INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA - UNIDAD PROFESIONAL TICOMAN -
"INGENIERÍA EN AERONÁUTICA"
MATERIA: Construcciones Aeronáuticas
PROFESOR: Ing. Crespo y Mena Carlos
ALUMNOS: Cabrera Saavedra Flavio A. Cortes Leyva Alejandra Flores García Andrés Meneses Alvizo Daniel
Diseño del tren de aterrizaje y de la bancada del motor. GRUPO: 8AV2
TURNO: VESPERTINO
5 de Diciembre de 2016
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Índice Objetivo ………………………………………………………………………………………………. 3 Envolvente de vuelo……………………………………………………………………………. 3 Ficha técnica de la aeronave………………………………………………………………. 5
Bancada del motor……………………………………………………………………………… 6 Composición…………………………………………………………………………...6
Tipos……………………………………………………………………………………….7 Construcción…………………………………………………………………………..8 Diseño de la bancada…………………………………………………………………………..9 Adaptación de la Hélice…………………………………………………………..9 Par motor……………………………………………………………………………….9 Carga Vertical………………………………………………………………………….12 Carga Lateral…………………………………………………………………………..12 Tracción………………………………………………………………………………….13 Diseño estructural de la bancada b ancada……………………………………………………….. 14 Diseño en CAD…………………………………………………………………………………….15 Análisis en ANSYS……………………………………………………………………………….17 Tren de Aterrizaje………………………………………………………………………………19
Pasos para el diseño del tren de aterrizaje…………………………………………20 Determinación de la ubicación del tren de aterrizaje………………………… 21 Determinación de la altura del tren de aterrizaje……………………………….24 Diseño en CAD ……………………………………………………………………………………25 Análisis del tren en ANSYS…………………………………………………………………. 27 Conclusiones……………………………………………………………………………………… 31 Referencias………………………………………………………………………………………… 31 Anexos………………………………………………………………………………………………. 32 Anexo I: Resultados en ANSYS………………………………………………. 32
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Objetivo. Diseñar la estructura del tren de aterrizaje y de la bancada del motor para el avión biplaza “Nexus” y que sea capaz de soportar las cargas generadas en las condiciones críticas para cada caso particular.
Envolvente de Vuelo. La envolvente de vuelo es la región de una gráfica en la cual se refiere a los límites de carga de la aeronave y las condiciones de vuelo en las cuales el funcionamiento de la aeronave es satisfactorio, pero más allá de esos límites el vuelvo no es posible. En otras palabras, la envolvente de vuelo nos va a indicar hasta qué punto es posible llevar una aeronave de una manera segura. La envolvente de vuelo nos va delimitar todos los distintos paramentos que se tienen durante el vuelo de una aeronave, ya sea con o sin el tren de aterrizaje desplegado, con o sin flaps, ángulo de viraje, resistencia estructural a la fatiga, ángulos de descenso y ascenso máximos y mínimos, velocidades máximas y mínimas, peso máximo al despegue y altitud máxima. Para aviones de calentamiento aerodinámico. aerodinámico. supersónicos también se considera el límite de “buffet” y el límite de
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Para el cálculo de la envolvente de vuelo del avión biplaza se partió de los datos obtenidos estadísticamente en un estudio previo, los cuales se muestran a continuación: Velocidad de perdida (VS) Velocidad crucero (Vc) Superficie alar (S) Peso (W)
47.6 mph 104.5 mph 125.58 ft² 1521.46 lbf
Para la envolvente de maniobra se empleó la siguiente ecuación:
= ( ) Según la FAR 23 el limite positivo para un avión utilitario como este es 4.4 y el inferior 0.4 veces este último, cuyo valor es 1.76. Para la velocidad de maniobra se empleó lo siguiente:
Dando como resultado:
= ∗ √ 4.4
99.84 ℎ
La velocidad de picada (VD) se calculó a partir de la siguiente ecuación según la FAR 23:
Dando como resultado:
156.75 ℎ
= 1.5∗
Finalmente para los factores de carga por ráfaga de empleo la siguiente ecuación:
= 1 + ∗ ∗ ∗ 498∗ Donde:
88 = 0.5.3∗ Y
= 2∗
Sabiendo que
= 2.377 3 tenemos que
= 1.0111 ∗ 4
= 8.8 01 Envolvente de vuelo 5 4
Vc
a g r a c e d r o t c a F
VD
Va
3 2 1 0 0
225
-1 -2 -3
Velocidad de vuelo (mph)
Ficha Técnica de la Aeronave.
