Comparación Far 23 y Far 25

Aterrizaje

Actitud nivelada --> aeronaves con patín de cola

• Reacciones verticales y cargas horizontales: involucran componentes de "spin up".
• Se asume sustentación en el ala
• Se asume coeff. deslizamiento del caucho: 0.8
• Cargas de arrastre nunca serán inferiores al 25% de las máximas reacciones verticales debidas al suelo

Aviones con grandes masas colgantes soportadas en ala:

• masas deben responder dinámicamente a condiciones

de aterrizaje.

• Sustentación = Peso. Para efectos de respuesta

dinámica

Comparación FAR 23 y FAR 25

Sub-Parte C ESTRUCTURA

Esta sub-parte consta de los requerimientos estructurales de las aeronaves (FAR 23/FAR 25), que se deben cumplir para cargas de vuelo, tierra, agua y condiciones de emergencia.

Cargas

Tanto en Far 23 como en Far 25 los requerimientos de resistencia se expresan en términos de las cargas máximas y cargas de ruptura. Y se tienen en cuenta las cargas debidas a Agua, Tierra y Aire, las cuales siempre deben estar en equilibrio con las fuerzas inerciales del avión.

• Que exista un número de elementos que contribuya a la resistencia.
• Que la falla de uno de los elementos resulte en una redistribución alterna de cargas que siga siendo aceptable.

Factor de Seguridad

Prueba Estructural

• Si la configuración del avión se prescribe en términos de cargas máximas, se debe utilizar un factor de seguridad de 1.5 a menos que se exprese de otra manera.
• Si se prescribe en términos de cargas de ruptura no es necesario usar factores de seguridad.

Resistencia y Deformación

Cuando se usen pruebas estáticas y dinámicas para demostrar el cumplimiento de los requerimientos estructurales del avión, se deben aplicar los factores correspondientes de corrección a los resultados de dichas pruebas a menos que la estructura o parte testeada cumpla con:

• El avión debe soportar las cargas máximas de operación sin deformaciones permanentes.
• El tiempo requerido de resistencia estructural a cargas de ruptura es de tres segundos.

FAR 25

• Las pruebas estáticas que lleven a cargas de ruptura deben incluir las deflexiones y deformaciones últimas inducidas por dicha configuración de cargas. El método analítico de demostración debe demostrar que:

1. Los efectos de deformación son despreciables.

2. Las deformaciones involucradas hayan sido tomadas en cuenta para el análisis.

3. Las suposiciones y métodos utilizados son suficientes para mostrar los efectos de las deformaciones.

• Flexibilidad estructural*
• Vibración en condiciones normales de operación*

Cargas de Vuelo

La relación entre las cargas aerodinámicas y el peso de la aeronave se conoce como factor de carga.

Tanto para FAR 25 como para FAR 23, el cumplimiento con los requerimientos de carga en vuelo debe ser mostrado:

(1) En cada altitud crítica dentro del rango de altitudes de operación estipulado.

(2) Con cada peso desde el peso mínimo al peso máximo de diseño.

(3) Para cada altitud requerida altitud y peso requerido, en cada distribución de carga disponible en las limitaciones de operación del Manual de Vuelo del Avión.

FAR 25

• Se deben considerar todos los efectos de compresibilidad respecto a las velocidades de diseño para las que sea requerido.
• Se deben investigar la suficiente cantidad de puntos sobre y dentro del diseño para asegurar la obtención de las cargas máximas en el avión.
• Las fuerzas de interés que actúan sobre el avión deben asumirse y analizarse en equilibrio.

Maniobras de Vuelo y Condiciones de Viento Cruzado

Condiciones de Vuelo Simétrico

Factor de Carga Para Ráfaga y Turbulencia

FAR 23

En ausencia de un análisis más racional, el factor de carga para ráfaga debe ser calculado de la siguiente manera:

Kg - Factor de mitigación de ráfaga

U de - Velocidad de la ráfaga

W/S - Carga alar

V - Velocidad equivalente del avión

a - Pendiente de la curva que describe el coeficiente de fuerza normal de la aeronave.

FAR 23

• Debe considerarse la carga apropiada de balance de la cola horizontal.
• El incremento en las cargas de la cola horizontal debidas a maniobras o ráfagas debe ser contrarrestado por la inercia angular del avión.
• La influencia entre superficies aerodinámicas (ej. “Downwash”) deben ser tomadas en cuenta al momento de determinar las cargas de vuelo.

