Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de...
Transcript of Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de...
Pablo García BlancasEnrique J. Muñoz MairelesJosé
Antonio Rodríguez MosqueroJosé
Javier Calderón MarínJuan Jesús Calvino PalaciosJuan Miguel Barragán Asián
Diseño
Diseño1º
Rev
Diseño
1º
Rev 2º
Rev
3º
RevEntrega Final
Diseño
Diseño
Diseño
Aerodinámica
Perfiles seleccionados
NACA 1412-64 GU25-5(11) modificado (1% curvatura)
PERFIL ALA PERFIL CANARD
Perfiles sencillos Fácil fabricación
Cumplen requisitos requeridos
Característica Canard: GU25-5(11)8 modificado (1% curvatura) Ala: NACA1412-62
Cl0 0.13 0.12
Clα
[rad-1] 7.204 6.821
Clmax 0.878 1.68
αmax
[deg] 11 15
Cm0 -0.0275 -0.025
Curvas sustentación 3D
Característica Ala Canard Avión
CL0,clean 0.108 0.0773 0.1264
CL0,dirty 0.734 0.0773 0.7533
CLα
[rad-1] 6.188 4.4305 7.2403
CLmax,clean 1.428 0.395 1.5218
CLmax,dirty 2.428 0.395 2.5218
Aerodinámica
-2 0 2 4 6 8 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
alpha
CL
Curvas de sustentación del ala y del perfil
Perfil del AlaAla
-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
2.5
Ángulo de ataque
CL
Curva de sustentación del avión
Sin FlapsCon flaps
CL,perfil = 0.12 + 6.82 * α
CL,ala
= 0.108 + 6.108 * α
CL,avion,clean
= 0.126 + 7.24 * α
CL,ala
= 0.734 + 7.24 * α
Dibujo en planta del ala
Dibujo en planta del canard
Aerodinámica
Polar parabólica de coeficiente constante
0 0.5 1 1.5 2 2.50
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
0.3
0.35
Coeficiente de sustentación
Coe
ficie
nte
de re
sist
enci
a
subidacruceroAutonomiadespegue
Cd = Cd0
+ 0.04* CL2
Despegue/Aterrizaje Subida Crucero Espera
Cd0 0.0313 0.0149 0.0143 0.0148
Polar parabólica de coeficientes constantes
Cd = Cd0
+ 0.04* CL2
–
0.004* CL
Cd0
hallado con superficie proporcionada por CATIA S=10.325 m2
Segmento de vueloVelocidad
(m/s)Mach Cd0 CLopt Emax
Despegue/Aterrizaje 22 0.05 0.0284 0.835 15.8
Subida 48.75 0.15 0.0150 0.611 22.14
Crucero 72.22 0.22 0.0144 0.597 22.693
Espera 51.38 0.15 0.0149 0.609 22.21
Aerodinámica
0 0.5 1 1.5 2 2.50
5
10
15
20
25
CL
efic
ienc
ia
subidacruceroAutonomiadespegue
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
0.14
Coeficiente de sustentación
Coe
ficie
nte
de re
sist
enci
a
subidacruceroAutonomiadespegue
Cd = Cd0
+ 0.04* CL2
–
0.004* CL
Emáx
=22.7
CL,ópt
=0.6
CL,máx
=1.428
EstructurasDesglose de Pesos:
1. Método CESSNA: para aviones pequeños, de actuaciones moderadas y con velocidades por debajo de 200 kts.
2. Método USAF: para pequeños aviones utilitarios con actuaciones de hasta 300 knts.
3. Método TORENBEEK: ecuaciones válidas para aviones ligeros con pesos al despegue por debajo de 5.500 kg.
Ponderación
Estimación de pesos de los componentes:
EstructurasAgrupación de Componentes:
1.
Grupo de Estructuras: ala, canard, fuselaje, tren de aterrizaje (morro y principal), endplates. Se incluyen la hélice y el eje de transmisión.
2.
