TFG_DANIEL_POWELL_MARTINEZ

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UNIVERSIDAD POLITÉCNICA DE MADRID 
ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA 
AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO 
GRADO EN INGENIERÍA AEROESPACIAL 
 
 
 
TRABAJO FIN DE GRADO 
Anteproyecto de aeronave de ala fija 
 
 
 
 
 
 
 
AUTOR: Daniel POWELL MARTÍNEZ 
ESPECIALIDAD: Vehículos Aeroespaciales 
COTUTORES: Alfredo LÓPEZ DÍEZ 
Jaime GARCÍA BENÍTEZ 
TUTOR DEL TRABAJO: Luis Pablo RUIZ CALAVERA 
 
 
Septiembre de 2021 
 
A todos los profesores de la escuela...
sin los cuales este trabajo no hubiera sido posible.
Índice general
1. Introducción, especificaciones iniciales y aviones semejantes 17
1.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
1.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
1.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
1.2. Especificaciones iniciales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
1.3. Aviones semejantes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
2. Diseño y dimensionado del fuselaje 35
2.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
2.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
2.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
2.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.1.4. Funciones del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.1.5. Arquitectura del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.2. Dimensionado transversal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
2.2.1. Disposición transversal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
3
2.2.2. Cálculo de anchura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
2.2.3. Dibujo de sección . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48
2.3. Dimensionado longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
2.3.1. Paso entre asientos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
2.3.2. Longitud de cabina . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
2.3.3. Longitud de fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
2.3.4. Cabina de mando y cono de cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
2.3.5. Accesos y evacuación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
2.3.6. Dibujo en planta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
2.4. Otros elementos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
2.4.1. Bodegas de carga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
2.4.2. Servicios en tierra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
3. Estimación inicial de pesos 65
3.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66
3.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66
3.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66
3.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
3.2. MTOW y OEW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
3.3. Carga de pago . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
3.3.1. Carga de pago máxima . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72
3.4. Peso de combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
3.4.1. Fracciones de peso distintas al crucero y la espera . . . . . . . . . . 75
4
3.4.2. Fracción de peso de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77
3.4.3. Fracción de peso de crucero alternativo . . . . . . . . . . . . . . . 82
3.4.4. Fracción de peso de espera . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
3.4.5. Fracciones de peso de combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86
3.5. Resto de pesos característicos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
3.5.1. MTOW y OEW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87
3.5.2. Peso máximo sin combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
3.5.3. Peso máximo de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
3.5.4. Peso máximo de combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 89
3.6. Discusión de los resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
4. Selección de carga alar y relación empuje a peso 92
4.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
4.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
4.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93
4.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
4.2. Requisitos operativos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
4.2.1. Crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95
4.2.2. Aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 99
4.2.3. Despegue . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
4.2.4. Subida en 2º segmento con fallo de motor . . . . . . . . . . . . . . 110
4.3. Determinación de la carga alar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115
4.4. Elección de la planta propulsora . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117
5
4.5. Selección del punto de diseño . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120
5. Dimensionado del ala 123
5.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
5.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
5.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
5.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125
5.1.4. Funciones del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125
5.1.5. Arquitectura del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126
5.2. Parámetros geométricos y de diseño del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . 127
5.3. Volumen de combustible y MFW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142
5.4. Diseño y dimensionado de superficies de mando . . . . . . . . . . . . . . . 144
5.5. Selección del perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 146
5.6. Dispositivos hipersustentadores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148
5.7. Dibujo acotado del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154
6. Dimensionado de los estabilizadores horizontal y vertical 156
6.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
6.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
6.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 157
6.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 157
6.1.4. Funciones de los estabilizadores horizontal y vertical . . . . . . . . 158
6.1.5. Arquitectura de los estabilizadores horizontal y vertical . . . . . . . 158
6
6.2. Parámetros geométricos y de diseño de los estabilizadores horizontal y ver-
tical . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 159
6.3. Comprobación del dimensionado del VTP . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166
7. Dimensionado del tren de aterrizaje y dibujo de tres vistas 172
7.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
7.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
7.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
7.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
7.1.4. Funciones del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174
7.1.5. Arquitectura del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174
7.2. Dimensionado y colocación del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . 174
7.3. Selección deneumáticos y su presión . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 177
7.4. Comprobación de condiciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 179
7.4.1. Carga en la pata de morro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 180
7.4.2. Estabilidad en el giro para evitar el vuelco . . . . . . . . . . . . . . 180
7.4.3. Ángulo de guarda del cono de cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181
7.4.4. Estabilidad en el aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182
7.4.5. Separación respecto al suelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184
7.5. Dibujo de tres vistas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185
8. Polar no equilibrada y diagrama PL-R 187
8.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187
8.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 187
7
8.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
8.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
8.2. Estimación de la polar no equilibrada . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
8.3. Diagrama PL-R . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 207
Conclusiones 210
Bibliografía 212
Apéndice A. Dibujos de aviones semejantes 214
8
Índice de figuras
1.1. Airbus A319-100 de la compañía Iberia. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
1.2. Boeing 737-700 de la compañía Tarom. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
1.3. Airbus/Bombardier A220-300 de la compañía Air Canada. . . . . . . . . . 20
2.1. Elementos estructurales del fuselaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
2.2. Comodidad del viaje en función del volumen por pasajero y la duración del
viaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
2.3. Esbeleteces de aviones típicos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
2.4. Anchura mínima del pasillo en clase turista (Ref: FAR 25.815) . . . . . . . 43
2.5. Dimensiones típicas de asientos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45
2.6. Regresión lineal para el cálculo de la anchura de cabina. . . . . . . . . . . 46
2.7. Regresión lineal para el cálculo de la anchura de fuselaje. . . . . . . . . . . 46
2.8. Regresión lineal para el cálculo de la altura de fuselaje. . . . . . . . . . . . 48
2.9. Sección transversal del fuselaje, realizado a escala en AutoCAD. . . . . . . 49
2.10. Esquema simple mostrando las distintas partes y dimensiones característi-
cas del fuselaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
2.11. Regresión lineal para el cálculo de la longitud de cabina. . . . . . . . . . . 51
9
2.12. Regresión lineal para el cálculo de la longitud de fuselaje. . . . . . . . . . . 52
2.13. Esquema simple del cono de cola y cabina. . . . . . . . . . . . . . . . . . 53
2.14. Valores típicos para el número de tripulantes en función de la distancia del
viaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
2.15. Diagrama simplificado de una configuración típica de la cabina de pilotaje
para piloto y copiloto. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
2.16. Diagrama del asiento ergonómico empleado en la cabina de pilotaje. . . . . 56
2.17. Dimensiones de puertas y accesos según su clasificación (Ref: FAR 25.807). 57
2.18. Número mínimo de salidas de emergencia y accesos adicionales. . . . . . . 57
2.19. Accesos a la cabina del A319-100. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
2.20. Toboganes de evacuación del A319-100. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
2.21. Sección longitudinal del fuselaje, realizado a escala en AutoCAD. . . . . . 59
2.22. Contenedor estandarizado AKH LD3-45. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
2.23. Disposición en tierra del A319-100 y de nuestro anteproyecto. . . . . . . . 62
2.24. Tiempos de operación para los servicios en tierra. . . . . . . . . . . . . . . 64
3.1. Ajuste de Torenbeek para calcular ∆We en función de l f
b f+h f
2 . . . . . . . . 69
3.2. Perfil de vuelo no simplificado con un crucero alternativo de 200 millas
náuticas de alcance. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
3.3. Perfil de vuelo simplificado con un crucero alternativo de 200 millas náuti-
cas de alcance. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
3.4. Fracciones de peso distintas al crucero y la espera. . . . . . . . . . . . . . . 76
3.5. Procedimiento para vuelo alternativo hasta 3,000 millas náuticas. . . . . . . 83
4.1. Regresión lineal: Empuje en crucero frente a empuje en despegue. . . . . . 96
10
4.2. Restricción en el crucero de TTO/WTO en función de WTO/Sw, para distin-
tos valores de alargamiento. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97
4.3. Restricción en el crucero de TTO/WTO en función de WTO/Sw, para A = 9.5. 99
4.4. Regresión lineal de SLNFL frente a V 23 , empleando un número elevado de
aeronaves. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103
4.5. Regresión lineal de V 22 frente a STOFL
TTO
WTO
, empleando un número elevado
de aeronaves. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 109
4.6. Restricción en el despegue (sin considerar la subida en el segundo segmen-
to) de TTO/WTO en función de WTO/Sw, para distintos valores de CL maxTO . . 109
4.7. Gradientes de subida y relaciones empuje/peso mínimos, en función del
número de motores (Ref: FAR 25). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
4.8. Equilibrio de fuerzas en el ascenso. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110
4.9. Ejemplo ilustrativo: requisitos de empuje en despegue para una aeronave
con W2 ≈WTO = 1.1×106 N, L/D = 9 y T2/TTO = 0.85. . . . . . . . . . . 111
4.10. LD en función de CL para distintas deflexiones de flaps. . . . . . . . . . . . . 113
4.11. Ajuste para calcular la eficiencia aerodinámica en despegue a partir del co-