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Bancada del motor. La bancada del motor sirve para distribuir el peso del motor, y asi disminuir los efectos de las vibraciones, torque y tracción; además de ser la conexión del motor con la estructura de la aeronave. La bancada usualmente es hecha en tubo cromo molibdeno (4130) los que son soldados para formar una unidad simple y liviana. Para su soldadura se emplea comúnmente oxiacetileno. Algunas bancadas son diseñadas de tal manera de impartir un empuje hacia arriba o hacia abajo, con relación a la línea de vuelo o de acuerdo al larguero superior del fuselaje, mientras otras bancadas están ligeramente inclinadas hacia la derecha o hacia la izquierda, a fin de compensar el torque producido por el giro del motor.
Composición de la Bancada. Consiste básicamente en cuatro orificios en el parallamas, donde se colocan los bulones que toman el motor. No hay necesidad de soldar nada, ni hacer otro trabajo que alinear bien los agujeros. La intensidad de las vibraciones logradas por esta forma de bancada es, en el mejor de los casos molesta, pero por lo general, no solo produce una gran fatiga para el piloto, también incrementa la posibilidad de fallas estructurales en los componentes de la aeronave. Desde esta simple bancada, pasamos a una de construcción más compleja, realizada con tubos de acero, esta bancada, típica, para la mayoría de las aeronaves livianas, utiliza ocho bulones para su fijación, y el constructor deberá primero realizar un dispositivo (comúnmente llamado "cama") para poder alinear y soldar cada uno de sus componentes, de manera tal que una vez terminada, todos los agujeros coincidan (con el motor y con el parallamas) esto representara un problema, si no está preparado y tiene algo de experiencia en el manejo del soplete. Muchos realizan todo el trabajo previo, es decir: corte y preparación de los tubos, refuerzos y bujes, lo colocan en la cama y después de "puntearlo", es decir asegurar todo con pequeños puntos de soldadura (siempre estamos hablando de soldadura oxiacetilénica o con argón) lo llevan a manos de un soldador experimentado quien terminara todas las soldaduras. Debemos aclarar que no se necesita ser un "mago del soplete" para realizar una bancada, simplemente es bueno adquirir práctica y conocer algo de teoría para evitar que el conjunto se revire por los efectos del calor de la llama y que finalmente queden todos los agujeros alineados. Por lo general las bancadas realizadas por los constructores amateurs son realmente buenas y durables, no.se sorprenda al saber que aún en bancadas realizadas por fabricantes de aeronaves, bajo condiciones controladas y realizadas por soldadores profesionales, se detectan fallas y fisuras, generalmente, este tipo de fallas se localiza en las tomas de motor. Muchas veces estas roturas están asociadas con la instalación de la rueda de nariz. Algunos pilotos al aterrizar, inducen a la aeronave a un efecto tipo "carretilla", el esfuerzo aplicado a todo el conjunto de la rueda de nariz y bancada, son muy grandes y aparentemente es el principal responsable de las fallas. (En el caso de aviones con tren triciclo) 6
Además de soportar al motor en correcta alineación y reducir las vibraciones y el ruido, la bancada debe reprimir los movimientos del motor, dentro de los límites aceptables, por si no lo había advertido aun, en una instalación típica. El motor se balancea en sus amortiguadores de goma, por lo tanto, es necesario prever de suficiente espacio entre éste y el caullin del motor, a fin de evitar roturas, por lo general, con una luz de 15 a 20 milímetros mínimo.
Tipos de Bancada. -
Bancada Conica
Probablemente lleven su nombre por los tipos de amortiguadores que se emplean entre la bancada y el motor, este tipo de bujes son básicamente conos de goma, ocho de estos bujes son necesarios para una instalación típica. Estas bancadas son las más económicas y fáciles de construir.
-
Bancada Dina Focal.
Se considera que son las mejores para utilizarse, ya que realizan un excelente trabajo absorbiendo las vibraciones del motor, además de reducir el nivel de ruido en la cabina. Como contrapartida, son también las más caras y difíciles de realizar.
