 0,0123 0,3193 0,0127
4 0,4164 0,0065 0,4378 N/A 0,4192 0,0134 0,4235 0,0139
5 0,5296 0,0065 0,5502 N/A 0,5218 0,0149 0,5280 0,0154
6 0,6413 0,0068 0,6489 N/A 0,6225 0,0167 0,6316 0,0173
7 0,7505 0,0073 N/A N/A 0,7230 0,0190 0,7346 0,0195
8 0,8610 0,0074 N/A N/A 0,8215 0,0215 0,8367 0,0222
9 0,9650 0,0079 N/A N/A 0,9148 0,0248 0,9289 0,0254
10 1,0633 0,0089 N/A N/A 1,0043 0,0284 1,0226 0,0291
11 1,1499 0,0105 N/A N/A N/A 0,0000 1,1132 0,0332
12 1,2215 0,0124 N/A N/A N/A 0,0000 1,1977 0,0375
13 1,2675 0,0145 N/A N/A N/A 0,0000 1,2834 0,0426
14 1,2830 0,0179 N/A N/A N/A 0,0000 1,3309 0,0496
15 1,2865 0,0252 N/A N/A N/A 0,0000 1,3321 0,0583
16 N/A N/A N/A N/A N/A 0,0000 1,2574 0,0716
17 1,2974 0,0539 N/A N/A N/A 0,0000 0,0000 0,0000
18 1,2346 0,0727 N/A N/A N/A 0,0284 0,0000 0,0000

ANEXO 9
Cálculos de coeficientes por medio de CFD del perfil MH 82
130
Alpha
XFLR 5 No viscoso S-A K-e
Cl Cd Cl Cd Cl Cd Cl Cd
0 0,2640 0,0070 0,2458 N/A 0,2446 0,0120 0,2442 0,0124
1 0,3753 0,0058 0,3578 N/A 0,3527 0,0125 0,3527 0,0129
2 0,4840 0,0056 0,4707 N/A 0,4617 0,0135 0,4618 0,0139
3 0,5949 0,0058 0,5838 N/A 0,5703 0,0149 0,5707 0,0153
4 0,7338 0,0061 0,6978 N/A 0,6788 0,0167 0,6794 0,0171
5 0,8500 0,0067 0,8113 N/A 0,7863 0,0188 0,7884 0,0197
6 0,9603 0,0070 0,9244 N/A 0,8933 0,0214 0,8947 0,0219
7 1,0732 0,0073 N/A N/A 1,0005 0,0242 1,0010 0,0249
8 1,1856 0,0078 N/A N/A 1,1045 0,0275 1,1062 0,0282
9 1,2953 0,0087 N/A N/A 1,2064 0,0312 1,2101 0,0319
10 1,4059 0,0093 N/A N/A 1,3042 0,0354 1,3129 0,0360
11 1,5152 0,0099 N/A N/A N/A 0 1,4146 0,0405
12 1,6172 0,0111 N/A N/A N/A 0 1,5135 0,0455
13 1,7202 0,0120 N/A N/A N/A 0 1,6084 0,0509
14 1,8072 0,0141 N/A N/A N/A 0 1,6960 0,0572
15 1,8648 0,0172 N/A N/A N/A 0 1,7743 0,0646
16 1,8494 0,0249 N/A N/A N/A 0 1,8213 0,0729
17 1,7970 0,0402 N/A N/A N/A 0 1,7455 0,0891
18 1,7304 0,0590 N/A N/A N/A 0,0354 1,6324 0,1865

ANEXO 10
Cálculos de coeficientes por medio de CFD del ala
131
Alpha
XFLR 5 S-A % Error
CL CL CL
2 0,201165 0,221872127 10,2936
3 0,281532 0,302963567 7,6125
4 0,361639 0,386166335 6,7823
5 0,441411 0,462206475 4,7111
6 0,520771 0,547794585 5,1891
7 0,599643 0,6306804 5,1760
8 0,677953 0,710498925 4,8006
9 0,755628 0,787303485 4,1919
10 0,832597 0,86229765 3,5672
11 0,90879 0,93134853 2,4823
12 0,984137 0,996070185 1,2126
13 1,058572 1,058714685 0,0135
14 1,132031 1,1077326 2,1464
15 1,204451 1,145047095 4,9320
16 1,275771 1,171730385 8,1551
17 1,345933 1,188761445 11,6775