eficiente de sustentación en despegue, hecho con un gran número de aviones.113
4.12. Restricción combinada despegue/segundo segmento de TTOWTO en función de
WTO
Sw
, para distintos valores de CL maxTO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115
4.13. Representación de todas las restricciones junto con la carga alar escogida. . 117
4.14. Representación de todas las restricciones, la carga alar escogida y las rela-
ciones TTOWTO de los motores candidatos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118
4.15. Punto de diseño en el diagrama TTOWTO -
WTO
Sw
, en comparación con aviones se-
mejantes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121
4.16. Punto de diseño en el diagrama TTOWTO -
WTO
Sw
, en comparación con aviones
semejantes, con la región permitida final definida por el valor escogido
CL maxTO = 2.5. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122
11
5.1. Elementos estructurales del ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127
5.2. Superficie alar bruta o de diseño del ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128
5.3. Distribución de sustentación con CL = 1 en alas rectas, para varios valores
del parámetro de estrechamiento. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
5.4. Parámetro de estrechamiento λ de alas en función de su flecha Λ1/4. . . . . 133
5.5. Distribución de ClCL a lo largo de la semienvergadura, para distintos valores
de λ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134
5.6. Regresión lineal de Vt en función Sw
2
b
( t
c
)
r
1+λ
√
τ+λ 2τ
(1+λ ) , empleando datos de
los aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 143
5.7. Perfil supercrítico DFVLR-R4. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147
5.8. Características aerodinámicas del perfil supercrítico DFVLR-R4, para M0.7
y Re = 6×106. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147
5.9. Curva de Clmax en función del número de Mach efectivo, para el perfilDFVLR-R4 con Re = 6×106. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148
5.10. Efectividad τ del flap en función de su fracción de cuerdas c f /c. . . . . . . 150
5.11. Factor de corrección por efectos no lineales η en función de la deflexión
del flap δ f . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151
5.12. Definición de la superficie alar ocupada por flaps Sw f . . . . . . . . . . . . . 152
5.13. Dibujo acotado del ala, realizado a escala en AutoCAD. . . . . . . . . . . . 155
6.1. Elementos estructurales de los estabilizadores horizontal y vertical. . . . . . 159
6.2. Representación de la limitación inferior del parámetro kδ kv
(
Sr
S′v
A′v cosΛr
) 1
3 S′v
Sw
en función del parámetro ye[∆TeCL max]TO
lv(WTO−Wp max)
, ajustada empleando los datos de
un número elevado de aviones. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167
6.3. Definiciones de algunos de los parámetros empleados, y valor de kδ frente
a la deflexión máxima δr del timón de dirección. . . . . . . . . . . . . . . . 168
12
6.4. Regresión lineal de kδ kv
(
Sr
S′v
A′v cosΛr
) 1
3 S′v
Sw
en función de ye[∆TeCL max]TO
lv(WTO−Wp max)
,
utilizando datos de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 170
7.1. Posición típica del tren de aterrizaje principal dentro del ala, por detrás del
larguero posterior. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175
7.2. Definición del ángulo ψ que determina la tendencia a volcar. . . . . . . . . 181
7.3. Definición del ángulo de guarda del cono de cola [21, p. 31]. . . . . . . . . 182
7.4. Definición de la distancia es. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183
7.5. Limitaciones de operación en el aterrizaje para el ángulo de cabeceo θ y el
ángulo de balance φ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184
8.1. Descomposición en tipos y subtipos de la resistencia aerondinámica de la
aeronave, según Torenbeek. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189
8.2. Factor de interferencia ala-fuselaje Rw f en función del número de Reynolds
basado en la longitud de fuselaje Re f y el número de Mach. . . . . . . . . . 192
8.3. Factor de corrección de superficie sustentadora RLS en función del coseno
de la flecha de la línea de (t/c)max de los perfiles y el número de Mach. . . 192
8.4. Coeficiente de fricción C fw para superficies lisas con capa límite turbulente,
en función del número de Reynolds y el número de Mach. . . . . . . . . . 193
8.5. Coeficiente de resistencia de onda del ala CDwave en función del número de
Mach, para distintos valores de espesor relativo medio y alargamiento. . . . 194
8.6. Coeficiente de resistencia de onda del ala CDwave en función del número de
Mach. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 195
8.7. Parámetro de succión del borde de ataque R. . . . . . . . . . . . . . . . . . 197
8.8. Factores de resistencia inducida v y parásita w debidos a torsión lineal, para
distintos valores de β , Λ1/4, A y λ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 198
8.9. Factor η en función de la esbeltez efectiva del fuselaje. . . . . . . . . . . . 201
13
8.10. Coeficiente Cdc en función del Mach de flujo cruzado. . . . . . . . . . . . . 201
8.11. Estimación de la polar no equilibrada. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 205
8.12. Eficiencia aerodinámica en crucero en función del coeficiente de sustenta-
ción CL. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 205
8.13. Polar parabólica pura para los coeficientes de sustentación que experimenta
la aeronave en crucero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206
8.14. Diagrama PL-R. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209
8.15. Diagrama PL-R frente a los aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . 209
A.1. Sección transversal en clase turista del B737-700. . . . . . . . . . . . . . . 214
A.2. Sección longitudinal del B737-700. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215
A.3. Dibujo de tres vistas del B737-700. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215
A.4. Sección transversal en clase turista del A319-100. . . . . . . . . . . . . . . 216
A.5. Sección longitudinal del A319-100. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 216
A.6. Dibujo de tres vistas del A319-100. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 217
A.7. Sección transversal en clase turista del A220-300. . . . . . . . . . . . . . . 218
A.8. Sección longitudinal del A220-300. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
A.9. Dibujo de tres vistas del A220-300. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219
14
Índice de cuadros
1.1. Especificaciones iniciales de nuestra aeronave. . . . . . . . . . . . . . . . . 18
1.2. Datos generales de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
1.3. Datos del grupo motopropulsor de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . 22
1.4. Pesos característicos de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
1.5. Datos de fuselaje y cabina de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . 24
1.6. Datos del ala de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
1.7. Datos de los dispositivos hipersustentadores de aviones semejantes. . . . . 28
1.8. Datos de los alerones y spoilers de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . 29
1.9. Datos de estabilizador horizontal y timón de profundidad de aviones seme-
jantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
1.10. Datos de estabilizador vertical y timón de dirección de aviones semejantes. 32
1.11. Datos del tren de aterrizaje de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . 33
1.12. Datos de actuaciones de aviones semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . 34
2.1. Dimensiones de asientos y pasillos de aviones semejantes. . . . . . . . . . 44
2.2. Longitudes características de la cabina de mando y el cono de cola de avio-
nes semejantes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54
15
3.1. Resultados para MTOW y OEW por todos los métodos. . . . . . . . . . . . 87
7.1. Distancia mínima entre el suelo y el fuselaje. . . . . . . . . . . . . . . . . 176
16
Capítulo 1
Introducción, especificaciones iniciales y
aviones semejantes
Índice
1.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
1.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
1.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
1.2. Especificaciones iniciales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
1.3. Aviones semejantes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
1.1. Introducción
1.1.1. Objetivo
El objetivo de este trabajo consiste en realizar la primera iteración del diseño de un avión
de transporte comercial. Este diseño es un proceso iterativo, que consiste en construir un
diseño inicial a partir de datos de aviones semejantes y, en iteraciones posteriores, mejo-
rar progresivamente este diseño hasta cumplir de manera exacta con las especificaciones
iniciales propuestas por el cliente.
17
1.1.2. Descripción del contenido
Partiendo de unas especificaciones iniciales, buscaremos aviones semejantes en misión y
configuración, que servirán de base para este primer diseño. Recopilaremos los datos de
estos aviones de diversas fuentes, y algunos tendrán que ser estimados.
A partir de estos datos, haremos un diseño y dimensionado del fuselaje, estimaremos de
manera preliminar los pesos característicos de la aeronave y seleccionaremos el punto de
diseño en el diagrama TTO/WTO-WTO/Sw y, así, los motores del avión.
A continuación, haremos el dimensionado del ala, basándonos en aviones semejantes y en
el punto de diseño escogido. Una vez dimensionado el ala, dimensionaremos también los
estabilizadores horizontal y vertical, así como el tren de aterrizaje.
Finalmente, haremos una estimación de la polar no equilibrada del diseño. Con ella,po-
dremos calcular la eficiencia aerodinámica media en crucero, así como los puntos carac-
terísticos del diagrama PL-R. Una vez obtenido este diagrama, podremos compararlo con
la misión de diseño y, así, saber qué modificaciones debemos introducir en la siguiente
iteración para cumplir de manera exacta con las especificaciones iniciales.
1.2. Especificaciones iniciales
Partimos de unas especificaciones iniciales para nuestra aeronave, a partir de las cuales bus-
caremos los aviones semejantes. La aeronave anteproyectada, al final del proceso completo
de diseño, debe cumplir de manera exacta con estas especificaciones.
Especificaciones iniciales
Tipo de avión Avión comercial
Carga de pago 150 pasajeros con su equipaje
Alcance 4000 km
Motor Turbofán
Nº motores 2
Observaciones Fuselaje estrecho, tres asientos a cada lado del pasillo
Cuadro 1.1
18
1.3. Aviones semejantes
Para hacer los estudios pertinentes a la primera iteración en el diseño de un avión buscamos
tres aviones semejantes, cuyos datos se emplearán como punto de partida. Es necesario que
estos aviones cumplan ambos tipos de semejanza:
Semejanza de configuración. Dos aviones son semejantes en configuración cuando
coinciden en los siguientes puntos:
• Número y tipo de motores.
• Posición de los motores.
• Posición relativa ala-fuselaje.
• Tipo de empenaje.
Semejanza de misión. Dos aviones son semejantes en misión cuando coinciden — o
coinciden de forma aproximada — en los siguientes puntos:
• Carga de pago transportada.
• Alcance.
• Mach y altitud de vuelo.
Hemos escogido los siguientes aviones: A319-100, B737-700 y A220-300. Son de tres fa-
bricantes distintos: Airbus, Boeing y Bombardier, respectivamente. Los tres aviones llevan
en torno a 150 pasajeros en configuración de clase única turista y todos ellos son capaces
de llevar a cabo una misión de 4000 km de alcance.
La primera parte de este trabajo consiste en hallar todos los datos y parámetros que carac-
terizan estos tres aviones. Para ello, hemos tenido que recurrir a la bibliografía y, en los
casos en los que un dato en particular no estuviera disponible al público de forma explícita,
se ha estimado a partir de los dibujos de tres vistas (ver apéndice A).
A continuación, incluimos las tablas con todos los datos relevantes de aviones semejantes.
Además, hemos incluido los datos correspondientes a la aeronave anteproyectada en su
primera iteración de diseño.
19
Figura 1.1: Airbus A319-100 de la compañía Iberia.
Figura 1.2: Boeing 737-700 de la compañía Tarom.
Figura 1.3: Airbus/Bombardier A220-300 de la compañía Air Canada.
20
Datos generales del avión
Nombre Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Fabricante - Airbus Boeing Airbus/Bombardier
Fecha del primer vuelo - 29/08/1995 09/02/1997 27/02/2015
Altura máxima1 hmax
(m)
12.29 11.76 12.57 11.73
Longitud máxima2 lmax
(m)
34.97 33.84 33.63 38.69
Envergadura máxima3
bmax (m)
36.48 35.8 35.79 35.09
Cuadro 1.2
Los aviones pueden tener distintas motorizaciones. Hemos escogido aquellas que poseen
mayor disponibilidad al público de datos:
A319-100: Motores CFM56-5B5/P.
