CÁLCULO DE AVIONES

G5

INTRODUCCIÓN

CONTROL YESTABILIDAD

PROPULSIÓN Y ACTUACIONES ESTRUCTURAS

AERODINÁMICA

DISEÑO

INGENIERÍA CONCURRENTE

María LuisaLópez Villarejo

Ana MaríaHuerta Rivera

Juan CarlosRayo Linares

Diego MartínezFernández

Vicente JoséBravo Sánchez

OBJETIVOS

INCREMENTAREFICIENCIA

AERODINÁMICA

MAXIMIZAR ALCANCE Y AUTONOMÍA

DISMINUIR PESO(NUEVOS

MATERIALES)

DISMINUIR COSTES

Datos (S.I.)

6,9D73L

000148.0C

8.062.255V4025S

76,18Dcrucero/L6085.0C

6.2C0.36entoEstrechami

882.5S1666815W2340153W5516893W

bhp

prop

stall

wet

Lcrucero

Lmax

alar

f

e

o

==

=

===

==

==

====

η

242000

69,5

8,1535.81

109.0

003.095.235V

12496.84

5.262150000

10R

1.2250.288475

cruceroMIN

6

despegue

=

=

====

==

==

==

=

==

VOL

C

CbCC

C

hNVW

fuel

wingtip

wingroot

ht

vt

fe

crucero

motores

cruceroMAX

PL

crucero

ρρ

Veloc.entrada pérdida (m/s) 62,25 Veloc.entrada pérdida (m/s) 62,25Densidad despegue (kg/m3)) 1,225 presión dinámica (N/m2) 2373,48Clmax ala 2,6 carga alar (W/S) (N/m2) 6171,04Carga potencia (N/Wat) 0,065200025

Potencia motor (Wat, cada u 20880562,5 Wo (N) 5445652,8

Número motores 4 area alar (m2) 882,5

S wet (m2) 4025

Swet/Sref 4,994416181 Cdo 0,0150Cfe 0,003 K (=1/piAe) 0,0472Aspect ratio (A) 7,5 W/S crucero 6047,6Densidad crucero (kg/m3)) 0,28848 Velocidad crucero (m/s) 262,5Velocidad crucero (m/s) 262,5 Presión dinámica (N/m2) 9938,9

0,9 1 L/D crucero 18,760,98 CL-crucero 0,608481567

Consumo específico (s/m) 0,000148 empuje (N) 318180Rend.propulsivo crucero 0,8 consumo (Ns/m) 47,10831667Alcance (m) 10000000

0,975 Exponente breguet 0,3102-0,06 Wf/Wo 0,28502756

Sobrestimación comb (%) 6 Wf/Wo con sobreestimación 0,3021292091,07656034

Peso tripulación (N) 10000 Peso comb (N) 1645290,8Peso pasajeros (N) 0 Vol comb (m3) 274215,1Peso carga pago (N) 1500000

Estrechamiento ala 0,36 Envergadura ala (m) 81,35flecha (grados) 30 Cuerda raíz (m) 15,95diedro (grados) 12 Cuerda punta (m) 5,74

Cuerda media (m) 11,65centro aerodinamico (Ybarra) 17,148053

Brazo horizontal cola (m) 36 Sht (horizontal) (m2) 285,53Cht (coef volumen) 1Brazo vertical cola (m) 36 Svt (vertical) (m2) 179,48Cvt (coef volumen) 0,09

carg

a al

arW

o pa

ra u

n al

canc

e (m

otor

aún

no

sele

ccio

nad

e (Oswald)Wcrucero/Wo

Constante Wo "a"

Sobreestimación peso no-crucero

Entradas

geom

co

las

geom

ala

Constante Wo "b"

