Post on 01-Dec-2018
Noemí
Castañeda GrilloAntonio Corrales Cabello
Marta Guerrero RamosPablo Machuca Muñoz
Mari Cruz Martín Encinas Alexia Santiago Rubiales
Grupo 827/01/2010
Índice
DiseñoAerodinámicaEstructurasEstabilidad y ControlPropulsión y Actuaciones
Evolución del modelo1.
Diseño en servilleta.
2.
Desarrollo con formas simples y medidas básicas.
3.
Dimensionamiento para la cabida de equipos, sistemas y tripulación.
4.
Compilación de requerimientos de todos los departamentos y modelo final.
Diseño
DiseñoEvolución del modelo1.
Diseño en servilleta.
Evolución del modelo2.
Desarrollo con formas simples y
medidas básicas.
Diseño
Evolución del modelo3.
Dimensionamiento para la cabida de
equipos, sistemas y tripulación.
Diseño
Dimensiones Finales Modelo
Longitud 6’5 m
Envergadura 8’3 m
Cuerda Ala 1’1 m
Cuerda Estab. Hor. 0’7 m
Cuerda Estab. Vert. 0’7 m
Superficie Alar 9’1 m^2
Superficie Cola Vertical 0’4 m^2
Ancho máximo fuselaje 1’25 m
Diseño
Evolución del modelo4.
Compilación de
requerimientos de todos los departamentos y
modelo final.
Parámetros destacadosAspect ratio (A) 7’52 m
Estrechamiento Ala (λ)
1
Flecha (Λ) 0
Modelo finalVista general
Diseño
Modelo finalDetalles internos
Estructuras elementos sustentadoresSuelo y CortafuegosPantalla de aviónicaMotor Rotax 914Tanque combustible bajo asientos
Diseño
Modelo finalPlanos
Diseño
Aerodinámica
Perfiles seleccionados:
ALA NACA 2418
ESTABILIZADORES NACA 0012
NACA 4412
NACA 4412
NACA 0012
Aerodinámica
LLDD CKCKCC 22
10 −+=
dragLDD KCCC min2
min0 +=
KK =1
dragLKCK min2 2=
) PDLDmiscref
wetcccfcsubsonicD CC
SSQFFC
C &0 ++= ∑
AeK
π1
=
Aerodinámica
AeK
π1
=
( )
LE
L
L
AaaaaR
ARRCCe
Λ=
+++=
−+=
cos
11.1
1
413212
311
λλ
λλλ
πα
α E F IC IE NC IA DE OSWAL D
0,66
0,71
0,76
0,81
0,86
0,91
0,96
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1
λ
e
emáx=0,9388 para λ=0,55e=0,91599 para λ=1
Aerodinámica
CD0
=0,01738
CD0
=0,03426
RESISTENCIA EN CRUCERO (con tren)
12%4%
31%48%
5%
alacolafuselajemiscelaneasL&P
RESISTENCIA EN CRUCERO(sin tren)
35%
7%53%
0% 5%
ala
cola
fuselaje
miscelaneas
L&P
Aerodinámica
LLDD CKCKCC 22
10 −+=
POLAR DEL AVIÓN
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
1,6
0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12
CD
CL
crucero
subida
aterrizaje
despegue
AerodinámicaF
SS
AAC
ref
osedL ⎟
⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛ Λ+++
= exp
2max
2
2
22 tan142
2
βηβπ
ααα .0 LLL CCC +=
Coeficiente de sustentación del ala
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
-10 -5 0 5 10 15 20
ángulo de ataque en grados
CL
PERFILALA
Conversión a 3D:‐Clαala
< Clαpelfil
‐
Cl0ala
< Cl0pelfil
Aerodinámica
αα .0 LLL CCC += FS
S
AAC
ref
osedL ⎟
⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛ Λ+++
= exp
2max
2
2
22 tan142
2
βηβπ
α
coeficiente de sustentación del HTP
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
-10 -5 0 5 10 15 20
angulo de ataque (grados)
CL
perfil
HTP
Conversión a 3DCL0=0
CLVTP<CLperfil
Aerodinámica
Superficies hipersustentadoras PLAIN FLAP FOWLER FLAP
459,2476,1.6666,1476,1)lim.(9,0
)(64,1
66666.15.15.2
max
maxmax
max
max
====
=
==Δ
L
lL
l
L
CpiaconfigCC
perfilC
C
476,14,0459,26,0maxmaxmax ⋅+⋅=+= −l