FAR 25

Condiciones Suplementarias

El factor de carga para ráfaga se calcula teniendo en cuenta:

• Las cargas que se determinan por análisis dinámico.
• La forma de la ráfaga.
• Un número suficiente de gradientes de ráfaga en un rango de 30 a 350 pies.
• La velocidad de la ráfaga.
• Velocidades de referencia para ráfagas: 56 pies/s EAS a nivel del mar, 44 pies/s EAS a 15000 pies y 26 pies/s EAS a 50000 pies.
• El perfil del factor de mitigación de ráfaga.

FAR 25

• En el análisis de las condiciones para maniobras de vuelo se debe tener en cuenta que:

(1) La tasa de desplazamiento repentino de una superficie de control no debe ser menor a la aplicada por el piloto en los mandos de vuelo.

(2) Se deben tener en cuenta los efectos de las velocidades de cabeceo correspondientes al determinar los ángulos de deflexión del elevador.

• Condiciones de maniobra equilibrada*
• Condiciones de Cabeceo*

Límite En Los Factores de Carga Para Maniobra

Torque del Motor

Cargas en Tierra (I)

Cargas Giroscópicas

• El valor positivo de factor de carga no debe ser menor a:

(1) 2.1+(24,000÷(W+10,000)) para categorías normal y commuter. Para el peso máximo de despegue n no puede ser mayor a 3.8.

(2) 4.4 para categoría utilitaria.

(3) 6.0 para categoría acrobática.

• El valor negativo de factor de carga no debe ser menor a:

(1) 0.4 veces el factor de carga positivo para categorías normal, utilitaria y commuter.

(2) 0.5 veces el factor de carga positivo para categoría acrobática.

• El valor positivo de factor de carga no debe ser menor a 2.1+(24,000÷(W+10,000)) Para el peso máximo de despegue n no puede menor a 2.5 ni ser mayor a 3.8.

• El valor negativo de factor de carga debe cumplir que:

(1) No debe ser menor a -1.0 a todas las velocidades hasta la de crucero.

(2) Debe variar de forma lineal desde la velocidad de crucero hasta hacerse cero para la velocidad de picada.

• Solo se usaran factores de carga menores si así lo estipula el diseño.

• Torque para la configuración de despegue con un 75% de las cargas límite presentes en el punto A del diagrama V-n del avión.
• Torque para la configuración de máxima potencia continua con el 100% de las cargas límite presentes en el punto A del diagrama V-n del avión.
• Torque que debe corresponder con la potencia de despegue multiplicado por un factor de falla de la hélice de 1.6 para motores turboprop.
• Torque límite para condiciones de apagado repentino debido al mal funcionamiento o a falla estructural.
• Torque para la máxima aceleración del motor, para reactores.

Condiciones de Rollo y Guiñada

FAR 23

FAR 25

Las estructuras de soporte de motor o fuentes de potencia auxiliar (APU) deben ser diseñadas para soportar cargas giroscópicas debidas a maniobras simétricas, maniobras de rollo, guiñada, aterrizaje, aterrizaje nivelado, aterrizaje con cola abajo, suponiendo motores y fuentes de potencia auxiliar a máximas revoluciones para cada maniobra.

FAR 23

El avión debe ser diseñado para soportar las cargas resultantes de las maniobras de rollo. Aplicando un factor de cero o de dos tercios del factor de carga de diseño para las velocidades y deflexiones de los alerones (Excepto en aquellas que sobrepasen el esfuerzo del piloto)

• Cada motor y estructura de soporte del mismo debe ser diseñada para soportar las cargas giroscópicas en condiciones de máxima potencia teniendo en cuenta las siguientes condiciones:

(1) Velocidad de guiño de 2.5 Rad/s

(2) Velocidad de cabeceo de 1.0 Rad/s

(3) Factor de carga normal de 2.5

(4) Máximo empuje en condiciones continuas.

• Para maniobras acrobáticas, el motor y su estructura de soporte deben soportar las cargas que resulten de la combinación de la máxima velocidad de guiño y cabeceo.

El avión debe ser diseñado para soportar las cargas resultantes de las maniobras de guiñada.