Valores calculados

Mot

or

DISEÑO

Posición del ala

Tipo de Cola

Posición de los Motores

Sistema de carga descarga

ESTRUCTURAS

Consideraciones iniciales

Sistema de Combustible

) 3

sin12215 ftV

tradomotorencasfdisponible=

) 310705 ftVstradoconmotorcafdisponible

=

> Vf)necesario= 9680 ft3

> Vf)necesario= 9680 ft3

No necesitamos depósitos externos

Sistema de Presurización

Como h=41000 ft: presurizar la cabina dP=P(h=8000 ft)-P(h=41000 ft)=8,3 psi

Consideraciones iniciales

Sistema de carga: dimensionado de la zona de transporte

2,23

1,346,06

2,44

peso localización Momento peso localización MomentoN m Nm N m Nm

Estructuras 1640018,9 59980649 Equipo 202615,9 1103219Ala 330793,843 23,0 7608258 Controles de vuelo 154,78 2,0 310Cola Horizontal 114977,033 68,0 7818438 Instrumentos 7226,83299 2,5 18067Cola Vertical 113232,427 68,0 7699805 Hidráulica 824,703169 36,5 30102 Ventral Tail 0 Eléctrica 8347,45937 36,5 304682Fuselaje 681285,146 36,5 24866908 Aviónica 3796,07119 4,3 16323pallets 214000 30,5 6527000 Aire acondicionado 948,107412 4,3 4077Góndola en Ala 58281 26,5 1544447 Antihielo 10638,3262 36,5 388299Cubierta del motor 0 Equipo&mobiliario 170679,574 2,0 341359Montura del motor 0Tren prinicipal 108578,605 35,2 3821967 (% We permitido) 9Tren morro 18870,8737 5,0 93826 We permitido 195960,9 32,1 6297879

PROPULSION 334708,7 8892560 PESO TOTAL EN VACÍO 2373304,4 32,1 76274306Motor 299169 26,5 7927979Difusor 0 carga de Pago 2945772,6Refrigeración 0 Tripulación 10,0 100,0 1000Tobera 0 Combustible 1445662,6 7,5 10842469Controles Motor 542,5056 26,5 14376 Aceite 100 5,0 500Instalaciones miscelánea 1595,74892 35,2 56170 Pasajeros 0 8,0 0Hélice 0 Carga de pago 1500000 10,0 15000000Arrancador 3427,44129 26,0 89113Sistema de combustible 29973,9977 26,9 804922 PESO TOTAL DESPEGU 5319076,9 19,2 102118276

trip+carga pago, sin com 3873414,4 23,6 91275806trip, sin comb ni carga pa 2373414,4 32,1 76275806sólo trip, sin comb 2373414,4 32,1 76275806sólo trip, con comb 3819076,9 22,8 87118276

b -0,06a 1,07656034

Posibles Condiciones de Carga

Estudio del CDG

Wf/Wo 0,302129209a 1,07656034b -0,06

Wo)supuesto We/Wo We Wo)calculado5319076,9 0,425097157 2261124,47 5535725,643

5535725,643 0,424080109 2347591,14 5515162,1345515162,134 0,424174815 2339392,88 5517070,5285517070,528 0,42416601 2340153,8 5516893,047

Valores CalculadosWo 5516893We 2340153,8Wf 1666814,5Wpl 1510000

Estudio del CDGELEMENTO W (N) X (m)

fuselaje 681285,146 30,637ala 330793,843 29,82cola horizontal 114977,033 71,082cola vertical 113232,427 69,486tren aterrizaje principal 108578,605 35,2tren aterrizaje de morro 18870,8737 4,972motor 357549 29,82carga pago 1500000 36,5controles motor 542,5 26,5starter 3227,44 26sistema combustible 29973,9977 36,854controles de vuelo 154,78 2instrumentos 7226,833 2,5sistema hidráulico 824,7 36,5sistema eléctrico 3796 36,5aviónica 8347 4,3mobiliario 170679 2sistema antihielo 10638,32 36,5handling rueda 1595 35,2pallets 214000 30,5aire acondicionado 948 4,3

PESO SIN CARGA PAGO 2177240,498PESO TOTAL 3677240,498CENTRO GRAVEDAD 33,95164

Otras ConfiguracionesCDG: SIN CARGA DE PAGO 32,19595CDG: LLENADO A LA MITAD 33,29871

33,29871LLENADO A LA MITAD32,19595SIN CARGA DE PAGO33,95164LLENADO COMPLETO

(en función de la carga de pago)

XcdgCENTRO GRAVEDAD en distintas configuraciones

Estudio del tren de aterrizaje

Análisis de sensibilidad de Wo

“y”: variable a partir de la cual vamos a hacer el estudio de sensibilidad:

Como las derivadas parciales respecto a A y B son nulas (constantes para nuestro avión), se obtiene que:

A=0,0833B=1,0454C=0,791D=1510000F=13569445,74

Análisis de sensibilidad de Wo

=PL

TO

dWdW

a. Carga de pago

3,99

=E

TO

dWdW

b. Peso en vacío

2,464

=dR

dWTO

c. Alcance

0,408 N/m

=dE

dWTO

d. Autonomía

107,1 N/s

=dV

dWTO

e. Velocidad de crucero

-1544,16 Ns/m

( ) =DLddWTO

/

f. L/D

-19028,3

PROPULSIÓN

GE90-85B

Wo calculado (N) 5516893,047

Motor de al menos(crucero) (Wat) 18917248,68Motor de al menos(crucero) (N) 72066 (lb) 15854,46 CRUCERO