ref
flapalasflapL
ref
flapL C
SS
CSS
C
07,2max =LC
Aerodinámica
LLD
L
D
L
CkkCCC
CCE
22
0 −+==
E fic ienc ia Aerodinámic a del avión
0
5
10
15
20
25
30
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 2
C L
L /D
c rucero
s ubida
des pegue
aterriz aje
c rucero autonomía 28,282
1
20max =
−=
kkCE
D
Desglose de pesos
Refuerzos
CARGAS AERODINÁMICAS CARGAS ESTRUCTURALES
Refuerzo Aumento peso Refuerzo Aumento
peso
Ala 10% 3,5 kg Fuselaje 15% 14,58
Estabilizador horizontal 10% 0,475 kg
Tren aterrizaje 10% 4,8 kg
Estabilizador vertical 10% 0,122 kg
Materiales
ELEMENTO ESTRUCTURAL
MATERIAL COMPUESTO
Fudge factor Reducción de peso
Ala 0,85 10,8 kg
Est. Horizontal 0,83 1,45 kg
Est.vertical 0,83 0,36 kg
Fuselaje 0,9 8,2 kg
Tren aterrizaje 0,95 2,16 kg
Centro de Masas
Xcg = 3,33 m
Motor
Ng
Aviónica
AlaEléctrica
Tripulación
Asientos
Combustible
Mg Est.horizontal
Est.vertical
Vistas interiores
Costillas en ala Costillas en estabilizador
Estabilidad y Control
Xcg_w = 3,5 metrosXNA = 3,5223 metrosXcg = 3,3314 metros
Mediante realimentación de datos entre Departamentos, los valores obtenidos definitivamente son:
Siempre medidos desde el morro del avión
Estabilidad y Control
Cm0
> 0Cmα
< 0
iw
=‐1it
= ‐0,5
ΣFx
=0 = W/qS –Cl0
–
α
Clα
–
δ
Clδ
ΣM=0 = Cm0
+ α
Cmα
+ δ
Cmδ
El ángulo de ataque y la deflexión del timón de profundidad obtenidos para el vuelo estable en crucero son:
α
= 0,455ºδe = 0,396º
Estabilidad y Control
( )22 ···))·(( LhhH
hwLDitrimmed CKS
SiCKC ηαα ++=
Restricción no considerada en las ecuaciones de trimado:
DitrimmedC = 0,01504919 %
Derivadas de Estabilidad
colaYfuselajeYalaYY CCCC )()()( ββββ ++=
Γ⋅−= 0001,0)( alaYC β
SSkk
KiS
VCKC b
fusLifuselajeY0
32
)·12·(2·)(
−−=⎟
⎟
⎠
⎞
⎜⎜
⎝
⎛⋅⋅−= αβ
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛∂∂
+⋅⋅−=SS
akC vvvcolaY η
βσ
β 1)(
= ‐
0,0754954
Derivadas de Estabilidad026,0)()()()()( 0,21 −=+Δ+Δ++= =Γwlllvlwll CCCCCC ββββββ
( )tipshapel
lwl C
CC β
ββ Δ+Γ⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛Γ
= ·)(
vw
v
w
vvvl b
zSS
aC ηβ ···)( −=
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ +
−==Γ 05,0
··316·)( 20, AR
CC Lwl πβ
0008,0)( 1 =Δ βlC
00016,0)( 2 −=Δ βlC
Derivadas de Estabilidad0444,0)()()( =++= fusnvnwnn CCCC ββββ
wnwnwn CCC ,, )()()( ΛΓ += βββ Lwn CC ··075,0)( , Γ−=Γβ
( )( )
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡ Λ−⋅+⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛Λ⋅
−−Λ⋅Λ⋅+⋅⋅
Λ−
⋅⋅⋅=Λ AR
senc
xxARARARARAR
CC acwcgLwn ·6
cos82cos
cos4tan
41)(
22
, ππβ
21)( VakC vvvn ⋅⋅⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛∂∂
+⋅⋅= ηβσ
β
31
1
22
1
2
1 ····3,57·96,0
)( ⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
ww
hh
bl
SSk
Cw
b
w
sfusn
ββ
Derivadas de Estabilidad
03364,0·cos···2
=⋅
Λ⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
∂∂
∑⋅
=bS
SYCKC
HLiif
Lf
al
δδ
0=aYC δ
019328,02 −=⋅⋅⋅= alLan CCKC δδ
03736,0=⋅⋅=SSaC v
vrY τδ
Derivadas de Estabilidad
001355,0=⋅⋅⋅=bz
SSaC vv
vrl τδ
01464,0−=⋅⋅⋅⋅−= vvv
vrn bl
SSaC ητδ
Equilibrado lateral‐ Fijo β
= 15º
‐
FTY
= 0‐
LT
= 0 (ya que el motor está
alineado con el centro de gravedad)‐
NT
= 0 ‐ ΔND
= 00=− mpC
RESULTADOS DE LA RESOLUCIÓN DEL SISTEMA MATRICIAL:
