Desarrollado por:

Manuel  Cortés CortésAlberto García Martínez

Jesús Moreno PérezHugo López Pérez

Juan Emilio Romero VallésJosé

Fernández‐Bolaños Maya 

DiseñoVogüel 01

AlaEl ala es recta y de tipo alta. Debido a que el ala es recta conlleva una mayor eficiencia  aerodinámica y con la segunda características se consigue que no haya interferencia de la corriente proveniente del ala con el estabilizador horizontal en la entrada en pérdida.

Planta propulsoraLa planta propulsora se encuentra en  configuración pusher. Con ello se consiguen las siguientes ventajas:

Obtenemos corriente limpia para fuselaje y ala en detrimento de una mayor propulsión del motor.Mejora la estabilidad lateral. En el  ala se necesita una menor rigidez estructural. 

Diseño

DiseñoVogüel 02

AlaEn este modelo tenemos un ala de tipo media en flecha. La configuración en flecha nos retrasa el centro aerodinámico consiguiendo mayores momentos de cabeceo producidos por  el canard. Con una altura media del ala se evita que vea la corriente perturbada del canard obteniéndose mayor eficiencia aerodinámica. 

CanardEl Canard en este modelo actúa como estabilizador horizontal y junto con el estabilizador vertical antes mencionado, nos evita la necesidad de utilizar cola. Además  del control longitudinal, el canard proporciona una considerable sustentación con respecto al ala (en primera aproximación 25% canard y 75% ala). 

Planta propulsoraLas ventajas que proporciona esta configuración (pusher) son las mismas para este modelo que para el anterior. 

Diseño

De los dos diseños propuestos  en la primera revisión, decidimos apostar por el segundo de ellos (Vöguel 02).

En un primer diseño inicial, obtuvimos el modelo que vemos en la siguiente figura.

Diseño

En la primera revisión, y ya que contábamos con datos estimativos a grandes rasgos, se puede apreciar como el avión estaba en una primera fase del desarrollo.Teníamos que mejorar muchos aspectos como la aerodinámica, y aún faltaban datos importantes que debían ser suministrados por los otros departamentos.Datos que influirían a la hora del diseño.Además todavía no estaba decidida la solución a tomar con el tren de aterrizaje

Diseño

Diseño

Diseño

En la tercera revisión del trabajo, el avión sufrió una gran evolución prácticamente decisiva en el diseño

Se mejoraron aspectos aerodinámicos, y se le dio una forma más estilizada al conjunto.

Se añadió la planta motora, con la hélice incluida, asícomo el tren de aterrizaje.

Diseño

Se diseñaron algunos aspectos relacionados con el interior de la cabina de vuelo:

Asientos MandoPanel de InstrumentosDepósitos de combustible

Se diseñó con un poco de detalle parte de los elementos estructurales del ala

LargueroCostillas

Diseño

Diseño

DiseñoInterior del diseño

Diseño

DiseñoDespués de la tercera revisión el departamento de diseño ha trabajado junto con los demás departamentos para afinar los aspectos últimos del diseño de Vogüel.

Entre los elementos añadidos se encuentran los timones de dirección, y los alerones

Diseño

Además se ha implementado la solución para el tren de aterrizaje. 

Se ha introducido el cuerpo de los pilotos para verificar que las dimensiones eran adecuadas

DiseñoSe han modificado otros aspectos, como son:La posición del tren de aterrizajeLa configuración del ala (diedro cero)

Diseño

Diseño

Diseño

160

1480

EstructuraConsideraciones estructurales:•

SEMIALA: 8 costillas, 1 largero y 2 largerillos en intradós y 

extradós.  •

CANARD: 8 costillas, 1 largero y 2 largerillos en intradós y 

extradós.•

ENDPLATE: 3 costillas, 1 largero y 2 largerillos en intradós 

y extradós.•

FUSELAJE: estructura monocasco en 4 partes

•

TREN SEMIRETRACTIL•

REFUERZOS

Estimación de pesos. Método Cessna y otros.

Estructura

EstructuraEstimación de pesos. Método Cessna y otros.

Estimación de pesos de los encastres

Estructura

EstructuraEstimación de pesos. Método Cessna y otros.

Estructura

Estructura

Estructura

Estructura

Centro de gravedad.

Estructura

Centro de gravedad:     Xcg = 3,18 m     

Se utilizan 2 depósitos para mantener el centro de gravedad constante:

• Deposito delantero :  17,9 Kg   y   0,027 m3

• Deposito trasero :      65,8 Kg   y   0,085 m3

• Relación de masas:   3,34

Perfil

Ala NACA CAMBRE

Canard NACA 8‐H‐12

Winglet NACA 0012

‐Compromiso entre sustentación y resistencia.

‐

Se busca Cd0  lo menor posible.‐

Entrada en pérdida del canard (11,850) antes que el ala (12,90) .

AerodinámicaElección de perfil

*Estimación para condición de vuelo 

de crucero M=0,2 aprox.

