https://rdu.iua.edu.ar/handle/123456789/177 IA 2026-04-08T02:21:51Z https://rdu.iua.edu.ar/handle/123456789/2299 Título: Estudio de performance por remotorización del avión liviano de material compuesto Azor Autores: Leake, Tomas Francesco Resumen: El propósito de este trabajo es el cálculo de performances del avión liviano de materiales compuestos Azor, contemplando el futuro reemplazo de su motor actual por un modelo de mayor potencia, ante la intención del fabricante de certificar el avión bajo la norma ASTM-LSA. Partiendo de la información técnica disponible sobre el avión y la planta motriz, se realiza un análisis de los consecuentes cambios por el reemplazo de la planta motriz. Luego, cada performance se analiza individualmente, aplicando modelos teóricos de mecánica del vuelo optimizados para aviones livianos a hélice. Finalmente, los resultados obtenidos se comparan con las de un avión de características similares. Se anexan las hojas de datos e informes técnicos relevantes para el avión, el motor y la hélice. 2018-01-01T00:00:00Z https://rdu.iua.edu.ar/handle/123456789/2296 Título: Diseño Preliminar de una Aeronave Categoría Utilitaria Autores: Bessone, José; Colombero, Facundo Resumen: En el presente trabajo se abordará el dimensionamiento inicial, o primer loop de diseño de una aeronave categoría utilitaria de 9 pasajeros. En primera instancia, se realizó un estudio del dimensionamiento inicial de la aeronave, en el cual se efectuó la primera estimación de la configuración, dimensiones generales, composición de pesos y relaciones paramétricas preliminares (carga alar, carga de potencia, etc.) que podrá tener. Para esto se partió de los requerimientos dados por la catedra, y mediante comparaciones a partir de una base de datos estadísticos, estimaciones, etc. Se empezó a diseñar el aspecto que tendrá la nueva aeronave. La configuración de la aeronave y los parámetros básicos han sido obtenidos mediante estimaciones aproximadas con cierto grado de imprecisión en el Capítulo 1. El objetivo del Capítulo 2 es mejorar el análisis con cálculos considerados más precisos para así obtener resultados que se consideren más confiables y fijar una carga alar (WTO/SW). Se realiza la denominada zona de diseño, que permite el estudio de la relación del peso máximo de despegue en función de la superficie alar. Los gráficos WTO = f (Sw) representan una zona donde cualquier combinación de valor de peso de despegue y superficie alar cumple con todos los requerimientos de diseño. Esta zona está limitada por curvas que representan restricciones de performances, aerodinámicas, certificaciones, geométricas, etc. En el siguiente capítulo se realizó el diseño preliminar del ala, teniendo en cuenta los requerimientos del avión y los resultados obtenidos de los capítulos anteriores. Dentro del diseño del ala, se determinarán las características geométricas y aerodinámicas de esta. También se optimizarán varios parámetros, entre los cuales se destacan el alargamiento, el ahusamiento, ley de torsión, perfil, etc. Además, se realiza el dimensionamiento preliminar de las superficies de control (flaps y alerones). En el Capítulo 4 se realizó un estudio del sistema propulsivo de la aeronave en diseño, en el cual se efectuó la estimación de la potencia instalada, configuración y geometría de las características del sistema propulsivo. Para ello se partió de los requerimientos dados, y mediante comparaciones a partir de bases de datos estadísticas, estimaciones, etc. se empezó a diseñar el aspecto que tendrá el nuevo sistema que incorpora la aeronave. Del Capítulo 5 se obtuvieron las principales características geométricas del fuselaje de la aeronave. Además, se realizaron los análisis de variación de momento respecto al ángulo de ataque y luego respecto al ángulo de deslizamiento. Inicialmente, se parte de una geometría preliminar basada en aviones similares de la categoría y luego se obtuvieron los parámetros optimizados del fuselaje teniendo en cuenta requerimientos de la aeronave y las regulaciones pertinentes. 2019-01-01T00:00:00Z https://rdu.iua.edu.ar/handle/123456789/1801 Título: Estudio y modelización para la potenciación de un motor monocilindro de cuatro tiempos Autores: Lauri, Ramiro; Suárez, Martín Resumen: El presente Trabajo Final Grado (TFG) expone el estudio realizado en torno a la simulación y modificación de un motor de combustión interna de cuatro tiempos encendido por chispa (MEch), brindado por la empresa PAOLUCCIO RACING PERFORMANCE, con el objetivo principal de aumentar su rendimiento y performance, especíificamente la potencia máxima y el régimen de giro RPM al cual se la obtiene. El motor seleccionado es un monocilíndrico refrigerado por aire de 250 CC de la marca Honda, el cual ser´a utilizado en la motocicleta que participar ´a en la categoría GP3 del Campeonato Superbike Centro. En un primer apartado se realizó una clasificación de los motores, los parámetros geométricos y de funcionamiento de este tipo de motores. Como herramienta para la modelización y simulación tanto del motor original de 250 CC como la del motor modificado de 387 CC utilizaremos el software Lotus Engine Simulation (LES) que nos ayudar´a en el proceso de análisis del efecto que producen los diferentes componentes y parámetros en la potencia y el par desarrollados por el motor hasta obtener un funcionamiento ´optimo que nos permita extraer la mayor potencia de éste. Se presenta una descripción detallada de los datos y elementos utilizados en los modelos del motor Honda 250 CC y el modificado de 387 CC. Por último, se exponen las curvas carácter ísticas obtenidas mediante LES, del motor original 250 CC, las cuales se utilizan como base de comparación para las modificaciones que se realicen sobre este y las obtenidas para el motor Honda modificado de 387 CC. 2017-01-01T00:00:00Z https://rdu.iua.edu.ar/handle/123456789/1800 Título: Evaluación de tolerancia al daño en componentes de aeronaves Autores: Tonin, Andrea Marina; Zabala, Malvina Gabriela Rita Resumen: El 22 de diciembre de 1969, el avión F-111 perteneciente a la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, diseñado para soportar un factor de carga de 11.0g, realizaba una maniobra estabilizada a 4.0g cuando el eje del pivote de semi-ala izquierda falló. Esta falla, cuyo resultado fue la pérdida total de la aeronave, fue atribuida a la presencia de un defecto en el herraje de acero D6AC, el cual se había propagado a un tamaño crítico, debido a las tensiones de tracción inducidos por la maniobra de 4.0g. La aeronave había acumulado sólo 105 horas de vuelo al momento de la falla. El fracaso, fue atribuido a la baja resistencia a la fractura del acero D6AC causado por la sal utilizada para su enfriamiento durante el tratamiento térmico. Este incidente conllevo a realizar una de las mayores investigaciones de una aleación estructural. Los resultados de las investigaciones culminaron en un cambio radical en los criterios de diseño para las aeronaves de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. Muchas de las especificaciones de diseño fueron modificadas y también aparecieron otras nuevas. El documento más importante que se emitió fue la norma MIL-A-83444 "Requisitos de Tolerancia al Daño para Aeronaves". En este documento se establece que la estructura se diseñe utilizando principios de la mecánica de fractura. 2013-01-01T00:00:00Z