Diagrama V-n

FAR 23

FAR 25

Velocidades de Diseño

Vc - Velocidad de Crucero:

• 33*√(W/S) (Categoría normal, utilitaria y commuter)
• 36* √(W/S) (Aviones acrobáticos)

Vd - Velocidad de Picada:

• Vd ≥1.4 Vc MIN (Normal y commuter)
• Vd ≥1.5Vc MIN (Utilitaria)
• Vd ≥1.55Vc MIN (Acrobática)

Va - Velocidad de Maniobra: No mayor a Vc ni menor que Vs*√n

Vb - Velocidad con Máxima Intensidad de Ráfaga: No mayor que Vc y no menor a la relación Vs1*√ng

Vc - Velocidad de Crucero: Debe ser suficientemente mayor que Vb para prevenir incrementos adversos en la velocidad debidos a efectos de turbulencia.

Vd - Velocidad de Picada: Debe ser tal que la relación Vc/Mc no sea mayor a 0.8 veces la relación Vd/Md.

Va - Velocidad de Maniobra: No mayor a Vc ni menor que Vs*√n

Vb - Velocidad con Máxima Intensidad de Ráfaga: No menor a la relación Vs1*[1+(Kg*Uref*Vc*a)/498w]^(1/2)

Vf - Velocidad de Aplicación de Flaps

• Vf ≥1.6Vs1 Con los flaps en posición de despegue para el máximo peso de despegue.
• Vf ≥1.8Vs1 Con los flaps en posición de aproximación para el máximo peso de aterrizaje.
• Vf ≥1.8Vs0 Con los flaps en posición de aterrizaje para el máximo peso de aterrizaje.

Cargas de Compartimientos Presurizados

Cargas Límite: externas e inerciales actuando sobre la estructura. Reacciones externas equilibradas con fuerzas inerciales, lineales y angulares

Para FAR 23 el avión debe soportar las cargas de presión diferencial multiplicadas por un factor de 1.33

FAR 25

Se deben tomar precauciones de diseño para reducir al mínimo la probabilidad de que haya desprendimiento de piezas que puedan afectar la operación o la seguridad de los ocupantes.

Aviones operando hasta 45000 pies deben soportar las cargas de presión diferencial multiplicadas por un factor de 1.33 y aviones operando más allá de 45000 pies el factor debe ser de 1.67.

Para las características a prueba de falla del diseño se debe considerar cualquier mal funcionamiento, penetración y tamaño de apertura repentina siempre que sean probables dichos efectos. Ninguna deformación asociada con estas condiciones debe interferir con el vuelo seguro del avión.

Todo compartimiento debe ser diseñado para ser capaz de soportar los efectos de una descompresión repentina debida a:

(1) Desprendimiento por desintegración de alguna parte de los motores.

(2) Aperturas máximas del compartimiento debido a fallas que no demuestren ser extremadamente improbables.

FAR 25

Manejo en Tierra (SOLO FAR 25)

Tren de aterrizaje y estructuras deben soportar condición de:

• Taxeo
• Carrera de Despegue

Con aeronave en configuración de peso en rampa. NO se considera sustentación, amortiguadores y ruedas --> posición estática

Condiciones de Aterrizaje. Generalidades

Aterrizaje con un Solo Tren

FAR 23

FAR 25

Cond. Aterrizaje FAR 23

Cond. Aterrizaje FAR 25

Centros críticos de gravedad: cargas máximas

de diseño serán aplicables en cada elemento del tren de aterrizaje.

Centros de gravedad verticales y laterales; no habrá desplazamientos laterales superiores al 103% de la carga crítica de diseño sobre el tren (aterrizaje simétrico) --> no considerar efectos del desplazamiento sobre tren o estructura.

Se asume que la aeronave está en contacto con el suelo

Velocidad de descenso límite 10ft/s --> peso de aterrizaje

Velocidad de descenso límite 6ft/s --> peso diseñado de despegue

Lo anterior se modifica si no es posible alcanzar estas velocidades

Se asume sustentación, nunca mayor al peso de la aeronave, salvo procedimientos o sistemas que la afecten significativamente

El tren de aterrizaje DEBE cumplir pruebas de absorción

descritas en apartado de diseño y construcción de la

aeronave.

Factor Límite de Inercia: Aterrizaje con V = 4,4 (w/s)(1/4) si la velocidad se mantiene entre 7ft/s y 10ft/s

Sustentación del ala: no excederá (2/3) del peso de la aeronave en aterrizaje de impacto.

Factor de carga de la reacción = Factor de carga de inercia - Relación ala vs. peso anterior

Si hay pruebas de absorción de energía: circunscritas

bajo apartado de diseño y construcción.