ANEXO 11
Resultados CFD
Contorno de velocidad Perfil: MH 82
Contorno de velocidad Perfil: Eppler 340
Streamlines ala
132

ANEXO 12
Comparación de XFLR5 y datos experimentales
Las siguientes gráficas comparan los resultados de XFLR5 con datos experimentales
obtenidos con pruebas de túnel de viento para un perfil NACA 4415 (CL y CD). Los datos
experimentales fueron tomados de M.J. Hoffmann et al. “Effects of Grit Roughness and
Pitch Oscillations on the NACA 4415 Airfoil” de Ohio State University.
Alpha vs CL
-5 0 5 10 15
133
1.8
1.6
1.4
1.2
1
0.8
0.6
0.4
0.2
0
-5 0 5 10 15 20
Experimental
XFLR5
0.06
0.05
0.04
0.03
0.02
0.01
0
-0.01
Alpha vs CD
Experimental
XFLR5

NACA 4415 Reynolds 1,5M
Experimental XFLR5
Alpha Cl Cd Cl Cd
-2.1 0.23 -0.0061 0.2401 0.00787
0 0.42 -0.0005 0.4603 0.00763
2.1 0.63 0.0049 0.6889 0.00684
4.1 0.86 0.0126 0.9307 0.00775
6.2 1.02 0.0197 1.1450 0.0089
8.1 1.17 0.0257 1.3226 0.0107
10.2 1.26 0.036 1.4642 0.01475
12.2 1.3 0.0554 1.5524 0.02193
13.3 1.28 0.0585 1.5895 0.02748
Error
Alpha Cl Cd
-2.1 4.16 178.20
0 8.69 106.57
2.1 7.35 27.94
4.1 7.52 57.50
6.2 10.52 121.34
8.1 11.36 133.63
10.2 13.69 140.00
12.2 16.12 151.81
13.3 18.98 108.92
134

ANEXO 13
Renders finales planeador
Las siguientes imágenes son renders del planeador para efectos ilustrativos del diseño final.
135

ANEXO 14
Artículo publicable
138

DISEÑO PRELIMINAR DE UN PLANEADOR EN CONFIGURACIÓN
ALA VOLANTE CON CAPACIDAD PARA UNA PERSONA
Facultad de Ingeniería Aeronáutica, Universidad Pontificia Bolivariana
Medellín, Colombia
Resumen – Este artículo describe el desarrollo de un planeador en configuración
ala volante con la característica de poder ser operado por un tripulante y que pueda
despegar manualmente sin necesidad de un sistema de propulsión. El propósito de
este proyecto fue desarrollar un diseño preliminar del planeador donde las
dificultades debido a su configuración de ala volante lo hace un reto para la
ingeniería. Entre los aspectos importantes de este proyecto de diseño aeronáutico
están su análisis aerodinámico por medio de herramientas de dinámica de fluidos
computacionales, su diseño estructural asistido por computador teniendo en cuenta
las limitaciones de peso y el análisis de la estabilidad requerida debido a la
configuración de ala volante. Copyright © 2014 UPB.
Abstract – This paper describes the development of a flying wing glider with the
unique characteristic of being able to be operated and foot-launched by one person
without the need of a propulsion system. The purpose of this project was to develop
a preliminary design of the glider where the inherent difficulties of a flying wing
configuration make it an engineering challenge. Some of the important aspects of
this aeronautical design project are the aerodynamic analysis with the use of
computational fluid dynamics tools, the structural design through computer-aided
drawing keeping in mind the weight limitations, and the analysis of the required
stability due to the flying wing configuration.
Palabras claves – planeador, ala volante, aerodinámica, estabilidad, CFD
Keywords – glider, flying wing, aerodynamics, stability, CFD
139
1. INTRODUCCIÓN
El propósito de este proyecto fue desarrollar un
diseño preliminar para un planeador con las
características de tener una configuración ala
volante, ser liviano para poder despegar
manualmente sin necesidad de un sistema de
propulsión y ser operable por un tripulante. La
dificultad en el diseño del planeador radica en
su configuración de ala volante que requiere de
un análisis aerodinámico para garantizar su
estabilidad. Por sus características, el ala