Grupo de Planta Motora: motor instalado.
3.
Grupo de Equipamiento (RFP): sistemas de control y aviónica, sistema eléctrico, sistema hidráulico, sistema de aire acondicionado y mobiliario.
EstructurasGrupo de Estructuras:
•Materiales:
Ala, canard y endplate: 95 % de composite y 5% de aluminio
Para tren de aterrizaje se opta por acero de alta dureza (mayores cargas en los aterrizajes).
Fuselaje: estructura monocasco de composite.
Hélice: composite (aviones similares)
Eje de transmisión: acero.
Grupo de Estructuras:
•Refuerzos en los encastres entre ala-fuselaje, canard-fuselaje, endplate-ala y fuselaje-tren de aterrizaje con un aumento de peso de 10% de la estimación de peso en la zona de refuerzo.
•Total del grupo de estructuras: 238,56 kg.
EstructurasGrupo de Estructuras:
EstructurasGrupo de Estructuras:
Ala:
Canard:
Endplate:
Fuselaje:
EstructurasEstructura Interna
Estructuras
•Motor Fijado: ROTAX 914-UL-DCDI
Weight
Engine with Carburetors 141.1lbs / 64.0Kg
Exhaust System 8.8lbs / 4.0Kg
Air Filter 0.4lbs / 0.2Kg
Liquid Radiator 2.2lbs / 1.0Kg
Oil Radiator 1.1lbs / 0.5Kg
Engine truss assembly 4.4lbs / 2.0Kg
Regulator-Rectifier 0.2 lbs / 0.1Kg
Electric Fuel Pumps 1.5lbs / 0.7Kg
External Alternator 6.6lbs / 3.0Kg
Installed Weight 166.4lbs / 75.5Kg
Weight/Power Ratio 1.45lbs/HP / 0.88Kg/KW
Grupo Planta Motora:
Peso total del grupo planta motora: 75,5 kg.
EstructurasGrupo de Equipamiento a bordo:
•
Configuración estándar mínima (vuelo en VFR según la FAA) dictada por RFP: indicador de velocidad, altímetro, sistema de luces, antena VHF….etc.• Sistema de control y aviónica
Pantalla TFT en cockpit
• Peso total del equipamiento a bordo: 36,61kg.
EstructurasPesos de despegue, peso de combustible y carga de pago:
Peso en vacío es la suma total de los pesos parciales anteriores:
WE =238,56+75,5+36,61=350,57kg
Peso de combustible: es un valor proporcionado por el departamento de propulsión y actuaciones:
WFUEL =70 kg
Peso de carga de pago: se especifica en el RFP un piloto y pasajero (opcional) a razón de 90 kg cada uno:
WPAYLOAD =180 kg
Peso de despegue: es la suma de los anteriores:
WTAKE OFF =350,57+70+180=600,57 kg
EstructurasResumen de pesos:
El peso total de despegue cumple lo que dicta el RFP (600 kg).
Elección de materiales buscando el menor peso.
Importancia relativa de cada una de las partes estructurales y componente:
EstructurasCentro de Gravedad:
•
Diferentes posibilidades: presencia o no de pasajero y especial atención al consumo de combustible (envolvente del cdg).
•
Ajuste de peso (se implica a departamento de diseño) para situar el cdg en lo que requiere departamento de control, Xcg=2.95m medido desde el morro para tener suficiente margen estático
•Equilibrio de momentos de todos los pesos calculados anteriormente con sus respectivos brazos respecto a un punto de referencia situado a 0.54m del morro.
•Valores del centro de gravedad (cdg):
•Presencia de pasajero: Xcg=2.95m.
•No presencia de pasajero: Xcg=2.98m
•Estudio de consumo de combustible: un tanque trasero; o dos: uno delantero y otro trasero.
EstructurasCentro de Gravedad con un tanque trasero:
La idea es tener el tanque de combustible muy cerca del valor inicial que requiere control para que el consumo de combustible no afecte a su posición.