La Aeronave se asume en posición nivelada, en contacto con el suelo con uno solo de sus trenes principales. las reacciones del suelo serán las mismas obtenidas en dicho lado para aterrizaje nivelado.

FAR 25

Según figura: las reacciones del suelo serán las mismas obtenidas en aterrizaje nivelado. Cada carga externa desbalanceada reaccionará por inercia de la aeronave de una manera conservativa

Aterrizaje Nivelado

Aterrizaje con Cola Baja

Comunes

Con rueda de nariz:

• todos los trenes hacen contacto simultáneo con el suelo
• ruedas principales tocan suelo, rueda de nariz apenas por encima del mismo.

FAR 23

FAR 25

FAR 23

FAR 25

Actitud nivelada; contacto con suelo

a Vl1 y 1.25 Vl2 paralelas al suelo, además:

• Vl1 = Vso (peso adecuado y 0msnm)
• Vl2 = Vso (peso y altitud en día cálido de 41°F sobre estándar)
• Si se diseña para aterrizajes > 10kts, analizar efectos del incremento en velocidad de contacto

Con la reacción máxima vertical debida al suelo:

• Diseño de tren de aterrizaje y estructura para soportar máxima

reacción vertical + componente de fricción igual a 25% de

la reacción vertical

• Tener en cuenta combinación más severa de cargas

alcanzables en aterrizaje con deslizamiento

lateral

FAR 23

Aeronave en contacto con el suelo si existen

mismas condiciones de Aterrizaje Nivelado.

Aeronaves con patín de cola: se asume totalidad de los trenes en contacto si se cumplen condiciones de la figura:

Con patín de cola: todas las ruedas (principales y patín)

tocan el suelo simultáneamente

Con tren de nariz: a ángulo máximo de despeje por cada parte de

la aeronave.

Las reacciones del suelo se asumirán verticales con los

trenes a velocidad estimada antes del punto donde

se alcance la carga máxima

Las reacciones del suelo en el patín actúan

verticalmente hacia arriba; fricción a través

del eje a 45° de la línea

del suelo

Cargas de tierra deben ajustarse a cargas máximas de diseño.

Peso máximo de aterrizaje:

• 95% MTOW si hay combustible suficiente para 30min de operación a potencia máxima + Peso máximo de diseño - 25% capacidad total de combustible

Peso de aeronave multimotor será inferior a anteriores si:

• Aeronave cumple con requerimientos de ascenso con

motor inoperativo

• Cuenta con sistema de vaciado rápido de

combustible

Cargas de los Sistemas y Superficies de Control

Condiciones de Aterrizaje de Emergencia

Cargas Asimétricas Sobre las Superficies de Control

Cargas de los Sistemas de Control

Cargas de las Superficies de Control

• Cada sistema de control de vuelo y su estructura de soporte debe ser diseñado para soportar al menos el 125 % de los momentos de rotación de las superficies de control teniendo en cuenta que:

(1) Las cargas límite del sistema no deben exceder el máximo de cargas producidas por el piloto y los dispositivos automáticos que operan los controles. El sistema debe ser diseñado para el esfuerzo máximo del piloto o del piloto automático (el que resulte mayor)

(2) En cualquier caso el diseño debe proporcionar un sistema robusto para el uso, teniendo en cuenta atascos, ráfagas de tierra, taxeo a favor del viento, el control de inercia y la fricción.

• Se debe usar un factor del 125 % de los momentos de rotación para diseñar elevador, alerones y rudder. Si existen datos de vuelo precisos, se puede usar un factor de 1.0.

FAR 23

Limitaciones de Fuerza y Torque para el Piloto

Las cargas en las superficies de control deben ser diseñadas para las condiciones de vuelo simétrico, ráfaga, rollo y guiñada. Considerando requerimientos para:

(1) Esfuerzos del piloto.

(2) Cargas asimétricas.

(3) Superficies aerodinámicas auxiliares.

(4) Efectos del Trimado.

(5) Cargas paralelas a la línea de bisagra.

FAR 25:

• En el diseño del avión para soportar cargas de ráfaga, maniobras de guiño y maniobras de rollo, se deben tomar en cuenta las cargas asimétricas en el empenaje derivadas de los efectos de estela y de las interferencias de los estabilizadores horizontales con el ala o la cola vertical.

• La cola horizontal soportará cargas asimétricas de la siguiente manera:

(1) 100% de las cargas para condiciones de vuelo simétrico y condiciones de turbulencia y ráfaga, para un lado del eje de simetría del avión.