140
volante tiene una dinámica de vuelo diferente al
de una aeronave convencional y por lo tanto
requiere de un diseño especial para lograr su
estabilidad en vuelo. Adicionalmente el diseño
estructural con materiales metálicos
convencionales es complejo debido a las
limitaciones de peso. No obstante se buscó
obtener un diseño preliminar del planeador que
cumpliera con estas características y que
permitiera emplear la teoría estudiada durante el
programa de pregrado de Ingeniería
Aeronáutica.
2. MARCO TEÓRICO
2.1. Historia
El concepto de ala volante (flying wing) ha sido
experimentado desde los primeros días de la
aviación. Sus potenciales ventajas
aerodinámicas al reducir la superficie
enfrentada al flujo y por lo tanto el arrastre han
hecho que muchos diseñadores enfoquen sus
ideas a esta configuración. Dos ejemplos
históricos de aeronaves exitosas con una
configuración ala volante son el bombardero B2
Spirit (Northrop) y el bimotor de combate
Ho229 (Horten).
La configuración ala volante y sus variantes
(tailless) se han implementado en la aviación
recreativa/deportiva para diseñar planeadores.
Ejemplos de estos proyectos son las alas
volantes en materiales compuestos Pioneer III,
SWIFT y Archaeropteryx. Las configuraciones
de estas alas son variadas. Sin embargo su
complejidad de diseño para lograr buena
estabilidad en vuelo ha limitado su
implementación para usos civiles comerciales.
Actualmente la configuración ala volante ha
surgido en diferentes proyectos hacia el futuro
donde se busca desarrollar una aeronave de uso
comercial que aproveche la integración del
fuselaje con el ala (blended wing body) y
optimizar la eficiencia aerodinámica.
2.2. Limitaciones de diseño
Antes de diseñar el planeador se establecieron
unos requerimientos de desempeño para
delimitar el alcance del proyecto. De acuerdo a
la información consultada y estableciendo unos
criterios de diseño propios, para este tipo de
aeronaves se tienen las siguientes características
de diseño:
1. Peso máximo: 65 [Kg]
2. Peso carga: 90 [Kg]
3. Velocidad pérdida: <40 [Km/h]
4. Velocidad de crucero: 70-100 [Km/h]
5. Rata mínima de descenso: <1 [m/s]
6. L/D máximo: >14:1
2.3. Teoría de vuelo de largo alcance
La teoría de vuelo de largo alcance (cross-country
theory) se emplea para planeadores que
no poseen sistemas de propulsión y por lo tanto
su vuelo depende de su diseño aerodinámico y
las termales de aire. Consiste en estimar la
velocidad óptima para planear entre una termal
y otra para así alcanzar grandes distancias.
(Figura 1)
Figura 1. Segmento idealizado de vuelo cross-country
Donde:
A-B distancia de planeo
B-C distancia de ascenso
Vc rata de ascenso
Vd rata de descenso
Vg velocidad durante el planeo
H altitud lograda con el ascenso
D distancia horizontal de planeo
 ángulo de planeo

141
Conociendo las curvas de velocidades del
planeador y los modelos de termales es posible
definir la velocidad óptima de planeo:
=
ܦ
ݐ
=
ܦ
ݐ௖ + ݐ
(1)
Donde ݐ௖ y ݐ son los tiempos de ascenso y
planeo respectivamente de la Figura.
Por geometría y definición de los tiempos de
vuelo y distancia recorrida se tiene que:
ݐ௖ =
ܪ
௖
(2)
ݐ =
ܪ
ௗ
(3)
ܦ =