Se sitúa el tanque detrás del asiento del pasajero (a 3m desde el morro del LSA) según se ha acordado con diseño.
Variación del Xcg desde valor de 3.02m (tanque lleno) a 2.95m (tanque vacío).
Valores que dan suficiente margen estático.
EstructurasCentro de Gravedad con tanque delantero y trasero:
Por motivos de espacio, se opta por dos tanques de combustible:uno tras el asiento del pasajero ( de 50 kg a 2.7m desde el morro) de y otro en la parte delantera (20 kg a 0.25m desde el morro).
Con esta configuración se mantiene el cdg a 2.95m.
El caudal de cada tanque esta relacionado con las siguientes expresiones:
EstructurasCargas Estructurales:
Tren de Aterrizaje: la energía cinética se disipa como deformación del tren.
Cargas mas importantes: peso del ala (constante en todos los segmentos de vuelo) y cargas de peso de combustible (se consume con el desarrollo de la misión).
Otras cargas a tener en cuenta:
Fatiga debido a la zona sónica.
Carga en las uniones ala-fuselaje y ala-canard.
Cargas en la unión con superficies hipersustentadoras.
Golpes en borde ataque
EstructurasTren de Aterrizaje: estudio con departamento de diseño para evitar el
impacto con las hélices en el despegue.
Diagrama T/WDiagrama T/W--W/SW/SW/S seleccionada:
780 [Pa] Cumple
solicitaciones RFP en todo
segmento salvo en despegue
introducción flap Fowler.
Peso total: 600 [Kg.]
Superf. sust. calculada
S=7.65S=7.65 [m2]
SSflapflap
=8.25 =8.25 [m2]
Curva viraje nnmax max ≈≈ 2.4, 2.4, para
una condición de vuelo dada es el
máximo al que se puede realizar
maniobra.
·WWSS =
Actuaciones
Diagrama TDiagrama T--VV
Condiciones de crucero. Velocidad máxima corte empuje requerido-palanca al 100%Curvas para bhp=100, si usamos bhp=115 aumenta velocidad máxima (límite 5min.)Vmax= 330 Km/h (bhp=100) Vmax= 350 Km/h (bhp=115)
Actuaciones
Diagrama PDiagrama P--VV
Diagrama generado para condiciones de crucero.Diagrama útil para ajustar la velocidad de vuelo a partir de la palanca.
Actuaciones
Alcance con pasajero a bordo
1342 Km1342 Km
Alcance con máxima
carga de combustible
3052 Km3052 Km
Diagrama Alcance Diagrama Alcance ––
Carga de pagoCarga de pago
0 500 1000 1500 2000 2500 30000
10
20
30
40
50
60
70
80
90
100Diagrama Alcance - Carga de pago
Alcance [Km]
Car
ga d
e pa
go [k
g]
Alcance con maxima carga de pagoAlcance con carga de pago nula
Actuaciones
AlcanceAlcance
Alcance con
pasajero a bordo
Alcance con máxima carga de combustible
Actuaciones
Alcance total = 1342 Km.Autonomía total = 5.375.37 horas con 2 pilotos
(11.4 horas máximo
con un piloto)Consumo total de combustible 6060 +10 Kg.
Sobra peso de combustible no accesible y el necesario para calentamiento y movimiento en tierra.
Estudio segmentos de vuelo. Perfil de la misiEstudio segmentos de vuelo. Perfil de la misióón.n.
Distancia: 248 mConsumo: 0.048 Kg.
T/W=0.4963W/S=718 Pa
V=97.2 Km/h.ηp = 0.64 (θ= 16º)
δp = 1.15 (5800 RPM)
Distancia: 16 Km.Consumo: 1.66 Kg.Ángulo subida= 5º
T/W=0.1422W/S=769.33 PaV=148 Km/h
ηp =0.7956(θ= 22º)δp = 0.78 (5000 RPM)
Distancia: 17 Km.Consumo: 1.87 Kg.Ángulo subida= 5º
T/W=0.1474W/S=767.18 PaV=203 Km/h
ηp = 0.84 (θ= 22º)δp = 1.08 (5500 RPM)
Distancia: 1187 KmConsumo: 55 Kg.