B737-700: Motores CFM56-7B24.
A220-300: Motores PW1521G.
Grupo motopropulsor
Proyecto A319-100
[13, 14]
B737-700
[13, 14]
A220-300
[15, 16]
Número 2 2 2 2
Posición Bajo las alas Bajo las alas Bajo las alas Bajo las alas
Tipo Turbofán Turbofán Turbofán Turbofán
Modelo CFM56-7B24 CFM56-5B5/P CFM56-7B24 PW1521G
Fabricante CFM
International
CFM
International
CFM
International
Pratt &
Whitney
Peso4 Weng (kg) 2,384 2,381 2,384 2,177
1hmax es la distancia del punto más alto del avión al suelo.
2lmax es la distancia longitudinal entre el punto más adelantado y el más atrasado del avión.
3bmax es la distancia entre los extremos izquierdo y derecho del avión. Incluye los winglets, el caso en el
que los hubiere.
4El peso de los motores Weng es el peso seco.
21
Empuje máximo en
crucero5 Teng (kN)
24.3763 22.33 24.3763 -
Consumo específico
en crucero6 ce
(mg/Ns)
17.06 16.98 17.06 -
Empuje total de
despegue7 TTO (kN)
215.2 195.8 215.2 186.8
Cuadro 1.3
Nótese que, para cada avión, hay distintas variantes de peso (weight variant). En cada caso,
hemos escogido la versión básica (WV000) para la motorización elegida.
Pesos
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
MTOW (kg) 67,083 64,000 70,080 67,585
MLW (kg) 59,316 61,000 58,605 58,740
MZFW 8 (kg) 54,703 57,000 55,200 55,792
OEW 9 (kg) 36,917 ∼ 41,100 ∼ 38,342 ∼ 37,081
MPL10 (kg) 17,786 ∼ 15,900 ∼ 16,858 ∼ 18,711
MFW (kg) 20,248 18,729 20,894 17,726
OEW/MTOW 0.5503 ∼ 0.6422 ∼ 0.5471 ∼ 0.5487
PL/MTOW 11 0.2651 ∼ 0.2484 ∼ 0.2406 ∼ 0.2769
MFW/MTOW 0.3018 0.2926 0.2981 0.2623
TTO/MTOW 12 0.3270 0.3179 0.3130 0.2817
Cuadro 1.4
5El empuje máximo en crucero es para un sólo motor, a 35,000 ft y M0.8.
6El consumo específico en crucero de los motores es a 35,000 ft y M0.8.
7El empuje total de despegue TTO es la suma de los empujes de despegue de todos los motores.
8MZFW es un peso límite dado por la resistencia estructural del ala cuando no contiene combustible que
contribuya a aliviar las cargas que soporta.
9El OEW se estima como MZFW −MPL. Hacemos esto para que lo datos sean lo más consistentes posi-
ble, ya que normalmente encontramos pesos “típicos” que pueden no estar calculados de la misma manera.
10El valor aproximado de MPL se observa en el diagrama PL-R del avión.
11En la relación PL/MTOW hemos usado MPL.
12En la relación TTO/MTOW hemos usado el empuje total de despegue, y hemos cambiado las unidades
de MTOW a N.
22
Fuselaje y Cabina
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Longitud l f del
fuselaje13 (m)
34.97 33.84 32.18 38.69
Anchura máxima b f
del fuselaje14 (m)
3.94 3.95 3.76 3.51
Altura máxima h f
del fuselaje15 (m)
4.10 4.14 ∼ 3.9070 3.72
l f /b f 8.8863 8.5671 8.5585 11.0228
Área frontal máxima
S f f del fuselaje16
(m2)
∼ 12.6870 ∼ 12.8436 ∼ 11.5378 ∼ 10.2551
Distancia mínima del
fuselaje al suelo dmin
(m)
1.8829 ∼ 1.8482 ∼ 1.0010 ∼ 2.0532
Longitud lc de la
cabina de
pasajeros17 (m)
24.71 23.77 24.18 27.46
Anchura máxima bc
de la cabina de
pasajeros (m)
3.62 3.63 3.54 3.28
Altura máxima hc de
la cabina de
pasajeros (m)
2.22 ∼ 2.21 2.20 2.13
13l f es la longitud entre los puntos más atrasado y más adelantado del fuselaje, medida según la línea de
referencia. La línea de referencia se suele escoger como una paralela al eje de la zona cilíndrica y, si esta zona
no existe, como una línea que sea aproximadamente horizontal en crucero.
14b f es la anchura máxima del fuselaje en un plano perpendicular a la línea de referencia.
15h f es la altura máxima del fuselaje en un plano perpendicular a la línea de referencia.
16El área frontal lo estimamos como el área de una elipse con semieje mayor a = h f /2 y semieje menor
b = b f /2. Por tanto: S f f ≈ πab = π
h f b f
4 .
17Nótese que la cabina de pilotaje no está incluida en estas dimensiones.
23
Volumen Volc de la
cabina de pasajeros
(m3)
∼ 124.7918 120 ∼ 118.7319 ∼ 121.4720
Volumen Volec1 del
compartimento de
carga delantero (m3)
15.43 8.52 11.5 12.65
Volumen Volec2 del
compartimento de
carga trasero (m3)
15.77 11.92 16.9 14.81
Volumen Volec3 del
compartimento de
carga a granel (m3)
N/A 7.22 N/A N/A
Número de plazas en
configuración de
clase única turista
150 15621 14822 15023
Número de plazas en
configuración de dos
clases
N/A Turista: 116
Primera: 8
24 Turista: 120
Primera: 8
25 Turista: 118
Business: 12
26
Cuadro 1.5
18Para estimar el volumen de cabina, usamos el procedimiento detallado en la siguiente nota a pie de
página. Como hemos escogido usar los contenedores del A319-100, ponemos el suelo al ∼ 70% de la altura
total de la circunferencia. Además, usamos el mismo factor de ∼ 0.75 detallado en la siguiente nota.
19Este dato no se ha podido encontrar, por lo que lo hemos aproximado. Empleamos una circunferencia
para aproximar la sección de la cabina. Enel A319-100 y el B737-700, el suelo de la cabina está al∼ 70% de
la altura total de dicha circunferencia. Calculando el área de esta fracción de circunferencia y multiplicando
por la longitud de la cabina, obtenemos un valor aproximado para el volumen de la cabina del A319-100. Di-
vidiendo el valor real por este valor aproximado, obtenemos un factor de ∼ 0.75. Calculando el volumen con
el mismo procedimiento para el B737-700 y multiplicando por este factor, podemos aproximar su volumen
de cabina.
20Este dato no se ha podido encontrar. Para aproximarlo, repetimos el procedimiento detallado en la nota a
pie de página anterior. En este caso, el suelo de la cabina está al ∼ 75% de la altura total de la circunferencia
correspondiente. Además, empleamos el mismo factor de ∼ 0.75 usado antes.
21Configuración 3-3.
22Configuración 3-3 con dos asientos libres en la última fila.
23Configuración 3-2.
24En clase turista, configuración 3-3 con 2 asientos libres en la última fila. En primera clase, configuración
2-2.
25En clase turista, configuración 3-3. En primera clase, configuración 2-2.
26En clase turista, configuración 3-2 con tres asientos libres en la última fila. En clase business, configura-
ción 2-2.
24
Ala27
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Posición vertical Baja Baja Baja Baja
Posición
longitudinal28
0.4516 ∼ 0.4294 ∼ 0.4990 ∼ 0.4265
Superficie alar29 Sw
(m2)
127.1169 ∼ 122.3985 ∼ 125.3457 ∼ 117.4055
Envergadura alar30 b
(m)
34.75 34.1 34.32 ∼ 32.1531
Cuerda en la punta31
ct (m)
1.55 1.5 1.53 ∼ 1.5905
Cuerda en la raíz (m) 7.29 ∼ 6.9093 ∼ 7.7500 ∼ 7.1059
Cuerda media
geométrica32 CMG
(m)
3.6580 ∼ 3.5894 ∼ 3.6523 ∼ 3.6515
27Los subíndices I/B y 1 se refieren al tramo interno o ‘inboard’ y los subíndices O/B y 2 se refieren al
tramo externo o ‘outboard’ del ala trapezoidal doble.
28La posición longitudinal del ala se define como el cociente de la distancia longitudinal del morro del
avión al punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del ala entre la longitud del fuselaje.
29La superficie alar es la superficie de la proyección horizontal del contorno del ala. Cabe destacar que en
el dibujo de tres vistas del avión, parte del ala está escondida por la representación del fuselaje. Por tanto, para
hallar la cuerda en la raíz y la semienvergadura del tramo interior ala, debemos extender los tramos rectos
más próximos al plano de simetría del avión de los bordes de ataque y salida al mismo. La superficie alar de
cada tramo i se halla como Swi = bi
cti+cri
2 , siendo bi la envergadura del tramo i, y cti y cri las cuerdas en la
punta y en la raíz, respectivamente. La superficie alar Sw es la suma de la superficies alares de cada tramo.
30La envergadura alar es la distancia entre los extremos izquierdo y derecho del ala. Incluye los carenados
en punta de ala, pero no los winglets.
31Los redondeos los convertimos en esquinas, para simplificar. De esta manera, la cuerda en la punta es la
del ala trapezoidal correspondiente.
32La cuerda media geométrica CMG es el cociente entre Sw y b.