ௗ
ܪ (4)
Reemplazando (2), (3) y (4) en (1) se tiene:

=
௖
௖ + ௗ
(5)
La velocidad promedio () de vuelo depende
de la velocidad de la rata de ascenso (௖) que a
su vez depende la fuerza de la termal (்) y la
rata de descenso durante el viraje (ௗ೎):
௖ = ் − ௗ೎ (6)
Conociendo ் y ௗ೎ se puede graficar la curva
de ௖ y obtener el ángulo de banqueo óptimo
para circular una termal en ascenso. (Figura 2)
Figura 2. Gráfica velocidad vertical vs radio termal
De acuerdo a la teoría de vuelos cross-country
el planeador se debe diseñar con una velocidad
de largo alcance optima que se logra con una
rata de descenso baja y una velocidad de planeo
horizontal alta.
2.4. Baseline
Para este proyecto se tomaron como referencia
de diseño varios modelos de planeadores
existentes que tienen características similares.
Con los datos recopilados se creó una tabla
(baseline) que permite hacer una primera
estimación de las variables geométricas más
importantes del diseño.
Tabla 1. Baseline planeadores
Swift Utopia Millen. Fl.30 Mk.10 Mitch. Arch. Unid.
WE 48 53 43 33 74 35 40 [Kg]
WPL 105 175 - 90 - 85 110 [Kg]
WTO 153 228 - 123 - 120 150 [Kg]
b 12,8 13,95 11,27 12 10,3 10,2 13 [m]
S 12,6 - 13,93 11 15,32 12,64 14 [m2]
AR 13 - 9,1 13,1 6,9 8,2 12,1 [ ]
L/D 27 22 - 30 - 16 24 [ ]
Vmax 120 170 100 150 - 120 140 [Km/h]
Vmin 35 45 30 30 - 30 29 [Km/h]
2.5. Geometría del ala
Con los datos recopilados en el baseline se
obtienen las gráficas S vs WE (Figura 3) y AR vs
S (Figura 4) para hacer una primer
aproximación del planeador conociendo el peso
máximo de 65 [Kg].
Figura 3. Gráfica S vs WE

142
Figura 4. Gráfica AR vs S
La geometría del ala está definida por muchos
parámetros los cuales se obtiene de forma
iterativa en la cual también se seleccionan los
perfiles los cuales se observan en la Tabla 2.
Tabla 2. Diseño final del ala
Variable Valor
Área [m2] 18
Envergadura [m] 12
Ángulo de aflechamiento [deg] 20,68
Relación de aspecto 8
Torsión geométrica [deg] -2,2
CL crucero 0,34 (alpha 3,4)
CL despegue 1,36 (alpha 9)
En la Figura 5 se muestran las dimensiones y la
forma general del ala.
Figura 5. Geometría del ala
3. ESTABILIDAD
En esta sección se analizará la respuesta del ala
en el tiempo ante una perturbación en sentido
longitudinal como en el lateral.
4.1. Estabilidad dinámica longitudinal
La estabilidad longitudinal se garantiza con el
margen estático el cual es equivalente al 7%.
Como se ve en la Figura 6 el ala es estable ante
una perturbación.
Figura 6. Respuesta estabilidad longitudinal
4.2. Estabilidad dinámica lateral
La estabilidad lateral se da gracias al ángulo de
aflechamiento y a las superficies verticales
ubicadas en las puntas del ala. Como se ve en la
Figura 7 la respuesta es muy rápida lo que
demuestra la efectividad de las superficies
verticales.
Figura 7. Respuesta estabilidad lateral