Motor de al menos(despegue)(Wat) 80331500,6Motor de al menos(despegue)(N) 229166 (lb) 50416,61 DESPEGUE

Empuje motor seleccionado (N) 79545 (lb) 17500 CRUCEROPotencia motor seleccionado (Wat) 20880681,82Carga potencia (N/Wat) 0,066052597

Empuje motor seleccionado a (N) 347272,7273 (lb) 76400 DESPEGUE

) )) motorescrucero

cruceronecesariomotor

NDL

WoE

⋅=

8,0

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

despegue

crucero

despegue

crucero

EE

ρρ

TIPOS DE MOTORES

TIPOS DE MOTORES

Despegue

0

100000000

200000000

300000000

400000000

500000000

600000000

700000000

800000000

900000000

1000000000

0 100 200 300 400 500V (m/s)

Potencia necesaria Potencia disponible

P (W

at)

GRÁFICA P-V

50% flaps

0100000000200000000300000000400000000500000000600000000700000000800000000900000000

1000000000

0 100 200 300 400 500

P (W

at)

V (m/s)

Potencia necesaria Potencia disponible

GRÁFICA P-V

Crucero

0

20000000

40000000

60000000

80000000

100000000

120000000

140000000

160000000

0 100 200 300 400 500

P (W

at)

V (m/s)

Potencia necesaria Potencia disponible

GRÁFICA P-V

ACTUACIONES

Alcance: 37560 km

Autonomía:15,3 h

0,533TSFC

0,28502756Wf/Wo

Techo absoluto y techo de servicio

0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

16000

18000

0 5 10 15 20 25 30

(R/C) max (m/s)

Altit

ud (m

)

16036Y=0X=

Techo absoluto

15872,48Y=0,508X=

Techoservicio

Despegue

•Distancia total será de:

=+= gaT SSS 5547 m

OBa senRS θ⋅= = 3126 m

Sg = 2420 m

Aterrizaje

TDTDT

A

AG VNV

JJ

gJS ⋅+⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅+⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛= 21ln

21

= 625 m

a

fa tag

hS

θ−

=24,15

= 218 m

af senRS θ⋅= =144,8 m

=++= gfaTOTAL SSSS 988,5 m

AERODINÁMICA

Perfil elegido para el alaNACA 5415-63

Perfil elegido para los estabilizadores

NACA 0012

Al ser la resistencia del ala mayor que la de los dos motores consideraré la resistencia total del ala como la suma de ambas. En la realidad será inferior.

Además añadimos flapsfowler triple y slats

410867.5 −⋅

4102102.2 −⋅

0.0275CDconfiguración

limpia

0.019610.045670.0355CD

ala,fuselaje,cola

0.017470.01750.01750.0133CDi

0.00280.0038CD0

cola

0.005990.00864CD0

fuselaje

0.00050340.006140.00730.0306CD0

ala

RaymerRoskamTorembeekSnack

0.0175

0.0175

0.02880.250.055960.194688ATERRIZAJE

0.04720.027760.01026ESPERA

0.04720.027760.01026CRUCERO

0.04720.193430.021630.1718SUBIDA

0.02880.161210.040810.1204DESPEGUE

KCDCD0CDi

Mejoras aerodinámicas

WINGLETS

WING FILLETS

CONTROL Y ESTABILIDAD

OBJETIVOS

Avión estable estáticamenteLongitudinalLateral-Direccional

Margen estático C.D.G. Y A.C.

Análisis de trimado

Requerimientos críticos

MARGEN ESTÁTICOCMα = 0

S.M. = 0.08

Xcg = 33.1 m

Xnp = 34 m

Xac = 30.8 m

VERIFICACIÓNUso de software específico:

Optimización superficies de control

CONCLUSIONES

OPTIMIZACIONES

MOTORES ENCASTRADOS

(EFICIENCIAAERODINÁMICA)

INNOVADORSISTEMA DE

CARGA Y DESCARGA

PESO(NUEVOS

MATERIALES)

REDUCCIÓNCONSUMO

COMBUSTIBLE

FLEXIBILIDADESTRUCTURAL

(MUCHASCONFIGURACIONES

DE CARGA)

¿QUÉ HACE QUE NUESTRO AVIÓN SEA UN DISEÑO ÚNICO?

¡¡¡ POR TANTO, COMPREN NUESTRO AVIÓN !!!