(2) 80% de las cargas mencionadas en el numeral anterior para el lado opuesto.

• Para los empenajes donde la cola horizontal se encuentre montada sobre la cola vertical y/o que exista ángulo diedro en la cola horizontal igual o superior a 10 grados. El diseño debe tomar en cuenta las velocidades de ráfaga y su orientación.

• Se deben tomar en cuenta las cargas asimétricas derivadas de las condiciones de esfuerzo y deformación.

FAR 23:

• Las superficies horizontales (Cola horizontal y/o Canard) y sus estructuras de soporte deben estar diseñadas para cargas asimétricas derivadas de movimientos de guiño y efectos de estela, en combinación con las cargas previstas para las condiciones de vuelo establecidas para las cargas de balance de dichas superficies

• Cuando no exista un método ni datos racionales para aeronaves de configuración regular respecto a ubicación de motor(es), ala, superficies horizontales y forma del fuselaje se asume:

(1) El 100% de la carga para condiciones de vuelo simétrico en las superficies a un lado del eje de simetría del avión.

(2) 100-10 (%) (n-1) de las cargas en condiciones de vuelo simétrico para las superficies en el lado opuesto. En donde n es el factor de carga positivo para maniobra cuyo valor no debe exceder un 80%.

• Para aeronaves de configuración no regular, donde las superficies horizontales posean ángulos de diedro o se encuentren montadas en las superficies verticales, las superficies y las estructuras de soporte deben ser diseñadas de manera que se combinen las cargas horizontales y verticales características para cada condición de vuelo por separado.

• Se asume que las fuerzas máximas y mínimas del piloto actúan sobre los mandos de control y que su reacción se genera en la unión entre el sistema y la superficie de control.

• En la condición de carga de las superficies de control, las cargas generadas por el aire en las superficies móviles y las correspondientes deflexiones de las mismas no deben exceder los valores de fuerza para el piloto. Si existen datos confiables sobre los momentos rotacionales de las superficies de control (Elevador, alerones y rudder), se debe usar una carga equivalente a dos tercios del valor máximo de fuerza aplicable.

FAR 25

Limitaciones de Fuerza y Torque para el Piloto

Aún cuando la aeronave sufra daños en condiciones de aterrizaje de emergencia, se debe diseñar para proteger a los ocupantes en tales condiciones.

Cargas en el Agua

Cargas en Tierra (II)

Braked Roll

La estructura debe brindar a cada ocupante, posibilidad

razonable de evitar heridas serias en aterrizaje de impacto

menor cuando:

• Haya uso apropiado de sillas, cinturones y demás provisiones de seguridad
• Trenes estén retraidos (si aplica)
• Ocupantes experimenten fuerzas inerciales:

**Ascendente: 3.0g

**Hacia adelante: 9.0g

**Lateral: 3.0g estructura; 4.0g sillas

**Descendente: 6.0g

**Hacia atrás: 1.5g

FAR 25

FAR 23

* Factor de carga vertical límite:

Ruedas y amortiguadores en posición

estática.

Factor límite de carga vertical = 1.33

Mismas actitudes de aeronave en aterrizaje nivelado

En punto de contacto de cada rueda con el suelo: reacción de arrastre = (reacc. vertical en la rueda) x 0.8

Se considera cada rueda frenada para la reacción

anterior.

La estructura debe diseñarse para soportar cargas de agua en despegue y aterrizaje en cualquier actitud posible bajo operación normal, a velocidades adecuadas y condiciones más severas posibles del cuerpo de agua.

1.2 >> W_aterrizaje ; 1.0 >> W_rampa

* Reacción de arrastre igual a FAR 23, o

inferior si la reacción anterior no es alcanzable

Se consideran actitudes:

*Actitud de nivel: ruedas en contacto, cargas totalmente distribuidas en trenes

*Actitud de nivel: solo tren principal en contacto, momento de pitch contrarestado por aceleración angular

Tren de nariz: soportará cargas producto de

pitch generado por aplicación

de fuerza máxima de

frenado

Condiciones Dinámicas

FAR 23

Equipamiento, carga en cabina de

pasajeros, masas considerables, se ubicarán

de tal manera que si se sueltan no ocurra:

• Causa de heridas directas a los ocupantes
• Perforación e ingreso a líneas de combustible o tanques, causa de fuego o riesgo de explosión por daño a sistemas adyacentes.
• Anulación de algún medio o salida de emergencia.