25
Cuerda media
aerodinámica33,34
CMA (m)
4.3563 ∼ 4.2252 ∼ 4.4409 ∼ 4.3090
Alargamiento35 A 9.5 ∼ 9.5 ∼ 9.4 ∼ 8.8
Parámetro de
estrechamiento36 λ
0.2128 ∼ 0.2171 ∼ 0.1974 ∼ 0.2238
Flecha de la línea de
puntos un cuarto37
Λ1/4 (º)
I/B: 21.25
O/B: 25.80
I/B: ∼ 21.26
O/B: ∼ 25.00
I/B ∼ 27.57
O/B: ∼ 25.00
I/B: ∼ 23.22
O/B: ∼ 27.50
Diedro38 Γ (º) 5.11 5.11 6 -
Perfiles aerodinámicos DFVLR-R4 Perfiles
supercríticos
Perfiles
supercríticos
Perfiles
supercríticos
Espesor relativo de los
perfiles τ (%)
Raíz: 15
Medio: 13.31
Punta: 10.82
Raíz: 15.15
Punta: 10.84
Raíz: 15.4
Punta: 10.8
-
Carga alar en
despegue MTOW/Sw
(Pa)
5,177 ∼ 5,129.4118 ∼ 5,484.7099 ∼ 5,647.1703
Cuadro 1.6
33La cuerda media aerodinámica CMA es el cociente de la integral a lo largo de la envergadura de los
cuadrados de las cuerdas dividida entre la superficie alar Sw. Es, por definición, la cuerda de un ala rectangular
con la misma superficie alar, que ante una velocidad incidente y ángulo de ataque dados, experimenta las
mismas fuerzas y momentos aerodinámicos y posición del centro de presión que el ala en estudio.
34En los tres casos tenemos alas trapezoidales dobles. En este caso: CMA = Sw1Sw CMA1 +
Sw2
Sw
CMA2. Para
cada tramo (denotado por i = (1,2)), CMAi = 23 cri
1+λi+λ 2i
1+λi
, donde cri es la cuerda en la raíz para el tramo
interno 1 y la cuerda en el quiebro para el tramo externo 2, y λi es el parámetro de estrechamiento del tramo
i, es decir, λi =
cti
cri
, donde cti es la cuerda en la punta del tramo i, tal que en el tramo 1 es la cuerda en el
quiebro, y en el tramo 2 es la cuerda en la punta.
35El alargamiento es el cociente de b entre CMG. Da una idea de lo “alargada” que es el ala, y de la
importancia de los efectos tridimensionales en su aerodinámica.
36El parámetro de estrechamiento aquí indicado es el del ala completa. Por tanto: λ = ctcr . Nótese que
λ = λ1λ2.
37La flecha de la línea de puntos un cuarto del ala es el ángulo que forma la proyección sobre un plano
horizontal de dicha línea con un plano perpendicular al eje longitudinal del avión. Como las alas son trapezoi-
dales dobles, damos el valor para cada tramo. La manera más sencilla de hallar este dato es estimar el valor
de Λba, la flecha del borde de ataque, a partir del dibujo de tres vistas, y emplear la siguiente relación geomé-
trica: Λ1/4i = arctan
(
tanΛba +
cti−cri
2bi
)
, donde bi es la envergadura del tramo i, y cti y cri son las cuerdas en
la punta y raíz, respectivamente, del tramo i.
38El diedro Γ es el ángulo que forma la proyección de la línea de puntos un cuarto sobre un plano perpen-
dicular al eje longitudinal del avión con un plano horizontal.
26
Dispositivos Hipersustentadores
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Tipo y número de
flaps de borde de
salida por semiala
Fowler
birranurado (2)
Fowler (2) Fowler
birranurado (2)
Fowler (2)
Tipo y número de
flaps de borde de
ataque por
semiala
Slats (5)
I/B:1 O/B: 4
Slats (5)
I/B:1 O/B: 4
I/B: Krueger (2)
O/B: Slats (4)
Slats (2)
I/B:1 O/B: 1
Envergadura b f
(m) 39,40,41
b f I/B ≈ 8.80
b f O/B ≈ 14.30
bs I/B ≈ 6.18
bs O/B ≈ 20.10
b f I/B ≈ 8.78
b f O/B ≈ 13.89
bs I/B ≈ 6.07
bs O/B ≈ 19.72
b f I/B ≈ 6.27
b f O/B ≈ 10.34
bk ≈ 4.07
bs ≈ 21.78
b f I/B ≈ 8.87
b f O/B ≈ 12.12
bs I/B ≈ 5.80
bs O/B ≈ 20.05
Relación b f /b b f I/B/b≈ 0.25
b f O/B/b≈ 0.41
bs I/B/b≈ 0.18
bs O/B/b≈ 0.58
b f I/B/b≈ 0.26
b f O/B/b≈ 0.41
bs I/B/b≈ 0.18
bs O/B/b≈ 0.58
b f I/B/b≈ 0.18
b f O/B/b≈ 0.30
bk/b≈ 0.12
bs/b≈ 0.63
b f I/B/b≈ 0.28
b f O/B/b≈ 0.38
bs I/B/b≈ 0.18
bs O/B/b≈ 0.62
Distancia al plano
de simetría del
avión del punto
medio del
dispositivo y f (m)
y f I/B ≈ 4.19
y f O/B ≈ 9.97
ys I/B ≈ 3.82
ys O/B ≈ 11.23
y f I/B ≈ 4.11
y f O/B ≈ 9.78
ys I/B ≈ 3.75
ys O/B ≈ 11.02
y f I/B ≈ 3.60
y f O/B ≈ 7.68
yk ≈ 2.98
ys ≈ 10.81
y f I/B ≈ 3.97
y f O/B ≈ 9.17
ys I/B ≈ 3.41
ys O/B ≈ 10.79
Relación y f /b y f I/B/b≈ 0.12
y f O/B/b≈ 0.29
ys I/B/b≈ 0.11
ys O/B/b≈ 0.32
y f I/B/b≈ 0.12
y f O/B/b≈ 0.29
ys I/B/b≈ 0.11
ys O/B/b≈ 0.32
y f I/B/b≈ 0.11
y f O/B/b≈ 0.22
yk/b≈ 0.09
ys/b≈ 0.32
y f I/B/b≈ 0.12
y f O/B/b≈ 0.29
ys I/B/b≈ 0.11
ys O/B/b≈ 0.34
39Lo que estimamos en el dibujo de tres vistas del avión es bi/2, donde bi es la envergadura del dispositivo
i. Los valores que damos aquí, por tanto, están multiplicados por dos, para representar la longitud ocupada en
todo el ala.
40bs I/B/2 y bs O/B/2 son, respectivamente, la envergadura de los slats interior y exteriores. Nótese que
consideramos el conjunto de slats exteriores como un único dispositivo. La envergadura de los flaps Krueger
se denota como bk y, en este caso, los slats exteriores se consideran como un único dispositivo, de envergadura
bs.
41b f I/B y b f O/B son, respectivamente, la envergadura de los flaps interior y exterior.
27
Fracción de
cuerda42 c f /c
c f I/B/c≈ 0.25
c f O/B/c≈ 0.35
cs I/B/c≈ 0.11cs O/B/c≈ 0.18
c f I/B/c≈ 0.25
c f O/B/c≈ 0.35
cs I/B/c≈ 0.11
cs O/B/c≈ 0.18
c f I/B/c≈ 0.24
c f O/B/c≈ 0.35
ck/c≈ 0.08
cs/c≈ 0.21
c f I/B/c≈ 0.21
c f O/B/c≈ 0.29
cs I/B/c≈ 0.11
cs O/B/c≈ 0.18
Cuadro 1.7
Alerones y Spoilers43
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Número de
alerones por
semiala
I/B: 0 O/B: 1 I/B: 0 O/B: 1 I/B: 0 O/B: 1 I/B: 0 O/B: 1
Número de
spoilers por
semiala44
I/B: 1 O/B: 4 I/B: 1 O/B: 4 I/B:1 O/B: 5 I/B:1 O/B: 4
Envergadura
(m)
ba = 5.92
bsp I/B = 3.13
bsp O/B = 11.24
ba ≈ 5.27
bsp I/B ≈ 2.79
bsp O/B ≈ 10.86
ba ≈ 5.96
bsp I/B ≈ 4.70
bsp O/B ≈ 10.34
ba ≈ 5.89
bsp I/B ≈ 4.01
bsp O/B ≈ 11.26
Relación
ba,sp/b
ba/b = 0.17
bsp I/B/b = 0.09
bsp O/B/b = 0.32
ba/b≈ 0.15
bsp I/B/b≈ 0.01
bsp O/B/b≈ 0.32
ba/b≈ 0.17
bsp I/B/b≈ 0.14
bsp O/B/b≈ 0.30
ba/b≈ 0.18
bsp I/B/b≈ 0.12
bsp O/B/b≈ 0.35
Distancia al
plano de
simetría del
avión ya,sp
(m)
ya = 15.20
ysp I/B = 4.88
ysp O/B = 9.21
ya ≈ 14.75
ysp I/B ≈ 5.5
ysp O/B ≈ 9.90
ya ≈ 12.15
ysp I/B ≈ 3.45
ysp O/B ≈ 7.68
ya ≈ 13.74
ysp I/B ≈ 5.12
ysp O/B ≈ 9.05
Relación
ya,sp/b
ya/b = 0.44
ysp I/B/b = 0.14
ysp O/B/b = 0.27
ya/b≈ 0.43
ysp I/B/b≈ 0.16
ysp O/B/b≈ 0.29
ya/b≈ 0.35
ysp I/B/b≈ 0.10
ysp O/B/b≈ 0.22
ya/b≈ 0.43
ysp I/B/b≈ 0.16
ysp O/B/b≈ 0.28
42c f /c es el cociente entre la cuerda del dispositivo y la del ala, medidas ambas en el punto medio del
dispositivo y con éste retraido. El borde de ataque de los flaps de borde de salida, en posición retraída, está
oculto dentro del ala y no suele representarse en el dibujo de tres vistas. Por ello, podemos estimar que
coincide con el borde anterior de los spoilers que se sitúan sobre ellos.
43Las definiciones son análogas a las dadas para dispositivos hipersustentadores.
44Al igual que con los slats, consideramos que los spoilers externos conforman un único dispositivo. De
esta manera, empleamos los subíndices sp I/B y sp O/B para referirnos a los spoilers interno y externos,
respectivamente.