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En la siguiente imagen se muestra un ejemplo de una bancada dinafocal empleada en una aeronave:
Construcción de la Bancada. En los dos tipos de bancada mencionados previamente, se utilizan los mismos métodos de construcción; las características que principalmente deben cumplir son las s iguientes: 8
Ser lo suficientemente larga para alejar al motor lo suficiente del parallamas. Contar con el espacio necesario para que los accesorios del motor sean instalados o removidos.
En ocasiones, desafortunadamente no es posible cumplir con estos requisitos debido a las limitaciones impuestas por el peso y el balanceo de la aeronave. Cuando este problema se vuelve crítico, deberá ser necesario colocar el motor más cerca del par allamas, y será necesario colocar una bancada abisagrada. Este tipo de bancadas requiere algunas consideraciones especiales tales como: cuidar la alineación de las bisagras, de manera tal que estas puedan cumplir con la función sin problemas. Otro detalle importante es la ubicación de todas las conexiones y comandos que deberán ser colocadas preferentemente sobre el lado que pivoteara. La bancada pivotante es mejor en teoría que en la práctica, además de ser mayor el número de piezas que la componen, tendrá que dejar a l as líneas de alimentación, cableados y comandos más sueltas a fin de poder girar el motor.
Diseño. 1. Adaptación de la Hélice. Las siguientes ecuaciones son utilizadas para determinar el diámetro que tendrá la hélice de nuestro motor.
= 1.83√ = 0.6√
Donde: d Diámetro de la Hélice. HP Potencia máxima del motor, expresado en HP. P Potencia máxima del motor, expresado en sistema métrico. Como se esta trabajando todo en unidades inglesas, se hara uso de la primera ecuación, para obtener el diámetro de la hélice en pies.
= 1.83√ 100 = 1.833.16227 = 5.7869 2. Par motor. El par motor o torque es el momento de fuerza que ejerce un motor sobre el eje de transmisión de potencia o, dicho de otro modo, la tendencia de una fuerza para girar un objeto alrededor de un eje, punto de apoyo, o de pivote. 9
La potencia desarrollada por el par motor es proporcional a la velocidad angular del eje de transmisión, viniendo dada por:
=
Donde: P Potencia en Watts [w] M Par motor en Newton*metro [N*m] ω Velocidad angular en [rad/seg]
El par motor viene determinado en los motores de combustión interna alternativos, por la presión media efectiva de la expansión de los gases sobre la cabeza del pistón. Esta presión la define la masa de mezcla que se expande, cuanto mayor sea esta masa, a igual volumen de cilindro, más par. El control sobre esta masa de mezcla la tiene el mando del acelerador, que regula la entrada de más o menos aire (motor Otto) o de más o menos combustible (motor diésel). Esto quiere decir que a un régimen de revoluciones determinado, el motor puede estar produciendo más o menos par.
Determinación del par motor. Es muy importante que se realice un análisis del par motor que produce el motor usado en la aeronave, debido a que se debe cumplir con la potencia requerida y las revoluciones máximas a las que va a trabajar la hélice. Esto se logra con la combinación de las cargas límites para las condiciones a las que estará sometida la aeronave. De acuerdo a la ficha técnica de la aeronave, se buscó un motor que cumpliera con las especificaciones de potencia propuestas, y se propone hacer uso del motor Lycoming IO-233; a continuación se presentan las especificaciones de este motor:
General characteristics
Type: direct drive, four-cylinder, aircraft piston engine Bore: 4.375 in (111.1 mm) Stroke: 3.875 in (98.4 mm) Displacement: 233.3 in³ (3.82 L) Length: 26.968 in (685.0 mm) Width: 31.928 in (811.0 mm) Height: 20.571 in (522.5 mm) Dry weight: 200 lb (91 kg) to 210 lb (95 kg)
Components
Valvetrain: Pushrod-actuated valves Fuel system: throttle body injector Fuel type: 100LL avgas or autofuel 10
Oil system: dry sump Cooling system: air-cooled
Performance
Power output: 100 hp (75 kW) at 2400 rpm, 116 hp (87 kW) at 2800 rpm Specific power: 0.43 hp/in³ (19.6 kW/L) Compression ratio: 8.1:1 Fuel consumption: 5.25 USgal/h (19.9 L/h) Power-to-weight ratio: 0.50 hp/lb (0.82 kW/kg)
De acuerdo a las características nombradas anteriormente, se realizan los siguientes cálculos:
Potencia= 100 HP Numero de revoluciones= 2400 rpm
= 100 (550 ) = 55,000
Se convertirá la potencia a unidades de
Ahora de la ecuación de la potencia, se obtendrá el valor medio de la velocidad angular [Q]
=
= (Para tener el valor en rps) = 2400 60 = 40 = 2 ∗ = 251.3274 = 55000 = 218.838 ∗ = 251.3274 Entonces, se tiene que el valor medio de la velocidad angular Q es de 218.838 lb*ft.