Si la posición anterior no es práctica, se asegurará cada ítem

contra todo tipo de cargas anteriormente mencionadas.

Serán amarrados con medios que soporten 1.33

veces la carga específica.

Sillas e ítems de gran masa no se

deformarán bajo ninguna

carga

• Uso apropiado de sillas, cinturones y arneses
• Exposición del ocupante a cargas producto de

condiciones anteriores

Cada diseño de silla aprobado cumplirá con pruebas dinámicas, o se demostrará lo anterior mediante análisis; se experimentará con un dummie de 170lb sentado en posición erguida

• No experimentará un cambio en velocidad vertical > 35ft/s con eje horizontal de la aeronave a 30° de la horizontal
• La desaceleración no debe ocurrir en más de 0.08s

luego del impacto ni sobrepasar 14.0g

Items de masa considerable en cabina,

con posibilidad de herir a algún ocupante NO

deben experimentar cargas mayores a:

• Ascendente: 3.0g
• Hacia adelante: 18.0g
• Lateral: 4.5g

Aeronaves con tren retráctil deben proteger a sus ocupantes

en aterrizajes:

• Con tren retraído
• A velocidad de descenso moderada
• Si no hay análisis más racional:

** Fuerza última inercial descendente: 3.0g

**Coeficiente de fricción contra

el suelo: 0.5

FAR 25

Asientos primera fila: desaceleración pico: 0.05s, fuerza máxima de impacto: 19g

Cinturones de torso para tripulación: tensión en cada cinta no excederá 1750lb; o 2000lb total para cintas dobles

Máxima carga a compresión entre columna y pelvis: no excederá 1500lb

Cintas de torso superior deben sujetar hombros del ocupante durante el impacto

Existirá protección para cada ocupante conta heridas serias en la cabeza; si hay contacto de la cabeza contra estructuras, no podrá exceder HIC de 1000 unidades.

Si hay heridas en piernas resultado de contacto con estructuras, habrá protección para prevenir cargas axiales que excedan 2250lb en cada fémur

La silla permanecerá sujeta a sus fijaciones aún cuando colapse la estructura

Las sillas no colapsarán durante las anteriores pruebas de una manera que pudieran impedir una evacuación eficaz de la cabina.

Volcamiento

Hidroaviones e Hidrocanoas

Si no se garantiza imposibilidad de volcamiento...

• La estructura debe proteger a los ocupantes en tal eventualidad
• Se asumirá combinación más adversa de peso y c.g.
• Factor de carga longitudinal: 9.0g
• Factor de carga vertical: 1.0g
• Aeronaves con tren triciclo: amortiguador de nariz averiado, nariz tocando el suelo

Se asumirá para determinar las cargas sobre el marco invertido, en el volcamiento:

• Factor ascendente último de inercia: 3.0g
• Coeficiente de fricción contra el suelo: 0.5

Motores dentro del fuselaje y frente a la cabina deben demostrar:

• Soporte de factor último de inercia estático: 18.0g + empuje del motor
• Estructura de la aeronave diseñada para evitar que el motor irrumpa en la cabina si falla su montaje

Condiciones Suplementarias

Condiciones y Presiones

Hidroavión de Flotadores: flotadores sustituyendo al tren de aterrizaje.

Hidrocanoa: el fuselaje de la aeronave es el mismo casco de flotación

FAR 23

De Flotación Para Casco y Flotador Principal

De Despegue para Casco y Flotador Principal

Para Ruedas de Cola

La Sustentación Aerodinámica del ala se asume como cero; la carga de inercia descendente igual al factor de carga a ser aplicado se calcula...:

Aterrizaje simétrico, Flechado y Step: Factores de carga iguales a sección anterior:

• Aterrizaje Simétrico Step: Carga resultante aplicada en la quilla, a través del centro de gravedad en dirección perpendicular a la línea de quilla

• Aterrizaje Simétrico Flechado: Carga resultante aplicada en la quilla, a 1/5 de la distancia longitudinal del step, en dirección perpendicular a la línea de quilla

• Aterrizaje Simétrico en Popa:Carga resultante aplicada en la quilla, al 85% de la distancia longitudinal del step a la viga de popa, dirigida perpendicularmente a la línea de quilla

• Aterrizaje Asimétrico, debe ser especialmente investigado

además...