28
Fracción de
cuerda
ca,sp/c
ca/c = 0.24
csp I/B/c = 0.15
csp O/B/c = 0.19
ca/c≈ 0.33
csp I/B/c≈ 0.16
csp O/B/c≈ 0.25
ca/c≈ 0.19
csp I/B/c≈ 0.10
csp O/B/c≈ 0.17
ca/c≈ 0.25
csp I/B/c≈ 0.12
csp O/B/c≈ 0.17
Coeficiente
de
volumen45
yabaca/
Swb
ηa =
9.76×10−3
ηsp I/B =
2.30×10−3
ηsp O/B =
1.39×10−2
ηa ≈
1.04×10−2
ηsp I/B ≈
2.35×10−3
ηsp O/B ≈
1.85×10−2
ηa ≈
7.90×10−3
ηsp I/B ≈
1.77×10−3
ηsp O/B ≈
1.16×10−2
ηa ≈
1.10×10−2
ηsp I/B ≈
2.79×10−3
ηsp O/B ≈
1.15×10−2
Cuadro 1.8
Estabilizador Horizontal y Timón de Profundidad46
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Posición Cola baja Cola baja Cola baja Cola baja
Superficie
horizontal de cola
Sh (m2)
34.8025 ∼ 31.0770 ∼ 40.2934 ∼ 29.2567
Relación Sh/Sw 0.2738 ∼ 0.2539 ∼ 0.3215 ∼ 0.2492
Envergadura bh (m) 13.2965 12.45 14.35 12.2631
Relación bh/b 0.3828 0.3651 0.4181 ∼ 0.3814
Cuerda en la punta
cth (m)
1.3723 1.24 ∼ 1.4496 ∼ 1.3340
Cuerda en la raíz crh
(m)
3.8625 ∼ 3.7523 ∼ 4.1748 ∼ 3.4375
Cuerda media
geométrica CMGh
(m)
2.6174 ∼ 2.4961 ∼ 2.8079 ∼ 2.3858
Alargamiento Ah 5.08 ∼ 5 ∼ 5.11 ∼ 5.14
Parámetro de
estrechamiento λh
0.3553 ∼ 0.3305 ∼ 0.3472 ∼ 0.3881
45Para calcular el coeficiente de volumen, hemos tomado ca,sp como la cuerda del elemento en el punto
medio de su semienvergadura.
46Tratamos el estabilizador horizontal como un ala, por lo que todas las definiciones que hemos dado
para el ala siguen siendo válidas aquí. Los estabilizadores horizontales de los aviones semejantes elegidos
equivalen a alas trapezoidales simples.
29
Flecha de la línea de
puntos un cuarto
Λ1/4h (º)
30.55 ∼ 29 ∼ 32 ∼ 30.66
Diedro Γh (º) 6 6 - -
Perfiles
aerodinámicos
NACA0009 - - -
Espesor relativo de
los perfiles47 τh (%)
9 - - -
Brazo 48 lh (m) 16.0913 ∼ 15.8689 ∼ 14.3381 ∼ 18.0272
Coeficiente de
volumen
Shlh/(SwCMA)
1.0113 ∼ 0.9536 ∼ 1.0379 ∼ 1.0425
Envergadura del
timón de
profundidad be (m)
10.3540 ∼ 10.0593 ∼ 9.9182 ∼ 10.2613
Relación be/bh 0.7787 ∼ 0.8080 ∼ 0.6912 ∼ 0.8368
Fracción de cuerda
del timón de
profundidad49 ce/ch
0.3188 ∼ 0.3214 ∼ 0.2851 ∼ 0.35
Cuadro 1.9
Estabilizador Vertical y Timón de Dirección50
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Superficie vertical
de cola Sv (m2)
23.2243 ∼ 21.7175 ∼ 24.3782 ∼ 20.8589
Relación Sv/Sw 0.1827 ∼ 0.1774 ∼ 0.1930 ∼ 0.1777
Envergadura bv (m) 6.6595 5.87 ∼ 7.6979 ∼ 5.9749
Relación bv/b 0.1916 ∼ 0.1721 ∼ 0.2243 ∼ 0.1858
47El espesor relativo de los perfiles que estamos calculando es el valor medio a lo largo de la envergadura.
48lh es la distancia entre el punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del ala al punto un cuarto de
la cuerda media geométrica del estabilizador horizontal.
49La fracción ce/ch está medida en el punto medio del timón de profundidad.
50Tratamos el estabilizador vertical como un semiala, por lo que todas las definiciones que hemos dado
para el ala siguen siendo válidas aquí. Sin embargo, al ser un semiala, la superficie vertical de cola Sv y la
envergadura bv corresponden a la mitad del ala correspondiente. Los estabilizadores verticales de los aviones
semejantes elegidos equivalen a semialas trapezoidales simples.
30
Cuerda en la punta
ctv (m)
1.5930 ∼ 1.8189 ∼ 1.1693 ∼ 1.8314
Cuerda en la raíz crv
(m)
5.3818 ∼ 5.5806 ∼ 5.1644 ∼ 5.1508
Cuerda media
geométrica51 CMGv
(m)
3.4874 ∼ 3.6997 ∼ 3.1669 ∼ 3.4911
Alargamiento52 Av
(m)
3.8192 ∼ 3.1732 ∼ 4.8615 ∼ 3.4229
Parámetro de
estrechamiento λv
0.2960 ∼ 0.3259 ∼ 0.2264 ∼ 0.3556
Flecha de la línea de
puntos un cuarto53
Λ1/4v (º)
33.5703 ∼ 34.8433 ∼ 30.2930 ∼ 35.5745
Perfiles
aerodinámicos
NACA0012 Simétricos Simétricos Simétricos
Espesor relativo de
los perfiles54 τv (%)
12 ∼ 9.5238 ∼ 10.6161 ∼ 10.9550
Brazo55 lv (m) 14.8871 ∼ 14.9779 ∼ 11.9508 ∼ 16.1347
Coeficiente de
volumen56
Svlv/(Swb)
0.07827 ∼ 0.07793 ∼ 0.06772 ∼ 0.08915
Envergadura del
timón de dirección57
br (m)
6.6595 5.87 ∼ 7.3130 ∼ 5.9749
Relación br/bv 1 1 ∼ 0.95 ∼ 1
51CMGv es el cociente de Sv entre bv.
52Definimos el alargamiento como Av = 2bv/CMGv. De esta manera, es el alargamiento del ala correspon-
diente, puesto que bv es la mitad de la envergadura de dicho ala.
53Para calcular la flecha de la línea de puntos un cuarto del estabilizador vertical, nótese que debemos
considerarlo como un semiala, de manera que la envergadura del ala correspondiente sea la doble de la
envergadura del estabilizador.
54A diferencia del espesor relativo en el estabilizador horizontal, podemos estimar el espesor relativo medio
del estabilizador vertical a partir del dibujo de tres vistas, ya que no tiene ni torsión, ni ángulo de calado, ni
curvatura.
55lv es la distancia longitudinal entre el punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del ala y el punto
un cuarto de la cuerda media geométrica del estabilizador vertical.
56Es importante darse cuenta que, para el estabilizador vertical, usamos b en lugar de CMA.
57La envergadura del timón de dirección br es la distancia entre los extremos inferior y superior del timón.
31
Fracción de
cuerda58 cr/cv
0.3111 ∼ 0.3333 ∼ 0.25 ∼ 0.35
Cuadro 1.10
Tren de Aterrizaje
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Tipo Triciclo
retráctil
Triciclo
retráctil
Triciclo
retráctil
Triciclo
retráctil
Vía59 T (m) 6.9338 7.59 5.72 6.73
Batalla60 B
(m)
12.7734 11.039 12.6 14.63
Relación
T/B
0.5428 0.6869 0.4540 0.4600
Relación
T/b
0.1995 0.2226 0.1667 ∼ 0.2093
Relación
B/l f
0.3653 0.3262 0.3915 0.3781
Número de
neumáticos
por pata61
Np = 2
Na = 2
Np = 2
Na = 2
Np = 2
Na = 2
Np = 2
Na = 2
Denominación
de
neumáticos
Pr: H42x16-19
Aux: 25.75x6.75-14
Pr: 46x16-20
Aux: 30x8.8-15
Pr: 43.5x16-21
Aux: 27x7.7-15
Pr: 42x15-21
Aux: 27x8.5-12
Diámetro (m) Dp = 1.0668
Da = 0.6541
Dp = 1.1784
Da = 0.762
Dp = 1.1049
Da = 0.6858
Dp = 1.0668
Da = 0.6858
Ancho (m) bp = 0.4064
ba = 0.1715
bp = 0.4064
ba = 0.2235
bp = 0.4064
ba = 0.1956
bp = 0.381
ba = 0.2159
58La fracción de cuerda cr/cvse toma en el punto medio del timón.
59La vía T del tren de aterrizaje es la distancia entre el centro de las huellas de los trenes principales. Si
son más de dos, tomamos los más alejados del plano de simetría del avión.
60La batalla B del tren de aterrizaje es la distancia longitdinal entre el centro de la huella del tren auxiliar
y los centros de las huellas de los trenes principales. Si hay más de dos tomamos los de mayor distancia
longitudinal respecto al tren auxiliar.
61Para los datos de las patas del tren de aterrizaje, usamos el subíndice p para referirnos a las patas del tren
principal, y el subíndice a para referirnos al tren auxiliar.
32
Presión de
inflado
(MPa)
pp = 1.31
pa = 1.372
pp = 1.19
pa = 1.14
pp = 1.36 - 1.41
pa = 1.42
pp = 1.47
pa = 1
Cuadro 1.11
Actuaciones62
Proyecto A319-100
[1, 2, 3, 4]
B737-700
[5, 6, 7, 8]
A220-300
[9, 10, 11, 12]
Velocidad máxima
operativa63 VMO
(km/h)
629.61 648 629.68 611.16
Mach máximo
operativo64 MMO
0.82 0.82 0.82 0.82
Mach de crucero Mc 0.7865 0.7866 0.78567 0.7868
Velocidad de pérdida69
Vs (km/h)
196.5570
177.0271
208.35 ∼ 234 ∼ 250.4
Velocidad de seguridad
en el despegue72 V2
(km/h)
251.19 ∼ 250.02 ∼ 280.8 ∼ 300.48
62Todas las velocidades aquí indicadas son IAS (Indicated airspeed), salvo la velocidad máxima operativa
que, por ser una limitación estructural, es EAS.
63Por debajo de 25,000 ft, la limitación está dada por VMO, salvo en el caso del A220-300, donde la
altitud límite son 27.500 ft. Por encima de dicha altitud límite la limitación está dada por MMO. Nótese
que, en algunas ocasiones y con el fin de evitar fenómenos indeseables como el bataneo, puede haber otras
limitaciones de velocidad, por ejemplo por debajo de 10,000 ft. Para estas tres aeronaves, VMO no es la
limitación de velocidad aplicable por debajo de 10,000 ft.