T/W=0.06W/S=764-690 Pa
V=260 Km/hηp = 0.844 (θ= 23º)
δp = 0.61 (5400 RPM)
Distancia: 30 KmConsumo: 0.06Kg.Ángulo bajada = 3º
T/W=5.03 e-3W/S=690.45 PaV=157.8 Km/h
ηp = 0.8538 (θ= 45º)δp = 0.35 (1400 RPM)
Distancia: 45 Km.Consumo: 1.5 Kg.
T/W=0.051W/S= 690.38 Pa
V=185 Km/hηp = 0.8538 (θ= 43º)
δp = 0.397 (4000 RPM)Distancia: 21 Km
Consumo: 0.04 Kg.Ángulo bajada = 3º
T/W=5.03 e-3W/S=690.45 Pa
V= 145.87 Km/hηp = 0.824 (θ= 20º)
δp = 0.35 (1400 RPM)
.
Distancia: 20 Km.Consumo: 0.05 Kg.
T/W= 0.048W/S= 689.42 Pa
V=185 Km/hηp = 0.814 (θ= 20º)
δp = 0.335 (4000 RPM)
Distancia: 9 KmConsumo: 0.02 Kg.Ángulo bajada = 3º
T/W=7.75 e-3W/S= 689.42 PaV=138.40 Km/h
ηp = 0.8538 (θ= 42º) δp = 0.35 (1400 RPM)
Distancia: 290.14 mConsumo: 0.0008 Kg.
T/W=9.82 e-3W/S=717.8 Pa
ηp = 0.8732 (θ= 32º) δp = 0.35 (1400 RPM)
Actuaciones
Líneas de ráfaga no limitantes, caen dentro de zona válida.
Factor n mFactor n mááximoximo > 7> 7para determinadas condiciones
de vuelo.
Daños estructurales para ese valor de nn..
Maniobra con n=5 muy brusca.
Diagrama VDiagrama V--NNActuaciones
Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. PP--hh
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100003
3.2
3.4
3.6
3.8
4
4.2
4.4x 104
Altura [m]
Pot
enci
a [W
]
Variación de la potencia con la altura
Actuaciones
Generadas a partir del modelo de motor.
Modelo no realista a alturas elevadas. Poca variación de las variables y el rendimiento ηηp.p.
Curvas generadas con configuración de motor de crucero.
Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. VV--hhActuaciones
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100045
50
55
60
65
70
75
80
Altura [m]
Vel
ocid
ad [m
/s]
Variación de la velocidad de crucero con la altura
ηηpp
Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. EE--hhActuaciones
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000100
150
200
250
300
350
400
450
500
550
600
Altura [m]
Em
puje
[N]
Variación del empuje con la altura
ηηpp
Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. CCEE
--hhActuaciones
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100000.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
2
2.2
2.4
2.6x 10-4
Altura [m]
Con
sum
o es
pecí
fico
[Kg/
N·s
]
Variación del consumo específico con la altura
ηηpp
Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. CCEE
--VVActuaciones
20 30 40 50 60 70 80 900
1
2
3
x 10-4
Velocidad [m/s]
Con
sum
o es
pecí
fico
[Kg/
N·s
]
Variación del consumo específico con la velocidad
ηηpp
Techo teTecho teóóricorico
25 30 35 40 45 50 55 60
300
400
500
600
700
800
900
Velocidad [m/s]
Em
puje
[N]
Rendimiento de la hélice = 0.84
h=5000m
h=6000m
h=7000m
h=9000m
h=8500m
Techo calculado con modelo de motor (8500 m aprox.). Modelo poco exacto, apenas varía rendimiento de la hélice con la altura. Techo donde líneas de mismo color son tangentes.
