El proceso de ingeniería de la aeronave se basa en la adaptación de Sadraey¹ (figura 1), la cual considera cuatro etapas principales: Diseño conceptual, Diseño preliminar, Diseño detallado 1, y Diseño detallado 2. Cuando se ha alcanzado los requerimientos, se procede a la construcción.

En esta etapa, diversos estudios fueron realizados con el fin de determinar: riesgo, efectos de las condiciones atmosféricas, sistema de propulsión, hélices, configuración de las alas, la forma del perfil aerodinámico y el tren de aterrizaje. Para realizar dichos estudios se utilizó diversas herramientas de software y un selector de hélices. Mientras que para el análisis y determinación del riesgo se consideró factores, como: nivel, impacto y métodos de control (cuadro 1).

     En lo referente al efecto de las condiciones atmosféricas, se hizo la recolección de datos históricos de temperatura y presión, así como la predicción de densidad para las ciudades Van Nuys, California, EUA y, por otro lado, Ciudad Juárez, Chihuahua, México. 
     En el caso del sistema de propulsión, se seleccionó un sistema tractor para determinar el centro de gravedad de la aeronave, puesto que, con el motor al frente, es posible acercar el centro de masa y de gravedad, lo cual permite llevar cargas más grandes y mayor estabilidad, haciendo más efectivo el enfriamiento del motor.
     La selección del motor consideró potencia y torque, ya que, si falta éste, la aeronave puede perder levantamiento, aun cuando el motor sea potente, por lo que se optó por un motor capaz de alcanzar un equilibrio. El motor seleccionado es un Novarossi R46F Pylon, que ofrece una potencia de 2 hp y proporciona 33,900 rpm con un torque de .032 lb/ft². Mientras que, para determinar la hélice, analizamos tres empujes: 12x6, 14x8 y 11x6, sobre los cuales se consideró: peso, densidad y empuje² (cuadro 1).
     En cuanto a la configuración y tamaño de las alas, el diseño del perfil aerodinámico se basó en la comparación de eficiencias, lo cual se determinó la conveniencia de un monoplano (un ala) que genera menor peso. Posteriormente, se seleccionó una estructura de ala alta que facilita las operaciones de carga y descarga, además de ofrecer mejor control y estabilidad.
     La carga alar se calculó dividiendo el peso de la aeronave entre la superficie del ala y se realizó un estudio comparativo conocido como “Benchmarking”, entre las aeronaves de varios equipos representativos, en 2017,  lo cual estableció que la carga alar óptima debía ser de 2.88 lb/pie². Por otra parte la superficie alar se calculó dividiendo el máximo peso al despegue entre la carga alar seleccionada; es decir, 55 libras entre 2.88 lb/pie², de lo cual resulta 19.09 pies². Con esto se obtuvo un avión con ala grande que ofrece mayor seguridad de estabilidad y de planeación (figura 2). 
     Respecto al perfil aerodinámico, es decir, la forma de un ala —una cóncava abajo y otra convexa arriba—, que permite generar diferencias de presión y proporcionar la sustentación requerida, se calculó a partir de la densidad atmosférica del lugar y las fuerzas de sustentación y arrastre que debe producir el ala para levantar y desplazar la aeronave en los diferentes niveles de vuelo. 
     En relación con el ala, estudiamos cuatro formas: rectangular, trapezoidal, mixta y elíptica, comparando sus características aerodinámicas, costo y facilidad de construcción. Asimismo, se calculó el levantamiento de la carga máxima y se determinó una mayor eficiencia con un ala trapezoidal.  
     Finalmente, para la configuración del tren de aterrizaje, se consideró la inclusión de un tren en la nariz como mejor alternativa, por la facilidad que aporta al aterrizaje, carreteo y despegue.

Con el fin de asegurar que el diseño sea competitivo —es decir: tenemos una aeronave con posibilidades de ganar—, diversos estudios y pruebas fueron realizados para encontrar debilidades y determinar acciones correctivas; entre ellas, se analizó empujes y estructura; las pruebas de levantamiento y aterrizaje fueron realizadas considerando: distancias para elevar el vuelo y aterrizar, además de cargas potenciales, maniobrabilidad y estabilidad, así como el sistema de telemetría; mientras que el empuje dinámico se determinó a partir de la potencia en el banco de prueba, utilizando las hélices alternativas (figura 3). En lo correspondiente a la maniobrabilidad, se hizo simulación sobre los esfuerzos a los que se somete la aeronave con los cambios de dirección y a determinadas velocidades, comprobando los valores de 44^o para la vuelta con un radio y giro de, aproximadamente, 9.7 pies.
     El sistema de telemetría se diseñó considerando un sensor barométrico, un microcontrolador Arduino Nano y un XBee 900HP (módulo programable) [https://www.digi.com/xbee] para conectividad inalámbrica. El Arduino se programó para leer la presión barométrica, calcular la altitud y enviar datos; proceso que inicia con la recolección de información sobre las condiciones atmosféricas y la determinación de las condiciones de tierra, midiendo la altitud, lo que, además, permite liberar cargas dinámicas cuando se emite la orden. El diagrama de bloques que representa este sistema muestra la incorporación de un procedimiento FPV (vuelo en primera persona) que no usa las mismas frecuencias entre el DAS y el radio control, con el fin de evitar la interferencia con otras radio-frecuencias (figura 4).
     Respecto a los materiales, para determinar la mejor integración, se consideró factores limitantes, como peso y resistencia, seleccionando madera balsa tipos AL6061 y AL2024. Finalmente, para el análisis del peso de la aeronave y su balance, se determinó el centro de gravedad de los componentes por medio de modelación con SolidWorks (versión estudiantil 2017).
     Posteriormente al análisis, se procedió a la construcción de la aeronave, que se dividió en dos procesos: 1) producción de piezas, partes y componentes y 2) ensamble. Los materiales utilizados fueron Aluminio 6061 T6 —por la resistencia que ofrece— y placas de triplay (figuras 5a y 5b). 

Se diseñó una aeronave no tripulada con las siguientes características: fuselaje con estructura de armadura; empenaje convencional, con estabilizador horizontal y vertical en la cola; tren de aterrizaje tipo triciclo, con el botalón (sección que une la cola con la parte delantera) unido a la armadura del fuselaje, cuerpo principal: pasajeros y carga. El sistema de propulsión es un motor tractor RC con una hélice de dos palas. El sistema de aviónica integra un complejo de adquisición de datos (DAS) que mide altitud y velocidad, así como un sistema de visión de primera persona para transmitir video en tiempo real (FPV). 
     La competencia se dio entre 30 aeronaves, pues, aunque sólo había equipos de ocho países, varias instituciones educativas participaron con más de una aeronave; el equipo UACJ AeroDesign obtuvo el lugar 16. 

• Dassault Systemes, SolidWorks Corporation, versión estudiantil, 2017.