64La altitud típica de crucero está indicada para cada aeronave en la fila Mach de crucero Mc.
65A una altitud de crucero de diseño de 11,582 m (FL 380), en condiciones ISA.
66A una altitud típica de crucero de 11,900 m, en condiciones ISA.
67A una altitud típica de crucero de 11,705 m, en condiciones ISA + 10 ºC.
68A una altitud típica de crucero de 11,280 m, en condiciones ISA.
69A nivel del mar, MTOW y, para los tres aviones semejantes, en configuración de despegue. Nótese que
para cambiar de peso una velocidad de pérdida, usamos V
′
s =
√
W ′
W Vs. Usamos el mismo procedimiento para
cambiar de peso una velocidad V2.
72La norma nos dice que V2 ≥ 1.2Vs, siendo Vs la velocidad de pérdida al peso de despegue (MTOW ) y
altura del mar en configuración de despegue. A pesar de que la norma define las velocidades como CAS,
podemos emplear esta fórmula también para velocidades IAS. El motivo es porque la diferencia entre la
velocidad indicada y la velocidad calibrada en una aeronave es pequeña, ya que el computador de vuelo se
encarga de introducir las tablas de corrección obtenidas en ensayos en vuelo. Suponemos, claramente, que el
sistema de pitot estático está bien calibrado.
33
Velocidad de
aproximación final73
V3 (km/h)
231.67 233.35 240.76 250.02
Velocidad
ascensional74 Vasc
(m/min)
879.09 762 914.4 944.88
Techo absoluto75,76
Habs (m)
∼ 12,745 ∼ 12,373 ∼ 12,745 ∼ 12,745
Techo de servicio77
Hser (m)
∼ 12,495 12,130 12,495 12,495
Alcance78 R (km) 2,962.5
6,830.8
∼ 1,475.8
∼ 6,806.4
∼ 3,921.9
∼ 6,253.2
∼ 3,704
∼ 6,240.4
Distancia de
despegue79 sTO (m)
1,762 1,720 1,677 1,890
Distancia de aterrizaje
sL (m)
1,457 1,430 1,433 1,509
Cuadro 1.12
73Esta velocidad es para posición de máximo despliegue de flaps y MLW , a nivel del mar.
74A nivel del mar y con despegue a MTOW .
75El techo absoluto Habs es la altitud para la que la velocidad ascensional máxima del avión es 0m/s.
76El techo absoluto se ha estimado como un 2% superior al techo de servicio.
77El techo de servicio Hser es la altitud para la que la velocidad ascensional máxima del avión es 0.5m/s.
78En condiciones típicas de crucero. El primer valor es para el punto MPL−MTOW , y el segundo valor
para el punto MFW −MTOW . Los valores se han estimado a partir del diagrama PL-R.
79Tanto la distancia de despegue sTO como la distancia de aterrizaje sL son a nivel del mar y condiciones
ISA + 15 ºC.
34
Capítulo 2
Diseño y dimensionado del fuselaje
Índice
2.1. Introducción . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
2.1.1. Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
2.1.2. Descripción del contenido . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
2.1.3. Relación con el resto de capítulos . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.1.4. Funciones del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.1.5. Arquitectura del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
2.2. Dimensionado transversal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
2.2.1. Disposición transversal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
2.2.2. Cálculo de anchura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
2.2.3. Dibujo de sección . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48
2.3. Dimensionado longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
2.3.1. Paso entre asientos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
2.3.2. Longitud de cabina . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50
2.3.3. Longitud de fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
2.3.4. Cabina de mando y cono de cola . . . . . . . . . . . . . . . . . 52
2.3.5. Accesos y evacuación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
2.3.6. Dibujo en planta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
2.4. Otros elementos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
35
2.4.1. Bodegas de carga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
2.4.2. Servicios en tierra . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
2.1. Introducción
2.1.1. Objetivo
El objetivo de esta capítulo es hacer el diseño y dimensionado del fuselaje, en la primera
iteración de diseño. Para ello, partiremos de la información de aviones semejantes y, de-
tallando claramente una filosofía de diseño para la nueva aeronave, escogeremos todos los
parámetros que definen el fuselaje de la misma.
2.1.2. Descripción del contenido
Por una parte, debemos hacer el dimensionado transversal del fuselaje y, por otra, el di-
mensionado longitudinal.
El dimensionado transversal consiste en definir la sección transversal del fuselaje. Es decir,
determinar la disposición y anchura de los asientos, la anchura del pasillo, la altura del pa-
sillo, la anchura de la cabina y la anchura del fuselaje. Además, dibujaremos dicha sección
transversal de acuerdo con el diseño de la misma.
El dimensionado longitudinal consiste en definir la sección longitudinal del fuselaje. En
particular hace falta determinar el paso entre asientos, la longitud de cabina y la longitud
del fuselaje. Además, habrá que determinar aspectos y dimensiones de la cabina de mando
y del cono de cola, así como disposición de accesos y puertas para una evacuación de emer-
gencia. Al igual que en el dimensionado transversal, dibujaremos la sección longitudinal
de forma acorde con nuestro diseño.
Por último, determinaremos las dimensiones y disposición de las bodegas de carga, así
como los contenedores que llevan. Dimensionaremos también los compartimentos superio-
rers de cabina para el equipaje de cabina. Además, diseñaremos los servicios en tierra de la
aeronave.
36
2.1.3. Relación con el resto de capítulos
Al ser la estructura de la aeronave que transporta la carga de pago, es necesario conocer las
dimensiones de la cabina y bodegas para así determinar la máxima carga de pago, a partir
de la cual podemos determinar OEW y MTOW . Además, los resultados obtenidos en este
capítulo serán importantes para determinar la distancia mínima al suelo, lo cual afecta al
diseño del tren de aterrizaje. Dicho diseño estará íntimamente ligado al del fuselaje, por
cuestiones de reparto de carga y estabilidaden el aterrizaje.
Las dimensiones del fuselaje impactan a la posición de todos los elementos que se unen
a él ya que, en general, determinaremos la posición relativa de éstos y, posteriormente,
fijaremos su posición desde el morro a partir de dichas dimensiones. Los brazos del HTP y
VTP también se verán afectados.
Finalmente, las dimensiones del fuselaje se emplearán para calcular su aportación a la
resistencia del avión.
2.1.4. Funciones del fuselaje
Las funciones principales del fuselaje son las siguientes:
Alojamiento y protección de la carga de pago, la tripulación y de diversos sistemas y
equipos.
Función estructural, en el sentido en que conforma la estructura central a la que se
unen todas las demás.
2.1.5. Arquitectura del fuselaje
El fuselaje es una estructura semimonocasco compuesta por los siguientes elementos, de
las que detallamas sus respectivas funciones:
Estructura:
• Mantener la forma del fuselaje.
Cuadernas:
37
• Soportar las cargas axiales resultantes de la flexión.
Revestimiento:
• Soportar las cargas de torsión.
• Soportar la presión de cabina.
• Nótese que posee mayor curvatura que el revestimiento de las alas. Por ello, su
resistencia a compresión y cortadura es mayor.
Largueros
• Soportan las cargas axiales resultantes de la flexión.
Mamparos de presión:
• Se ubican en puntos de fuerza concentrados, y su objetivo estructural es mante-
ner la presión interna.
Zonas reforzadas:
• Tren de aterrizaje.
• Uniones con el ala y empenaje.
División entre cabina y bodegas.
El fuselaje que escogemos tiene una sección transversal circunferencial doble, con el quie-
bro coincidente con la separación entre la cabina y las bodegas. El motivo de esto es porque
la cabina será presurizada, debido a la altura a la que vuela el avión, e interesa tener paredes
circunferenciales.
En la siguiente figura se pueden apreciar los distintos elementos una estructura típica de
fuselaje:
38
Figura 2.1: Elementos estructurales del fuselaje.
2.2. Dimensionado transversal
El dimensionado transversal consiste en elegir correctamente los parámetros que definen la
sección transversal del fuselaje. Debemos elegir una disposición transversal de los asientos,
hacer un cálculo de la anchura tanto de la cabina como del fuselaje y hacer un dibujo de la
sección.
2.2.1. Disposición transversal
La disposición transversal de asientos está definida por el número de pasillos y el número
de asientos entre pasillos. Los tres aviones semejantes son de fuselaje estrecho, por lo que
resulta evidente escoger esta configuración de pasillo único. Es una elección estándar que
un avión diseñado para llevar menos de 200 pasajeros sea de fuselaje estrecho.
Es importante darse cuenta de que una de los principales factores determinantes en el di-
seño es la duración del viaje. El volumen que hay que dar a cada pasajero para un viaje
comfortable es función directa del número de horas que dicho pasajero pasará en el vehícu-
39
lo. Este concepto lo recoge de manera muy concisa Torenbeek [17, p. 69] en la siguiente
gráfica:
Figura 2.2: Comodidad del viaje en función del volumen por pasajero y la duración del
viaje.
Tenemos dos opciones: una configuración 3:3 o una configuración 3:2. La configuración
3:3 (tres asientos a cada lado del pasillo) es utilizada por el A319-100 y por el B737-700.
La configuración 3:2 (tres asientos a un lado del pasillo, 2 asientos al otro lado) es utilizada
por el A220-300. Esto parece indicar que lo más típico para un avión de esta características
es una configuración 3:3. Además, es importante recordar que es una especificación inicial.
Igualmente, conviene discutir las ventajas e inconvenientes.
La ventaja más evidente de escoger una configuración 3:2 es poder elegir una menor an-
chura de cabina y de fuselaje, con el coste de requerir una mayor longitud de fuselaje para
el mismo número de pasajeros. Podemos precisar esta relación mediante la esbeltez del
fuselaje, definida de la siguiente manera:
λ =
l f
de f f
,
donde l f es la longitud del fuselaje y d f es la anchura efectiva del mismo, definida como
de f f =
√
h f d f , siendo h f y d f la altura y la anchura del fuselaje, respectivamente.
40
A continuación, mostramos una gráfica con esbelteces de aviones típicos, en función de su
valor de de f f :
Figura 2.3: Esbeleteces de aviones típicos.