143
4. CFD
CFD o dinámica computacional de fluidos
es una herramienta que utiliza métodos
numéricos y algoritmos para resolver y analizar
problemas de fluidos. Es importante notar que
existen algunos métodos de simplificar el
estudio computacional y estas simplificaciones
pueden llevar a unos resultados aproximados
con bajo porcentaje de error pero reduciendo
considerablemente el tiempo de cómputo.
5.1. Malla
En la Figura 8 se muestran 2 tipos de mallas, con
estas se estudiaron los efectos en 2 dimensiones
(perfil) y en 3 dimensiones (ala finita) con el
objetivo de comparar estos resultados con los
arrojados por XFLR5.
Figura 8. Malla del perfil y del ala.
5.2. Resultados
Figura 9. CL vs alpha
Debido a que XFLR5 no tiene encuenta efectos
viscosos para el análisis en 3 dimensiones, la
pendiente de la sustentación nunca entrará en
pérdida. Como se observa en la Figura 9, en
CFD (ANSYS) la pérdida no se obtuvo con gran
precisión. Esta se da a unos 13-14 grados dado
que en estos puntos la pendiente cambia con
mayor proporción. Esto se da debido a que la
malla generada es no estructurada la cual no
predice de forma correcta la separación del flujo
en el ala pero si se puede verificar que la
sustentación calculada con XFRL5 es válida.
En la Figura 10 se muestra el contorno de
presiones incluyendo superfices verticales y el
carenaje, asi como los streamlines. Esto con el
fin de observar el comportamiento del flujo en
el ala con todas sus partes significativas con una
inclinación de 4 grados.
Figura 10. Contorno de presiones y streamlines
5. ESTRUCTURA
El diseño estructural del ala está limitado por las
restricciones de peso máximo de diseño ya que
se trata de un planeador que pueda ser
maniobrado en tierra por una persona y que
despegue sin necesidad de un sistema de
propulsión. Por lo tanto la estructura final debe
ser lo suficientemente liviana para garantizar
que el peso total del planeador este dentro del
rango de capacidad de carga de una persona
adulta promedio. Las cargas aplicadas para este
caso son mínimas ya que el planeador no posee
montantes para los sistemas de propulsión,
tanques de combustible, sistema de tren de
aterrizaje o cargas externas adicionales. Esto
facilita considerablemente el diseño estructural
al omitir puntos de alta concentración de
esfuerzos.

144
5.1. Materiales
Se determinó que para una primera versión del
ala se usaría materiales metálicos
convencionales (aleaciones de aluminio) para la
fabricación del planeador. Esto permite analizar
los elementos principales de la estructura por
medio de herramientas computacionales y
adicionalmente permite que se pueda diseñar
una segunda versión más liviana en materiales
compuestos.
Entre los materiales metálicos comunes usados
en planeadores están las aleaciones de aluminio
y aceros que se muestran en la tabla:
Tabla 3. Propiedades materiales metálicos
Material
Peso
Esp.
[g/cm3]
Resistencia
tracción
[N/mm2]
Resistencia
cizalladura
[N/mm2]
E
[N/mm2]
G
[N/mm2]
Aluminio
2024-T3 2,78 427 283 73100 28000
6061-T6 2,71 310 207 68900 26000
Acero
AISI 4130 7,85 670 400 205000 80000
AISI 1025 7,86 390 250 210000 77000
La aleación de aluminio 2024-T3 también
conocida como duraluminio se eligió para los
elementos principales debido a sus buenas
propiedades mecánicas y sobre todo por su bajo
peso.
5.2. Estructura alar
La estructura del ala está conformada por
elementos típicos de construcción de aeronaves
como lo son las vigas, costillas, larguerillos, piel
y elementos de sujeción. Para este caso se optó
por emplear una estructura con una viga
principal en “C” reforzada por una viga auxiliar
en el centro del ala. Esta configuración hace que
las costillas se dividan en las del borde de ataque
(leading edge) y las del borde de fuga (trailing
edge). Adicionalmente se diseña el espacio
necesario para ubicar las superficies de control
y los flaps, como se muestra en la Figura 11.
Figura 11. Estructura alar planeador
5.3. Viga principal
La viga principal del planeador se diseñó como
una lámina de aluminio reforzada con ángulos
también de aluminio con una sección
transversal en forma de “C” como se muestra
en la Figura 12.
Figura 12. Sección transversal viga
La viga principal se simuló usando los
programas Solid Edge® y ANSYS® para el
análisis estructural y poder determinar si el
diseño estructural elegido reforzado con una
viga auxiliar soportaba las cargas aplicadas. Se
simuló con una fuerza de 4500 [N] equivalente
a un factor de carga máximo de 5.3 (ver sección
5.5). Los resultados se muestran en la Figura 13
donde se observa que la estructura de la viga no
sobrepasa los límites de resistencia mecánica
del material seleccionado.
Figura 13. Análisis estructural viga principal reforzada
Con los resultados del análisis estructural se
diseñó la viga final que esta reforzada con
ángulos verticales en la raíz y que además tiene
agujeros en la punta donde el esfuerzo
estructural es menor para así reducir el peso
total de la estructura. (Figura 14)