ϕ = 4,4766ºδa = 4,118ºδr = 14,6173º
ϕ<5°
δa o δr < 25°CUMPLE:
Viraje estacionario
RESULTADOS DE LA RESOLUCIÓN DEL SISTEMA MATRICIAL:
δa1 = 1,1446ºδr1 = 1,8724º
ϕ1 = 48,18ºψ1 =12,23º
Estabilidad dinámica longitudinal
( )
e
crucero
ee
crucero
e
e
crucerocrucero
cruceroqq
cruceroT
crcero
UTUU
crucerocrucero
cruceroq
crucerocrucero
U
TUU
ZVMZM
ZVZX
q
u
ZVMg
ZVMVZ
MZV
MZMMZV
MZMM
ZVg
ZVVZ
ZVZ
ZVZ
gXXX
q
u
δ
θ
αθ
θθ
θ
α
α
αδδ
α
δ
δ
α
α
α
α
α
αααα
α
α
ααα
α
α
α
⋅
⎥⎥⎥⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢⎢⎢⎢
⎣
⎡
−⋅
+
−+
⎥⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢⎢
⎣
⎡
⋅
⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢
⎣
⎡
−⋅⋅−
−
⋅++
−⋅
++−⋅
++
−⋅−
−
+
−−
⋅−+
=
⎥⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢⎢
⎣
⎡
0
0100
sin
sincos0
1
1
1
Estabilidad dinámica longitudinal
‐
Short Period
11148,20 −⋅ =−⋅
= sMV
MZ
crucero
qnsp α
αω 85,02
=⋅
⎟⎠⎞⎜
⎝⎛ ++−
=nsp
cruceroq
sp
MVZM
ωζ
αα
‐
Fugoide
14371,0 −=⋅−
= sV
Zg
crucero
unphω 1897,0
2=
⋅−
=nph
uph
Xω
ζ
Estabilidad dinámica longitudinal‐
Fugoide
Estabilidad dinámica longitudinal‐
Short Period
T/W vs W/S: Punto de trabajo.
400 450 500 550 600 650 700
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
Actuaciones
W/S [N/m2]
T/W
W/S=649PaT/W=0.5
Pesos
Pesos
Autonomías
Alcances
3 kg hasta 600kg = 25 horas más = 3700km más (descenso)
Despegue
Subida
20 40 60 80 100 120
400
600
800
1000
1200
1400
1600
1800
2000
2200
Empuje y Resistencia frente a Velocidad
Velocidad (m/s)
T,D
Subida
10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
-4
-2
0
2
4
6
8
Velocidad vertical respecto a velocidad de vuelo
Velocidad de vuelo (m/s)
Vel
ocid
ad v
ertic
al (m
/s)
Crucero
Virajes
Descenso
Descenso
0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.350.06
0.065
0.07
0.075
0.08
0.085
0.09Ángulo de descenso frente al ángulo de ataque
Ángulo de ataque
Áng
ulo
de d
esce
nso
Descenso
0.06 0.065 0.07 0.075 0.08 0.085 0.090.06
0.065
0.07
0.075
0.08
0.085
0.09Velocidad de descenso frente al ángulo de descenso
Ángulo de descenso
Vel
ocid
ad d
e de
scen
so
Aterrizaje
0 10 20 30 40 50 60 70 801
2
3
4
5
6
7
8x 104 Potencia disponible vs Potencia necesaria
Velocidad (m/s)
Pot
enci
a (W
)
Potencia necesaria y disponible
Variación del empuje y la potencia con la velocidad
Empuje Potencia
Variación del empuje y la potencia con la altura
Empuje Potencia
Consumo Específico
10 20 30 40 50 60 70 802
3
4
5
6
7
8
9
10x 10-5 Consumo de combustible para los distintos segmentos
Velocidad (m/s)
Con
sum
o es
pecí
fico
(1/s
)
Palanca de gases al 115%Palanca de gases al 95%Palanca de gases al 85%Palanca de gases al 35%Palanca de gases al 75% a 5000ftPalanca de gases al 75% a 1500ft
Consumo Combustible vs Velocidad
Consumo Combustible vs Velocidad
Consumo Combustible vs Altura
Diagrama V‐n
Diagrama V‐n
Diagrama Carga de Pago Alcance
Diagrama Carga de Pago Alcance
Negro: RARojo: RBCeleste: RCAmarillo: RD
Bibliografía
Daniel P. Raymer ‐ Aircraft Design. A Conceptual Approach.Jane’s all world aircraft 2008‐2009.E. Torenbeek ‐ Synthesis of Subsonic Airplane Design.Dr. Jan Roskam and Dr. Chuan‐Tau Edward Lan ‐Airplane Aerodynamics and Performance.Diapositivas de clase ‐ Sergio Esteban Roncero.