AerodinámicaResultados de los perfiles a ángulo de ataque 

nuloAla Canard Winglet

Cd0 0,00477 0,00502 0,00657

Cl0 0,109 0,535 0

Cm0 ‐0,008 +0,02 0

Valores máximos del perfil y del ala

Aerodinámica

LIMPIO Ala Canard Avión

Clmáx 1,41 1,351 1,398

αmáx 15° 14° ‐

CLmáx 1,16 1,216 1,171

SUCIO Ala Canard Avión

CL0 0,0874 0,0726 0,084

CLmáx

Despegue δ=300 2,14

Aterrizaje   δ=400 2,25

Resultados de análisis 3DCurva sustentación ALA Curva sustentación CANARD

Aerodinámica

Resultados de análisis 3D

Aerodinámica

Polar del ALA Polar del CANARD

Desglosado de resistencias

Aerodinámica

Cd0

Fuselaje 0,00086

Tren aterrizaje 0,00277

Cabina 0,00185

Protuberancias 0,0003

Winglet 0,00657

Canard Limpio 0,00503

AlaLimpio 0,00477

Sucio δ=300 0,0211

Sucio δ=300 0,0292

Cd0 

limpio  TOTAL

Sin tren 0,01607

Con tren 0,0188

Cd0 

sucio TOTAL

Despegue 0,0351

Aterrizaje 0,0432

* Tren semirretráctil

K1= 0,0546

CLopt

=√Cd0/KEopt= CLopt

/CD

αopt= 4,5°

(en limpio)

Aerodinámica

K1= 0,056K2= 0,0203

CLopt

=√Cd0/KEopt= CLopt

/CD

αopt= 4,5°

(en limpio)

Aerodinámica

XCG‐WING 

(m) XCG 

(m) XNA 

(m ) SM (%)

3,93 3,18 3,35 15,7%

Determinación del margen estáticoEstabilidad y Control

Estabilidad y ControlTrimado del Avión

CL0 CLα CLδ

0,2396 6,6969 0,9906

CM0 CMα CMδ

0,0002 ‐1,0542 1,8689

ic iw3,45o 0,45o

Estabilidad y ControlTrimado del Avión

CL

=0,276Wf

=71,35kg

Estabilidad y ControlControl Longitudinal

CDu 0

CLu 0,01407

CMu 0

CDα 0,214

CLq ‐12,040

CMq ‐26,167

CLά ‐1,207

CMά 19,287

Estabilidad y ControlControl Lateral‐Direccional

Clβ

/Cnβ

= ‐1,35

β δa δr

Cy ‐1,1112 0 0,4761

Cl ‐0,1417 0,1705 0,0229

Cn 0,1052 ‐0,0151 ‐0,1093

Estabilidad y ControlEquilibrado Lateral‐Direccional

β δa δr φ15 10,72 12,95 41,51

β δa δr φ‐0,01 ‐0,13 ‐0,31 48,19

Viraje

Los valores están en grados.

Q1 1,34 km/h

R1 1,20 km/h

Estabilidad y ControlControl Lateral‐Direccional

Estabilidad en espiral

(Clβ

Cnr

)‐(Clr

Cnβ

) = 0,0062

Cyr 0,4668

Clr 0,1014

Cnr ‐0,1190

Cyp 0,1444

Clp ‐0,4427

Cnp ‐1,0055

Cyβ 0,0322

Clβ ‐0,0078

Cnβ ‐0,0019

Estabilidad y ControlEstabilidad dinámica. Corto periodo

ω nsp

= 8,55 rad/sζ

sp

= 0,328

Estabilidad y ControlEstabilidad dinámica. Fugoide

ω nph

= 0,195 rad/sζ

ph

= 0,052

Estabilidad y ControlEstabilidad dinámica. Balance Holandés

ω nd

= 4,402 rad/sζ

d

= 0,184

Estabilidad y ControlEstabilidad dinámica. Espiral y roll

sroll ‐6,969 sspiral ‐0,395

Tr 0,144s Ts 0,395s

ActuacionesRevisión carga alar

DespegueDistancia Rodadura Rotación Transición Subida y distancia 

decisiónHorizontal 76,75 m 24,73 m 155,20 m 100,8 m ‐

Vertical ‐ 37,37 m 15,24 m ‐

ActuacionesSegmentos de vuelo

AterrizajeDistancia Planeo  Transición Rodadura

Libre Frenos Total

Horizontal 203,94 m 27,26 m 25,85 m 124,89 m 150,74 m

Vertical 14,29 m 0,95 m ‐ ‐ ‐

ActuacionesSegmentos de vuelo

Estudio de la potencia en cruceroVelocidades

m/s km/h

Pérdida 22,48 80,93

Min. Resist 52,17  187,81

Máxima 75  270

Crucero  (RFP) 72,22 260

Máx|max 93,5  336,6

Máx|max

(RFP) 83,3 300

ActuacionesRequisitos

Techo

Tech0

Altura 7620 m

Velocidad 56 m/s

201,6 km/h

ActuacionesRequisitos

Segmento Consumo [kg]

Despegue 0,13

Subida 4,90

Crucero 71,35

Crucero  (1333km) 58,94

Bajada 0,10

Espera  1 1,17

Espera  2 0,52

Aterrizaje 0,06

Total 78,21

Total (1333 km) 65,80

ActuacionesConsumo

Consumo Reserva Alcance 

requerido

Alcance 

máximo

Incremento 

alcance

RFP 78,21 kg 7,28 kg 1301 km 1432 km 10,11 %

Max. Auton. 65,80 kg 19,69 kg 1333 km 1779 km 33,46 %

ActuacionesConsumo y alcance

ActuacionesAlcance

Actuaciones Diagrama Carga de pago / Alcance

Autonomía

Vuelo Tiempo VueloNormal 5,6 h

Autonomía 7,6 h

Normal (Max. Cons)

6,1 h

Autonomía  (Max. Cons)

9,9 h

ActuacionesRequisitos

Actuaciones Radio de alcance

Diseño