145
Figura 14. Diseño final de la viga principal
Para el análisis estructural se usó el factor de
carga último que exige la normatividad y que es
equivalente 1.5 veces el factor de carga
máximo.
5.4. Costillas
Las costillas del planeador se diseñan para darle
la forma aerodinámica al ala y transmitir las
cargas aerodinámicas a esfuerzos cortantes
sobre la viga. El espesor puede variar entre 0.6
y 0.8 [mm] dependiendo de la posición y los
requerimientos de la costilla (formador o
estructural). Las costillas se dividen por medio
de la viga principal en frontales (borde de
ataque) y traseras (borde de fuga) como se
muestra en la Figura 15.
Figura 15. Diseño de costillas
Las costillas se simularon al igual que la viga
para analizar su espesor, tamaño y agujeros. La
carga aplicada corresponde a la fuerza total
dividida por el número de costillas, lo cual es
mayor a la carga real ya que no se tiene en
cuenta los demás elementos estructurales
(larguerillos). Los resultados se pueden
observar en la Figura 16 donde se evidenció que
aunque hay un mayor esfuerzo en la parte
inferior debido a la dirección de la sustentación
la costilla no presenta problemas estructurales
en el material al adicionar los agujeros.
Figura 16. Análisis estructural costillas
El espaciamiento de las costillas se diseñó con
referencia a la recomendación consultada para
aeronaves livianas de máximo 90 [cm].
Adicionalmente se ubicaron equidistantes
(exceptuando la raíz y los puntos de sujección
de las superficies de control) debido a que la
estructura no tiene puntos con concentración de
esfuerzos. La Figura 17 muestra el esquema
preliminar de las costillas diseñado para el
planeador con el espaciamiento seleccionado de
50 [cm].
Figura 17. Espaciamiento costillas
5.5. Diagrama V-n
El diagrama V-n para el planeador muestra
gráficamente los límites de factor de carga para
maniobrar. Las curvas de pérdida y las rectas de
límite estructural y velocidad de picada
delimitan el área de maniobras también
conocido como envolvente de vuelo. El
diagrama se obtuvo con las ecuaciones

146
aerodinámicas (7) y (8) y los factores de carga
máximo requeridos por la normatividad para
planeadores.
݊ =
ଵ
ଶ ∙ ߩ∞ ∙ ∞ ଶ
∙ ∙ ܥ ௠௫
ܹ (7)
஽ = ͵.Ͷͳ ∙
ܹ