Actuaciones
25 30 35 40 45 50 55 60
200
300
400
500
600
700
800
900
Velocidad [m/s]
Em
puje
[N]
Techo teórico
Rendimiento de la hélice = 0.3
h=7000m
h=5000m
h=4000m
h=2000m
h=3000m
Techo teTecho teóóricoricoSuponiendo rendimiento = 0.3 para aproximar modelo más realista, el techo en torno a 3000 metros.
Actuaciones
Estabilidad y control
Trimado longitudinal: margen estático del 20 %Incidencia del canard mayor que la del ala
Vuelo de crucero
520 525 530 535 540 545 550 555 560 565 570-0.05
0
0.05
0.1
0.15
0.2
520 525 530 535 540 545 550 555 560 565 570
1.01
1.02
1.03
1.04
1.05
1.06
1.07x 10-3
Estabilidad y control
0 50 100 150 200 250 300 350 400 450-3
-2
-1
0
1
2
3
4
uthetaalfaq
Fugoide
Periodo: 40 sAmortiguamiento: 0.04
Corto periodo
Periodo: 4 sAmortiguamiento: 0.38
Cumple normas MILF-8785C
Estabilidad y control
Maniobras:
Estabilidad y control
Dinámica lateral direccional:
Cumple normas MILF-8785C
0 50 100 150 200-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
t [s]β
[rad]
0 50 100 150 200-0.05
0
0.05
t [s]
p [ra
d/s]
0 50 100 150 200-0.01
0
0.01
0.02
0.03
t [s]
r [ra
d/s]
0 50 100 150 200-0.5
0
0.5
1
1.5
t [s]
φ [ra
d]
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por su diseño innovador dentro de su segmento de mercado (HPLSA)
Diseño
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por los avances tecnológicos empleados
(I)–
Vuelo a bajas velocidades•
Superficies hipersustentadoras. Slotted Fowler Flaps •
Configuración Canard.
–
Reducción de pesos•
Uso de materiales compuestos principalmente. •
Aviónica digital.
–
Vuelo de crucero•
Hélice de 3 palas, de diámetro 68”
y de paso variable.•
Configuración tándem de piloto y copiloto•
Tren retráctil.•
Aleta trasera-inferior & Estilización de la parte trasera del fuselaje.•
Canard de incidencia variable. •
Uso de dos tanques de combustibles.
Diseño
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por los avances tecnológicos empleados
(II)–
Vuelo de crucero•
Climatización de la cabina.–
Calefacción. »
Sistema de intercambio de calor con el motor y gases de escape. Con ello se consigue aumentar el rendimiento termodinámico del avión ya que se está
aprovechando energía que normalmente no se usa. »
Sistema de calefacción auxiliar. –
Refrigeración.»
La refrigeración de la cabina, se realiza tomando aire del exterior. En altura de crucero, la temperatura es 20ºC menor que a nivel del mar, según ISA.
»
Sistema de aire acondicionado auxiliar. –
Uso de aislantes térmicos. »
Minimiza pérdidas térmicas con el exterior. –
Aterrizaje•
Freno de disco.•
Tren de morro direccional
Diseño
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por sus magníficas prestaciones
Diseño
RFP Diseño 1 piloto Diseño 2 pilotosALCANCE 1333 Km. 3052 Km.3052 Km. 1341 Km.1341 Km.
RODADURA DESPEGUE
150 m. -- 113 m.113 m.
RODADURA ATERRIZAJE
200 m. -- 114 m.114 m.
FACTOR DE CARGA MAX.
5 / -2 > 7> 7 > 7> 7
PESO EN VACÍO MAX.
450 Kg. 350 Kg.350 Kg. 350 Kg.350 Kg.
PESO MÁXIMO 600 Kg. 600600
Kg. 600600 Kg.
VELOCIDAD MÁXIMA
300-400 Km/h. 350 Km/h.350 Km/h. 310310 Km/h.
GRACIAS POR SU ATENCIGRACIAS POR SU ATENCIÓÓNN