Lo primero que se observa en esta gráfica es que, para una misma familia de aviones,
las esbelteces aumentan a medida que se incrementa el número de pasajeros. Es decir, no
se varían las dimensiones transversales del fuselaje, sino que se incrementa la longitud
del mismo. Aumentar el número de asientos por fila daría lugar a una mayor superficie
frontal y, así, a un mayor incremento de resistencia aerodinámica que la producida por
un incremento en la longitud de fuselaje. Además, cambiar las disposición transversal de
asientos daría lugar a un nuevo avión que no podría considerarse parte de la misma familia.
El rango de valores estándar de la esbeltez entre 8 y 12 es una solución de compromiso
entre la minimización de la resistencia aerodinámica y la necesidad de volumen interior.
Mantener el volumen interior cambiando la disposición transversal de asientos sin aumen-
tar la longitud del fuselaje daría lugar a una esbeltez muy baja y, así, a una resistencia
aerodinámica inaceptable. Otra opción podría ser cambiar la disposición transversal sin au-
mentar la anchura de la cabina, para lo que habría que reducir drásticamente la anchura de
los asientos, de manera que no se respetaría el volumen/pax necesario para la comodidad
durante el viaje.
41
Es muy importante tener presente el factor de la resistencia aerodinámica ya que, a mayor
resistencia, mayor empuje es necesario para mantener una velocidad dada de crucero y, por
tanto, mayor consumo de combustible.
La anchura de los asientos en configuración típica de clase turista es 0.43 m para el A319-
100, 0.43 m para el B737-700 y 0.48 m para el A220-300.
La anchura efectiva del fuselaje es, en cada caso:
A319-100: 4.0439 m
B737-700: 3.8328 m
A220-300: 3.6135 m
En términos de anchura de los asientos, el A220-300 consigue dar la mayor comodidad al
pasajero con menos anchura efectiva que los otros dos aviones. El A319-100 da prioridad
a la anchura del pasillo, incrementando la anchura efectiva y reduciendo la anchura de los
asientos. El B737-700 minimiza tanto la anchura del pasillo como la de los asientos, sa-
crificando volumen a cambio de menor resistencia aerodinámica, sin llegar a la resistencia
mínima del A220-300. El problema principal del A220-300 es la longitud que debe alcan-
zar para albergar a todos los pasajeros, lo que conlleva un peor comportamiento estructura
a flexión, lo que afecta al peso del fuselaje.
La solución del B737-700 parece la más razonable para este tipo de viaje. Es un viaje
de duración media donde la comodidad proporcionada es suficiente, y donde consideramos
que está justificado incrementar los requisitos estructurales del fuselaje con el fin de reducir
marginalmente la resistencia aerodinámica y proporcionar ligeramente más comodidad al
pasajero, dando más prioridad a la anchura de asientos que a la anchura del pasillo. Por
ello, escogemos una configuración 3:3 en clase única turista. Lo que haremos será mejorar
ligeramente la comodidad de los pasajeros, manteniendo un pasillo estrecho y aumentando
la anchura y paso de los asientos. Sin embargo, no dejará de ser una configuración de alta
densidad, es decir, está diseñado para ser un vuelo económico pero lo más comfortable
posible dentro de esa filosofía de diseño. Nótese que hemos explicado aquí los motivos por
los que esta configuración es la más favorable para nuestro tipo de viaje, pero hay que
recordar que la configuración 3:3 es una especificación inicial y, por tanto, de obligado
cumplimiento.
Además, nótese que no pensamos tratar este avión como una familia, por lo que una esbel-
tez cerca de 8 no proporciona ningún problema a la hora de tener margen para introduciraviones más grandes o más pequeños.
42
2.2.2. Cálculo de anchura
Para el cálculo de la anchura de cabina y de fuselaje, debemos hacer una regresión lineal
usando los datos de nuestros aviones semejantes, y aviones más grandes y pequeños, para
recoger correctamente la tendencia. La variable independiente en dicha regresión es:
Anchura de los asientos×Nº asientos / fila+Anchura del pasillo
Esta variable no es la anchura de cabina, puesto que no incluye la anchura de los reposabra-
zos u otros espacios adicionales. Para definir esta variable, debemos dimensionar el pasillo
y los asientos.
El libro de Torenbeek muestra valores mínimos para la anchura del pasillo [17, p. 71],
según las FAR 25:
Figura 2.4: Anchura mínima del pasillo en clase turista (Ref: FAR 25.815)
Los aviones semejantes cumplen todos con la norma, por lo que usaremos estos datos para
escoger las dimensiones de asientos y pasillos.
Los datos referentes a las dimensiones de asientos y pasillos de los aviones semejantes son
los siguientes:
43
Dimensiones transversales de asientos y pasillos
Proyecto A319-100 [1] B737-700 [5] A220-300 [9]
Anchura de los
asientos (m)
0.45 0.43 0.43 0.48
Anchura del pasillo (m) 0.51 0.64 0.51 0.51
Altura del pasillo (m) 2.22 2.21 2.2 2.13
Cuadro 2.1
Como indicamos al final de la sección anterior, damos preferencia a tener un pasillo es-
trecho. Siguiendo este criterio, escogemos el valor de 0.51m para la anchura del pasillo,
ya que es un valor compartido por el B737-700 y A220-300, en los que claramente se ha
intentado comprimir lo más posible el pasillo.
Para la altura del pasillo, tenemos tres valores: 2.13 m, 2.2 m y 2.21 m. Vamos a diseñar
el pasillo de manera que no sea claustrofóbico para pasajeros y tripulantes. Calculamos el
área de la sección del pasillo como altura×anchura:
A319-100: 1.4144 m2
B737-700: 1.122 m2
A220-300: 1.0863 m2
Los valores del B737-700 y del A220-300 son del mismo orden, por seguir la misma fi-
losofía de diseño. Por tanto, hacemos la media de ambos y redondeamos a dos decimales
para hallar el área de la sección transversal del pasillo: 1.1 m2. De esta manera, la altura del
pasillo sería: 2.17 m. Sin embargo, cabe destacar que la anchura de fuselaje (calculada más
adelante) no parece congruente con este resultado. Por tanto, vamos a calcular la altura del
pasillo usando un ajuste de los tres aviones semejantes, con la anchura de fuselaje como
variable independiente. Con esto, obtenemos un valor de: 2.22 m.
El libro de Torenbeek proporciona una tabla sobre las dimensiones típicas de asientos [17,
p. 75]:
44
Figura 2.5: Dimensiones típicas de asientos.
En principio, no tenemos por qué usar uno de estos asientos estándares. Aún siendo de
medio alcance, el viaje es relativamente largo (4000 km), por lo que vamos a incrementar
ligeramente la anchura de los asientos sobre el A319-100 y el B737-700 para conseguir una
mayor comodidad. Para hacer esto, tenemos que incrementar la resistencia aerodinámica, lo
que incrementa el coste directo de operación, pero es un sacrificio que estamos dispuestos
a hacer para dar una mayor comodidad a los pasajeros, dentro de una configuración de
alta densidad Parece razonable hacer la media entre los tres valores correspondientes a los
aviones semejantes, lo que proporciona una anchura de los asientos de: 0.45 m.
Con todos estos datos, ya estamos en condiciones de calcular la variable a partir de la cual
podremos hallar la anchura de cabina y fuselaje:
Anchura de los asientos×Nº asientos / fila+Anchura del pasillo = 3.21 m
Los aviones de la familia A320 (entre los que se encuentra el A319-100) son los aviones
de fuselaje estrecho de mayor anchura efectiva. Para hacer la regresión lineal, podemos
utilizar dos aviones mucho más pequeños (CRJ-700 y E145), pero no podemos emplear
aviones más grandes sin salirnos de la configuración de fuselaje estrecho. Por tanto, usa-
mos nuestros aviones semejantes y los dos aviones pequeños mencionados. El ajuste es el
siguiente:
45
Figura 2.6: Regresión lineal para el cálculo de la anchura de cabina.
Atendiendo a este ajuste, el valor de la anchura de cabina es: 3.6213 m.
Repetimos el procedimiento para la anchura de fuselaje:
Figura 2.7: Regresión lineal para el cálculo de la anchura de fuselaje.
46
De acuerdo con este ajuste, la anchura del fuselaje es: 3.8896 m. Sin embargo, no vamos a
usar este valor como la anchura de fuselaje final.
La diferencia entre la anchura de cabina y la anchura de fuselaje es estructural. En aviones
más pequeños, como el E145 y el CRJ-700, esta diferencia estructural no tiene por qué
correlarse bien con nuestros aviones semejantes. Por tanto, únicamente para la anchura de
fuselaje vamos a usar otro procedimiento. La siguiente ecuación representa un ajuste de
muchos aviones, usando la variable que venimos utlizando, a la que han llamado b f l:
b f = 1.05b f l
√
1+0.01
(
1+
7
b f l
)2
+0.05 (2.1)
Vamos a ajustar esta expresión a nuestros aviones semejantes:
b f = 1.05b f l
√
1+a
(
1+
b
b f l
)2
+ c
Sustituyendo los valores de nuestros tres aviones semejantes y resolviendo el sistema de
ecuaciones resultante, obtenemos la siguiente expresión:
b f = 1.05b f l
√
1+2.25976
(
1− 2.52036
b f l
)2
+0.393219 (2.2)
A partir de aquí, obtenemos el valor para la anchura de fuselaje: 3.9352 m.
Ahora realizamos el ajuste para la altura de fuselaje. El contorno de la sección transversal
de los tres aviones semejantes está formado por dos semicircunferencias. El motivo de esto
es que son aviones que vuelan a altitudes donde es necesaria una presurización del interior,
por lo que paredes con sección circunferencial son importantes para distribuir homogénea-
mente las tensiones generadas por la diferencia de presiones entre el interior y el exterior.
De esta manera, la anchura y altura del fuselaje no coinciden.
Este ajuste en concreto los vamos a realizar con sólo los aviones semejantes, por el mismo
motivo por el que hemos optado por no usar la regresión lineal anterior para la anchura de
fuselaje.
47
Figura 2.8: Regresión lineal para el cálculo de la altura de fuselaje.
Por tanto, la altura del fuselaje es: 4.1049 m.