+ ͳͶͶ.ͷ [Km/h] (8)
El diagrama V-n de la Figura 18 se construyó
para el planeador y muestra los límites para
maniobrar. Volar por fuera de estos límites
puede causar daños estructurales o generar una
entrada en pérdida.
Figura 18. Diagrama V-n
6. DISEÑO FINAL
El diseño final del planeador abarcó las áreas
más importantes de la fase de diseño preliminar
para una nueva aeronave. Con los resultados
obtenidos se presentó el modelo final del
proyecto mostrado en la Figura 19. Se le dio el
nombre de Albatros al planeador debido a las
cualidades naturales de esta ave con el mismo
nombre que con su alta relación de aspecto
puede planear eficientemente, lo cual fue la
motivación de este proyecto.
Figura 19. Diseño final vista lateral
Cuando se vuela en una aeronave sin motor
como es el caso del Albatros para su propulsión
se debe tener en cuenta el rendimiento de esta
ya que permite estimar las distancias de vuelo a
una determinada altura.
En la siguiente gráfica se compara el Albatros
con un planeador de características similares y
un ala delta (ver Figura 20). Como se observa
este último no es tan eficiente debido a que
posee una rata de descenso mayor. El SWIFT es
un planeador en configuración ala volante con
un gran AR para planeadores de su tipo el cual
lleva más de 20 años de desarrollo, por esta
razón posee un mejor rendimiento.
Figura 20. Rendimiento: Rata de descenso
El diseño del Albatros se resume en la siguiente
tabla con su ficha técnica que contiene los
parámetros más importantes de geometría y
desempeño.
Tabla 4. Ficha técnica Albatros
Características generales Símbolo Valor Unidad
Tripulación 1 [ ]
Envergadura b 12 [m]
Área alar S 18 [m2]
Carga alar W/S 8.6 [Kg/m2]
Relación de aspecto AR 8 [ ]
Peso vacío WE 65 [Kg]
Peso máximo de despegue WTO 155 [Kg]
Características de
rendimiento
Velocidad de pérdida Vs 35 [Km/h]
Velocidad de despegue VTO 40 [Km/h]
Velocidad de crucero Vcruise 80 [Km/h]
Velocidad máxima Vmax 150 [Km/h]
Rata mínima de descenso VDmin 0.75 [m/s]
Velocidad óptima de planeo Vglide 60 [Km/h]
Relación de planeo máxima L/D 17:1 [ ]

147
Figura 21. Diseño final ala volante
Debido a que se elaboró un diseño preliminar
limitado por la experiencia de los autores y el
tiempo estipulado para el trabajo de grado se
pretende que el resultado de este proyecto pueda
ser una motivación para futuros desarrollos y
que la información sirva para una posterior
etapa de diseño.
7. CONCLUSIONES
El diseño final del planeador logró abarcar las
áreas más importantes de la fase del diseño
preliminar. A pesar de la inexperiencia de los
integrantes, se logró hacer una investigación
profunda y completa para familiarizarse más
con el diseño de un nuevo planeador. El diseño
de una aeronave nueva es un proceso que puede
tardar varios años y por cuestiones de tiempo
este proyecto presenta una primera versión del
planeador que puede ser modificada según sea
necesario para futuros proyectos e
investigaciones.
Los resultados de este diseño y la consulta
bibliográfica hecha durante el proyecto
permiten apreciar el alcance que tiene este
trabajo a nivel de investigación y desarrollo en
la ingeniería aeroespacial. Aunque el concepto
de aeronaves ala volante no es novedoso ha
despertado un reciente interés para ser aplicado
en los diseños modernos, como el concepto
blended wing body, ya que ofrece algunas
ventajas aerodinámicas como posible solución a
los retos de ingeniería actuales.
La información técnica disponible acerca de
planeadores en configuración ala volante y con
características similares es limitada y por lo
tanto los parámetros de diseño varían de manera
significativa entre un planeador y otro. Esto se
puede apreciar en los datos del baseline donde
no existe una clara tendencia en las gráficas de
relación de aspecto, envergadura y superficie
alar, lo que indica que los diseños tienen muchas
posibles combinaciones de estas variables. Por
lo tanto se concluye que según los datos de
aeronaves existentes se puede diseñar el
planeador dentro de un amplio rango de valores.
El diseño preliminar del planeador cumplió los
requerimientos iniciales sin embargo se
determinó que el peso final con materiales
metálicos limita su uso para despegar de forma
manual. Debido a esto se concluye que usando
el mismo procedimiento y sin cambiar
significativamente el diseño establecido se
puede desarrollar una segunda versión del
planeador en materiales compuestos.
El diseño preliminar obtenido en este proyecto
abarca la mayoría de las áreas de estudio
necesarias para esta fase de diseño. Con esto se
pretende que los resultados puedan ser refinados
en un futuro para posteriores desarrollos con
este trabajo.
8. RECOMENDACIONES
Después del análisis en 3 dimensiones por
medio de CFD, se pudo observar que el flujo en
las puntas del ala entra en pérdida antes que la
sección central para altos grados de ángulo de
ataque. Debido a esto se recomienda usar un
perfil en la punta con menor cantidad de réflex
para poder darle más torsión al ala (twist
geométrico) y así evitar que esta parte del ala
entre en pérdida primero.
Aunque el programa XFLR5 es de gran utilidad
por su simplicidad y rapidez a la hora de
calcular los coeficientes aerodinámicos, se debe
tener presente de que este no tiene en cuenta los
efectos viscosos en 3 dimensiones y es por esta
razón que la pendiente de CL vs Alpha es una
línea recta, es decir el ala nunca entrará en