La consideración en el FAR 23 indica que el par límite necesario para el diseño va a ser obtenido multiplicando un factor de seguridad de 2.
= 218.838 ∗2 = 437.676 ∗ . 11
Y este valor de 437.676 va a ser el valor del par motor medio en sentido opuesto al giro de la hélice.
3. Determinación de la carga vertical La Componente vertical que está actuando en el centro de gravedad del motor Lycoming IO-233 la determinaremos con la FAR 23 determinándose con el peso total del motor en combinación con el 75% del factor de carga límite para el avión el cual para esta categoría corresponde: Se sabe cómo se determinó en la envolvente de vuelo que el factor de carga limite para el avión utilitario es de 4.4, ahora se calcula el 75% de este factor que seria 3.3. La carga vertical estará dada por:
= 3.3 ∗ Donde: Peso del motor, obtenido de la ficha técnica de este.
Entonces, se tiene que:
= 3.3210 = 693 Este valor de 693 lb va a ser el valor de la carga vertical actuante del centro de gravedad hacia abajo.
4. Determinación de la carga lateral en la bancada. Se calcula de acuerdo a la normatividad de la FAR 23. La bancada debe diseñarse para soportar una carga en dirección lateral no menor de un tercio del factor correspondiente de carga en condiciones de vuelo a una velocidad de maniobra por el peso total del motor, este factor no deberá estar a menos del 1,33. Bajo estas condiciones se considerara independientemente para otras condiciones de vuelo, actuando así en el centro de gravedad del motor. Nuevamente, como en la carga vertical se sabe que el factor de carga es de 4.4, y en este caso como se pide que sea un tercio de este factor, el valor utilizado será de 1.4666. La carga lateral será entonces:
= 1.4666 = 1.4666 ∗210 = 307.986 Este resultado de 307.986 va a ser la carga lateral que actuara en ambos sentidos (izquierdaderecha).
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5. Tracción. La tracción es la inversa de la velocidad del avión, se puede considerar que la tracción disminuye desde el momento de despegue debido a que la velocidad es nula. Debido a esto tenemos que si la velocidad de la aeronave es igual a 0 la tracción es máxima, mediante esta determinación la tracción se expresa:
= 15,000 ∗∗ ∗ Donde: K Coeficiente de tracción estática que depende del tipo de perfil de la hélice y del ángulo de pala al 75% del radio de la hélice. P Potencia máxima del motor. D Diámetro de la hélice.
Para la selección del coeficiente de tracción estática, es necesario realizar una selección preliminar de la hélice a utilizar, entrando con la ecuación del parámetro de similitud J.
= Donde: V Velocidad de crucero de la aeronave. n Número de revoluciones de la hélice; si no hay reductor se considera el 75% de las revoluciones del motor. D Diámetro de la hélice.
153.267 = 30 ∗5.7869 = 0.8828 Para este parámetro de similitud, la hélice con mayor eficiencia es una Clark Y de 4 palas con 0.82, y con ayuda de las gráficas de coeficientes de tracción estática, se determina la k que vale 52,000. Entonces, la tracción máxima será:
52000 ∗ 55000 = 1098.266 = 15,000 ∗5.7869 ∗30 Este valor de 1098.266 lb será el valor de la tracción máxima que va a actuar en el eje de tracción. 13
En base a los valores obtenidos de las ecuaciones anteriores, se puede obtener la siguiente tabla: Cargas y/o Momentos
Magnitud
Par motor medio Carga Vertical Carga Lateral Tracción Máxima
437.676 lb*ft 693 lb 307.986 lb 1098.266 lb
Diseño estructural de la bancada. Una vez encontradas las cargas que actúan sobre nuestra bancada, el siguiente paso es determinar la geometría de nuestra estructura, considerando todos los componentes de la misma y para el diseño el factor más importante será que todos los componentes del motor tengan un acceso fácil, debemos considerar los soportes y montajes cónicos del motor Lycoming I0-233, el cual se muestra en la siguiente imagen.