2.2.3. Dibujo de sección
En la siguiente página, incluimos el dibujo de la sección transversal del fuselaje correspon-
diente a esta primera iteración de diseño:
48
Figura 2.9: Sección transversal del fuselaje, realizado a escala en AutoCAD.
2.3. Dimensionado longitudinal
Para el dimensionado longitudinal, debemos elegir correctamente los parámetros que defi-
nen la sección longitudinal del fuselaje. Para ello, debemos elegir el paso entre asientos, la
longitud de cabina, la longitud del fuselaje, dimensiones de la cabina de mando y del cono
de cola y datos referentes a accesos y evacuación.
49
Figura 2.10: Esquema simple mostrando las distintas partes y dimensiones características
del fuselaje. Nótese como parte de la cabina de pasajeros se encuentra dentro del cono de
cola.
2.3.1. Paso entre asientos
En la sección 2.2. diseñamos la sección transversal con la idea de dar a los pasajeros una
comodidad intermedia entre la proporcionada por la configuración 3:3 del A319-100 y el
B737-700 y la configuración 3:2 del A220-300. Aplicaremos esta idea también a la elección
del paso entre asientos. Los aviones semejantes usan los siguientes pasos en clase turista
típica:
A319-100: 28/30 in
B737-700: 30 in
A220-300: 32 in
Parece lógico escoger el valor de 31 in, que además es un valor típico para el paso entre
asientos. Queremos una comodidad intermedia entre el A220-300 y los otros dos aviones
semejantes. El A220-300 proporciona 0.48 m de anchura a los asientos y 32 in de paso, y
los otros dos aviones 0.43 m y 30 in respectivamente. Los asientos en nuestro anteproyecto
tendrán 0.45 m de anchura y 31 in de paso.
2.3.2. Longitud de cabina
Para calcular la longitud de cabina, realizaremos una regresión lineal usando la siguiente
variable independiente:
50
Nº pax
Nº asientos / fila
×Paso
El valor de estavariable en nuestro proyecto es: 775 in.
Existe un espacio adicional en la cabina no ocupado por asientos. Hay galleys, salidas
de emergencia, aseos, asientos para los tripulantes etc. La diferencia entre la longitud de
cabina y el espacio ocupado se debe a la presencia de estos elementos. Por ello para hallar la
longitud de cabina debemos hacer una regresión lineal usando otros aviones, con la longitud
ocupada por los asientos (aproximadamente hablando, la variable anterior no siempre se
corresponde de forma estricta con esta definición) como variable independiente.
En el dimensionado transversal no pudimos usar aviones de mayor anchura efectiva porque
el A319-100 (y la familia A320 en general) tiene el mayor valor de la misma para aviones de
fuselaje estrecho. Sin embargo, en el dimensionado longitudinal, sí podemos usar aviones
más largos como en A321-200 y el B757-300. Además, usamos aviones más cortos como
el CRJ-700 y el E145:
Figura 2.11: Regresión lineal para el cálculo de la longitud de cabina.
De acuerdo con este ajuste, la longitud de cabina escogida en nuestro proyecto es: 24.711
m.
51
2.3.3. Longitud de fuselaje
Para calcular la longitud de fuselaje, vamos a emplear un ajuste análogo al realizado en el
apartado anterior.
Habrá una zona del fuselaje ocupada por la cabina de pilotaje y por la parte del cono de cola
que se encuentra detrás del mamparo de presión. Por ello es necesario hacer una regresión
lineal que recoga las longitudes correspondientes a estas partes de fuselaje:
Figura 2.12: Regresión lineal para el cálculo de la longitud de fuselaje.
Atendiendo a este ajuste, la longitud del fuselaje en nuestro proyecto es de: 34.9695 m.
Con este dato podemos ya calcular la esbeltez del fuselaje: 8.8863. Vemos que es un valor
más cercano a 8 que a 12, como era de esperar, pero el avión es ligeramente más esbelto
que el A319-100 y el B737-700, al haber dotado a la cabina de un mayor volumen por
pasajero.
2.3.4. Cabina de mando y cono de cola
La parte principal del fuselaje es la central, cuya sección es constante. Hay además una
parte delantera, de sección variable, que contiene la cabina de mando y parte de la cabina
52
de pasajeros. Por último hay una parte trasera, de sección también variable, que recibe el
nombre de cono de cola. El interior se encuentra presurizado hasta el mamparo de presión.
Tanto la parte delantera como la trasera albergan parte de la cabina de pasajeros, con la
mayoría de éste recogido dentro de la parte central del fuselaje.
A continuación, mostramos un diagrama simple de estas partes y sus dimensiones caracte-
rísticas con valores típicos:
Figura 2.13: Esquema simple del cono de cola y cabina. Nótese que los valores dados son
únicamente valores típicos.
Como se aprecia en el dibujo anterior, existe una longitud mínima para la cabina de pilotaje
de 4 m. Sin embargo, podemos escoger un valor superior, de necesitarlo. Esta longitud,
desde el morro hasta la parte trasera de la cabina de pilotaje, según el eje longitudinal del
fuselaje, la llamaremos lcockpit . La longitud de la parte delantera del fuselaje la definimos
como la longitud desde el morro hasta el comienzo de la parte central del fuselaje, igual-
mente según el eje longitudinal del fuselaje, ldel .
En el cono de cola, hay dos longitudes características. La primera de ellas es la longitud del
cono de cola lcono y la segunda la longitud desde la parte delantera del cono de cola hasta
el mamparo de presión lmamparo, ambas según el eje longitudinal del fuselaje. La segunda
longitud es la longitud de cabina albergada por el cono de cola.
Recogemos los valores de estas cuatro longitudes, para nuestros aviones semejantes, en la
siguiente tabla:
53
Longitudes características de la cabina de mando y del cono de cola
Proyecto A319-100 [1] B737-700 [5] A220-300 [9]
lcockpit (m) 4 ∼ 4 ∼ 4 ∼ 4.25
ldel (m) 6.96 ∼ 5.91 ∼ 8.34 ∼ 6.65
lcono (m) 13 ∼ 13.03 ∼ 12.7 ∼ 13.21
lmamparo (m) 6.74 ∼ 4.29 ∼ 3.2 ∼ 3.69
Cuadro 2.2
Para elegir los valores para nuestro anteproyecto, hace falta considerar que existe la si-
guiente ligadura geométrica:
l f = lcockpit + lc +(lcono− lmamparo) (2.3)
Escogemos un valor estándar el lcockpit de 4 m. El valor de lcono lo calculamos mediante una
regresión lineal de los datos correspondientes a los aviones semejantes y los dos aviones
mas grandes/pequeños empleados en ajustes anteriores, usando la longitud de fuselaje co-
mo variable independiente: 13 m. El valor de ldel lo calculamos de la misma manera: 6.96
m. Para calcular lmamparo, despejamos de la ligadra geométrica anterior: 6.74 m.
Es importante hacer el ajuste de dimensiones externas y no internas. Las dimensiones de la
cabina son más flexibles que las del fuselaje, ya que las dimensiones de la parte delantera
del mismo y del cono de cola han sido diseñados en la mayoría de los aviones intentando
minimizar la resistencia aerodinámica. El cono de cola es de particular importancia, ya que
un cono de cola mal diseñado puede dar lugar a un incremento drástico de la resistencia de
base.
Hace falta, además, determinar el número de asientos para la tripulación que va a llevar la
aeronave. Podemos observar valores típicos del número de tripulantes de cabina en función
de la distancia del viaje en la siguiente tabla:
54
Figura 2.14: Valores típicos para el número de tripulantes en función de la distancia del
viaje.
El A319-100 lleva 5 asientos para tripulantes de cabina, el B737-700 lleva 4 y el A220-300
lleva 4. Como tenemos una parte relativamente grande de la cabina dentro del cono de cola,
lo que forzará a llevar un galley ligeramente más grande que los aviones semejantes en la
parte trasera, vamos a incluir un quinto asiento para la tripulación de cabina. Además, en la
tabla anterior se aprecia que lo típico es tener 5 tripulantes para un vuelo de esta distancia.
Para el diseño de la cabina de pilotaje, utlizamos la configuración típica que se muestra en
el siguiente diagrama:
Figura 2.15: Diagrama simplificado de una configuración típica de la cabina de pilotaje
para piloto y copiloto.
55
Además, conviene usar asientos ergonómicos para que la tripulación de pilotaje pueda rea-
lizar cómodamente su labor a lo largo del trayecto, y para que tengan una visión clara tanto
del horizonte y lo que hay delante de ellos, como de toda la instrumentación, que deben
tener a su disposición inmediata.
En el siguiente diagrama se puede observar las especificaciones de dichos asientos:
Figura 2.16: Diagrama del asiento ergonómico empleado en la cabina de pilotaje.
2.3.5. Accesos y evacuación
La normas FAR 25 nos dicen que para llevar un número dado de pasajeros, necesitamos
superar un mínimo de accesos a la aeronave, para permitir una evacuación rápida en caso
de emergencia. Para aviones de más de 44 pasajeros, debe demostrarse que, en su confi-
guración de máxima capacidad, todos los pasajeros y tripulantes pueden ser evacuados en
menos de 90 segundos.
La mayoría de los aviones están sobredimensionados en lo que a esto respecta. La seguridad
de los pasajeros es uno de los aspectos más importantes a considerar en el diseño de un
avión de transporte comercial.
Existe una clasificación de accesos, según sus dimensiones, que se ve recogida en la si-
guiente tabla:
56
Figura 2.17: Dimensiones de puertas y accesos según su clasificación (Ref: FAR 25.807).
Según el número de pasajeros que lleve la aeronave, existe un número mínimo de salidas de
emergencia. Además, añadir accesos de un determinado tipo (a ambos lados del fuselaje)
permite añadir un número dado de pasajeros. Esto se aprecia bien en la siguiente tabla:
Figura 2.18: Número mínimo de salidas de emergencia y accesos adicionales.
Nuestro avión lleva 150 pasajeros, por lo que necesitamos como mínimo 2 salidas de emer-
gencia de tipo I y 2 salidas de tipo III (a cada lado del fuselaje). Por tanto, pondremos
los accesos de tipo I en la parte delantera y trasera de la cabina, que servirán como acce-
sos principales, y dos pares de salidas de