Límite de reacción del suelo en aterrizaje: 45° a través del eje para carga de obstrucción.

Reacción vertical límite del suelo = carga estática en rueda de cola + componente lateral, para carga lateral.

• Ángulo de 90° con longitudinal si la rueda gira. Fuerza resultante sobre el eje.
• Rueda en posición seguidora si hay mecanismo de bloqueo, carga lateral actuando en punto de contacto.

Cargas

Para Rueda de Nariz

n: Factor de inercia de carga

Cto: vel. pérdida de hidroavión [kts], en peso y configuración de despegue

(beta): ángulo de fondo en step principal

W: peso de aeronave [lb]

Carga = componente ascendente =0.75x(tan(beta))x resultante de carga en cond. simétrica

componente lateral =0.25x(tan(beta))x resultante de carga en cond. simétrica

Componente ascendente: punto de aplicación igual al de condición simétrica; misma estación longitudinal, dirección contraria a plano de simetría, punto medio entre quilla y sierra.

Aterrizaje asimétrico con flotadores dobles: carga asimétrica ascendente en cada step, factores iguales a los anteriores.

Carga lateral hacia 'adentro', perpendicular a plano de simetría

Amortiguadores y ruedas en posición estática.

Cargas de Fricción: Componente Vertical = 2.25x(carga estática en rueda)

Componente de arrastre = 0.8 * (Comp. Vertical)

Cargas hacia adelante: Componente Vertical = 2.25x(carga estática en rueda)

Componente Lateral = 0.7x(Comp. Vertical)

Rueda de Nariz direccionada: en Wto Torque = 1.33x(max. direccional) + Comp.V*

*: 1.33 x (reacción estática max. en el tren)

Para Skies

Se asume aeronave apoyada en el suelo con un ski congelado, los demás libres para deslizar:

Fuerza límite lateral = 0.036x(Wmax diseño) --> aplicada cerca de ensamblaje de cola.

Factor de seguridad = 1

Presiones en Casco y

Flotador Principal

Cargas de Diseño, Posición

Centro de Gravedad

Factores de Carga

General: casco y estructura principal del flotador (mamparos, marcos, stringers, planchas de fondo) se diseñarán acordes a esta sección

Presiones locales: para diseño de planchas de fondo y stringers incluyendo sus uniones se aplicará:

• Para fondos diferentes a los de campana: presión de sierra = 0.75x(presión quilla).

Cargas de Diseño: Totalidad de requerimientos de cargas acuáticas se cumplirán en cada peso operacional, salvo mencionados en sección "Casco y Flotador Principal"

Centros de Gravedad: C.G. críticos se mantendrán dentro de límites de requerimiento de la certificación para cálculo de cargas máximas de diseño en cada parte estructural.

(a) nw: factor de reacción de carga del agua (reacción del agua dividida entre el peso de la aeronave)

(b) C1: factor empírico de operación de la aeronave, igual a 0.012, salvo que sea inferior al necesario para obtener el valor mínimo de step de 2.33

(c) Vso: velocidad de pérdida de la aeronave en nudos con flaps extendidos, configuración de acuatizaje y sin efecto de corriente lateral.

(d) β: ángulo de sierra, en la estación longitudinal donde el factor de carga se determine según el apéndice de FAR

(e) w: peso de la aeronave en libras

(f) K1: factor de peso empírico de la estación de casco

(g) rx: relación de distancia, medida paralela al eje de referencia del casco, desde el centro de gravedad de la aeronave a la estación longitudinal de casco donde el factor de carga se compute con el rado de giro en pitch de

la aeronave, el eje de referencia del casco siendo

una línea recta en el plano de simetría tangencial

al codo en la estación de step

Pk: Presión en el codo [Psi]

C2 = 0.00213

K2: Factor de peso en estación del casco

Vs1: Vpérdida según configuración despegue acuático

(beta): Ángulo de fondo en step principal

Pch: Presión en la sierra [Psi]

C3 = 0.0016

K2: Factor de peso en estación de casco

Vs1: Vpérdida según configuración despegue acuático

(beta): Ángulo de fondo en estación a calcular

Aplicación de Cargas

Aeronave sujeta a cargas correspondientes a factores según sección "casco y flotador". Se distribuirán sobre casco principal o flotador principal.

Aeronaves con flotador doble: cada uno se asumirá como equivalente en aeronave supuesta con W = 0.5x W_real

Sustentación durante impacto = 2/3 x W