A continuación se muestra el diseño propuesto realizado en software Catia, con las vistas y los componentes de la bancada del motor.
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Vistas
Isométrico de la bancada del motor.
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Planos de la bancada propuesta.
Una vez que se tiene el diseño preliminar, y como ya se menciono anteriormente, se hara uso de un Acero-Cromo-Molibdeno 4130, para el cual se muestra a continuacion una tabla con las dimensiones propuestas para los tubos fabricados de este material:
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Analisis en Ansys. Una vez dimensionado nuestro diseño, se procede al software ANSYS, en donde se analizara nuestra estructura realizando un mallado en el Workbench para obtener así las deformaciones de la bancada propuesta. A continuación se muestra el mallado realizado en el Workbench para obtener los valores de deformación deseados.
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Finalmente, después de que el programa corre, se logra obtener los resultados de las deformaciones que presenta la bancada propuesta.
Adicionalmente, se realizaron los cálculos en Excel para comprobar que la estructura fuera a soportar los esfuerzos a los que iba a ser sometida, obteniendo: Esfuerzo ELEM Long
Area
Iy
Iz
ρy
(l/ρy)
(l/ρ)²
Aplicado
Crítico
Permitido
A
5 0.00534071 0.00032552 0.00032552 0.24688231 20.2525647 410.166378
1453.2
33293.986 28995.9906
B
1.95 0.00534071 0.00032552 0.00032552 0.24688231 7.89850024 62.3863061
5256.1
33293.986 28995.9906
C
3 0.00534071 0.00032552 0.00032552 0.24688231 12.1515388 147.659896
7346.4
33293.986 28995.9906
D
6.7 0.00534071 0.00032552 0.00032552 0.24688231 27.1384367 736.494748
6569.7
33293.986 28995.9906
E
5.5
0.0625 0.00032552 0.00032552 0.07216878 76.2102394 5808.00059
12236.5
33293.986 28995.9906
F
4.5 0.00534071 0.00032552 0.00032552 0.24688231 18.2273083 332.234766
2214.6
33293.986 28995.9906
G
3.85 0.00534071 0.00032552 0.00032552 0.24688231 15.5944748 243.187646
5324.7
33293.986 28995.9906
Fcy
45000
PI cuad
(l/ρ) trans
9.86965056
98.75847
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Tren de aterrizaje
Ilustración 1Pasos para diseñar el tren de aterrizaje 19
Pasos para diseñar el tren de aterrizaje. Paso 1 Determinación de CAM del avión, la determinación fue realizada estadísticamente.
= 4.62
= = 28.04
Paso 2 Lo calizar el centro de gravedad, tomando en cuenta cada una de los componentes de masa que tiene el avión con los brazos que tienen estos componentes de masa.
Ilustración 2 Localización del centro de gravedad, según los datos de peso y balance
Tabla 1 Centros de gravedad para diversos tipos de cargas.
N ͦ 1 2 3 4
Peso Avión vacío Peso máximo con combustible Peso máximo sin combustible Peso Avión vacío + combustible+ 1 pasajero
X=6.360436137 X=8.1809 X=8.201 X=7.278777778
Paso 3 Trazar líneas verticales que marque la posición del centro de gravedad. 20
Z=2.59065421 Z=2.5594 Z=2.41044444 Z=2.58266667
Paso 4 Se coloca el tren principal debajo del centro de gravedad y se propone un ángulo de libramiento de 12° - 15°. La FAR [3] Part 23 Section 23.925 : Establece una distancia de libramiento de 6 inch (0.01524 m) para los aviones con tren de aterrizaje en la nariz.
Determinación de la ubicación del tren de aterrizaje de nariz y principal La posición que tiene el tren de aterrizaje de nariz y el principal depende del centro de gravedad y del porcentaje de carga que se permite que el tren de aterizaje de nariz tenga (alrededor del 5- 20 %) mientras quel tren principal soporta la mayor carga (95 – 80 %) del peso del avión. El avión tiene un fuselaje de 20.8 ft y su centro de gravedad varía dependiendo de la carga que tenga como se ilustra en la ilustración 2, para este caso se utilizaron las siguientes características para la ubicación del tren de aterrizaje.