148
pérdida y no se podrá predecir los ángulos de
stall. Este análisis se dificulta con las
herramientas computacionales disponibles por
lo que se recomienda realizarse con un equipo
de cómputo más potente usando CFD.
El objetivo con este primer diseño es que el
planeador pueda hacer distintos tipos de pruebas
como maniobras a bajas y altas velocidades,
entradas en pérdida, vuelo lento, etc. Es por esta
razón y las limitaciones en el tiempo del
proyecto que se optó por hacer un ala no
desarmable ya que su estructura es más simple
de diseñar. Una vez terminadas las pruebas se
recomienda diseñar un mecanismo de ala
desarmable con el fin de facilitar su transporte.
Finalmente se recomienda que el diseño del
planeador sea adaptado a una segunda versión
con materiales compuestas para lograr así
obtener un menor peso. Esto se recomienda
teniendo en cuenta que el objetivo principal del
planeador es que pueda despegar manualmente
por lo que la reducción del peso total es crucial.
Esto se resalta con el hecho de que los
planeadores similares diseñados con estas
características usan materiales compuestos en
su estructura para poder ser más livianos.
REFERENCIAS
[1] Anderson, J.D., Jr., “Fundamentals of
Aerodynamics,” McGraw-Hill, 2010.
[2] Carmona, A.I., “Aerodinámica y actuaciones
del avión,” Ediciones Paraninfo, S.A., 2004.
[3] Kroo, I., “Design and Development of the Swift:
A Foot-Launched Sailplane,” AIAA Journal,
2000.
[4] Lee, R.E., “Only the Wing: Reimar Horten´s
Epic Quest to Stabilize and Control the All-Wing
Aircraft,” Smithsonian Institution Scholarly
Press, 2011.
[5] Mallinson, P., “The Handbook of Glider
Aerobatics,” Airlife Publishing Ltd., 1999.
[6] Niu, M.C.Y., “Airframe Structural Design,”
Technical Book Company, 1989.
[7] Pajno, V., “Sailplane Design,” IBN Editore,
2010.
[8] Pape, G.R., “Northrop Flying Wings: A History
of Jack Northrop´s Visionary Aircraft,”
Schiffer Publishing Ltd., 1995.
[9] Phillips, W.F., “Mechanics of Flight,” John
Wiley & Sons, Inc., 2010.
[10] Raymer, D.P., “Aircraft Design: A Conceptual
Approach,” AIAA, Inc., 1999.
[11] Roskam, J., “Airplane Design. Parts I-III,”
DARcorporation, 2005.
[12] Thomas, F., “Fundamentals of Sailplane
Design,” College Park Press, 1999.

Preliminary Design Flying Wing Glider Thesis

A A
-001 FW GLIDER ASSEMBLY
B
B
C
C
D
D
SECTION A-A

FWD
SECTION B-B
FWD
SECTION C-C

FWD
SECTION D-D
WING SPAR
AUXILIARY SPAR

FWG 004 CONTROLS
FWG 004 CONTROLS

SPLICE PLATES AUXILIARY SPAR ATTACHMENT

-004 FLAP ASSEMBLY
E
E
SECTION E-E
-003 ELEVON ASSEMBLY
F
F
SECTION F-F

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