Ilustración 3Ubicacion del centro de gravedad y del tren de nariz y del tren principal.
21
Ilustración 4 Dependiendo del tipo de carga que lleve el avión el centro de masa se mueve por lo que hay que determinar una tolerancia máxima para el tren de nariz y principal
Centro de gravedad
Tolerancia de carga en tren de nariz
Tolerancia de carga en tren principal
6.36 ft
15 %
85%
Para poder determinar las distancias del tren de nariz y tren principal se utilizan las siguientes fórmulas:
= =
Carga sobre tren de nariz Carga sobre tren principal
Para el cálculo con condiciones dinámicas en las cuales se toma en cuenta la aceleración de despegue y la desaceleración al aterrizaje el cálculo se realiza con las siguientes formulas:
= || .. = || ..
Fuerza de aterrizaje dinámica Fuerza de despegue dinámica
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| .. = + | | .. = + | Aceleración al ascenso
Peso
Centro de gravedad max
Altura del centro de gravedad
Desaceleración al descenso
Centro de gravedad Min
Tolerancia en tren de aterrizaje de nariz
Kg
Ft
M
m/s
Ft
%
690.23
1.773
1.89
7.8
1.5 max
15
m/s -4
| .. = + | 5 = 5 = 6.666 ∗ 33.333 = = 0.15∗ 0.15 0.15 = 5.8823 = 1.7646 = + 5 B =0.8823 ft
1.5 1.89690.65∗9.81 690.65 = 0.2646 ∗9.81 + 9.811.7646 1.7646 = 2106.64 5.91 690.23∗9.81 + |4| 1.89690.23∗9.81 = = 5.8823 9.815.8823 = 9756.7288 B Distancia de tren de nariz a tren principal 1.7646 m
Bn Distancia del tren de nariz al centro de gravedad 1.5 m
23
Bm Distancia del tren principal al centro de gravedad 0.264 m
Determinación de la altura del tren de aterrizaje Para la determinación de la altura del tren de aterrizaje se toma del FARC 23 un ángulo de 12° de claro.
Se utilizaron las siguientes fórmulas para la determinación de la altura del t ren de aterrizaje como se muestran a continuación:
= tan−12°
= tan− La altura del fuselaje al suelo
AB – Representa la distancia del tren principal al final del fuselaje
= tan−12°12.98 = 2.68 30 = 2.68 + cos12 ∗ 100 ∗ .3048 = 3.6994 = 1.107
24
Diseño en CAD
25
26
Análisis de cargas con ANSYS 16.2
Ilustración 5 Deformación para tren de nariz
Ilustración 6 Tensión para tren de nariz
27
Ilustración 9 Cortante de tren principal Ilustración 7 Cortante para tren de nariz
Ilustración 8 Deformación de tren principal 28
Ilustración 10 Tensión de tren principal
Deformación
Tensión
Cortante
M
Pa
Pa
Máxima
mínimo
máxima
mínimo
máxima
mínima
0.0046
0.00051
1.6759*10^8
1429.8
8.95*10^6
-7.85*10^6
Tren principal
3.22*10^-5
-1.87*10^-6
2.13*10^6
0
1.077*10^7
0
Tren de nariz
29
Propiedades del material utilizado por ANSYS
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Conclusiones. Al concluir este trabajo nos podemos dar cuenta que tanto el tren de aterrizaje como la bancada del motor son elementos sumamente importantes al momento de construir y diseñar un avión, debido a que se debe tomar en cuenta que la distribución de las cargas ya sea en las ruedas traseras o en la delantera, no va a ser equilibrada; al contrario va a ser desigual. Para la bancada del motor también se debe de tomar en cuenta aparte de la geometría de la aeronave, se debe considerar también las dimensiones del motor para que este sea acoplado a la aeronave sin riesgo alguno para el bienestar de la aeronave y sobre todo de los tripulantes.
Referencias.
Aircraft design: A conceptual aproach, Daniel P. Raymer,
Aerodinamica 4, Ordoñez
http://www.lycoming.com/news-and-events/press-releases/release-07-28-08b.html
http://www.flightsimaviation.com/data/FARS/part_23.html
Mohammad Sadraey,, Landing Gear Design
Normal S. Currey, Aircraft landing gear design: Principles and practice
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