José
Cosano GarcíaCarlos Iván Vera FloresDaniel García Moyano
María del Mar Fernández MendozaHéctor Jiménez Rodríguez
Francisco José
Delgado Atienza
Request for proposalHigh perfomance light sport aircraftPeso máximo < 600 KgVelocidad de crucero 140 ktsAltura crucero 10 000 ftAlcance 720 NMActuaciones específicas
2. Aerodinámica
2.1. Selección perfiles/diseño de ala2.2. Determinación CL (configuración limpia)2.3. Selección superficies hipersustentadoras2.4.Determinación CL (configuración sucia)2.5. Estimación resistencia y polar2.6. Eficiencia aerodinámica
2.1. Selección perfil/diseño de ala
NACA 2412 (ala) NACA 0012 (estabilizadores)
•Selección del perfil de ala crítico
•NACA 2412 debido a su buen resultado en aviones similares
2.1.1. Selección de perfiles
NACA 2412 NACA 0012
Cl_max 1.5 1.497
Cl0 0.265 0
Cl_alpha( por deg) 0.119 0.119
Cm0 ‐0.053 0
Cm_alpha(por deg) ‐0.0015 0
Características AD de los perfiles
2.1. Selección perfil/diseño de ala
2.1.1. Selección de perfiles
•Forma en planta trapezoidal
•Sin necesidad de flecha
•Más cercana al ala elíptica
2.1. Selección perfil/diseño de ala
2.1.2. Diseño de ala
2.2. Determinación CL (configuración limpia)
CL_max CL_alpha (por rad) Alpha_CLmáx(deg) Alpha (CL=0) (deg) CL0
1.3554 4.7889 15.2164 ‐2.2 0.1712
Comparativa CL NACA2412 / ala
2.3. Selección superficies hipersustentadoras
•Solución de compromiso bajo peso/incremento CL requerido Eliminación tipo Fowler
•Flap slotted Menor resistencia/mayor cambio en momento de picado
2.4. Determinación CL (configuración sucia)
OBJETIVO Obtener CL_sucio = 2.1/2.2
•Necesitamos aumentar CL en aproximadamente 0.85
Sflap = 66% de Sref
CL_0 CL_alpha(por
rad)
alpha_Clmax (deg) CL_max alpha_CL=0(deg) Sflap/Sref
LIMPIO 0,1712 4,7889 15,2164 1,3554 ‐2,2 ‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐
ATERRIZAJE 1,045 4,7889 14,59 2,2486 ‐12,5061 0,66
DESPEGUE 0,7581 4,7889 18,076 2,2486 ‐9,0707 0,66
Clmax_avión =1.9449
2.5. Estimación resistencia y polar
2.5.1. Configuraciones de crucero
Usándose:
e_óptimo = 0.9729 con alargamiento = 7.27
CL_mindrag = 0.0182
2.5. Estimación resistencia y polar
2.5.1. Configuraciones de crucero
Contribuciones en CD0 crucero
convencional
Contribuciones en CD0 máxima autonomía
2.5. Estimación resistencia y polar
2.5.2. Configuraciones aterrizaje/despegue
Contribuciones en CD0 en despegue Contribuciones en CD0 en aterrizaje
2.5. Estimación resistencia y polar
Crucero
:
L/D)max = 26.66
Aterrizaje / Despegue :
L/D)max = 12.8
3.Estructuras:Mejor definición de pesos:
Objetivo de 600 kg de MTOW conseguido.
Subconjuntos Peso (kg)
Peso en vacio 350,65
Tripulación 90
Carga de pago 90
Combustible 68
TOTAL 598,65
Desglose pesos de avión en vacio:
Subconjuntos Pesos (kg)
Alas 71,47
Estabilizador Horizontal 12,07
Estabilizador Vertical 20,20
Fuselaje 89,86
Tren de Aterrizaje 24,88
Motor 80,74
Equipo fijo 51,43
TOTAL 350,65
o Definición de materiales:
Estructura de material compuesto, usando un factor de corrección del 0.85 con respecto al peso de material convencional.
El
tren
de
aterrizaje
será
retráctil para
disminuir
la
resistencia.
Estructura
tubular
fabricada
en magnesio que aporta gran rigidez y bajo peso.
o Estructura interna:
Fuselaje
se
fabricará
monocasco
para
reducir
costes
de fabricación.
Ala
constará
de
10
costillas
separadas
a
25
cm
en
el primer metro desde el fuselaje y a 50 cm en el trozo restante.
o Localización mayores cargas:
Se han reforzado las siguientes zonas conflictivas:
Encastre fuselaje‐alas.
Unión fuselaje‐
tren de aterrizaje.
Zona cercana a la hélice.
o Trabajos próximos:
Diseño
exhaustivo
de
un
modelo
de
elementos
finitos para obtener cargas reales y depurar la estructura.
Estudio
dinámico
de
la
estructura,
comportamiento
a flameo.
Profundizar
en
el
desarrollo
de
la
zona
de
fuselaje
que atraviesa
la
hélice.
Y
del
sistema
de
transmisión
de
movimiento de la hélice.
Estabilidad Longitudinal (crucero)
α trim = 0,8002 º δe trim = ‐0,6851 º
α trim = 0,6082 º δe trim = ‐0,6851º
i = ‐1,559º
Sh = 0,5655º
Estabilidad Lateral‐Direccional (crucero)
β = 15 º γ = 1,5º
δ a = 0,5523 º δ a = 0,5095 º
δ r = ‐0,9778 º δ r = ‐1,0018 º
φ = 10,2468 º φ = 11,4219 º
Sh = 0,5655º
Estabilidad Lateral‐Direccional (bajas velocidades‐aproximación)
β = 15 º γ = 3º
δ a = 0,5095 º
δ r = ‐1,0973 º
φ = 11,4875 º
MotorRotax 914 UL
Conjunto buje‐hélice recomendado:
Warp Drive 3‐BladeHélice
3 palas Diam. 68’’AF=100 Cldesign=0,5
Paso variable
VentajasSimplifica la geometría de la cola respecto a otros pusherMejora la simetría del flujo
Entrada de la héliceEstela
Innovador
DesventajasAumento de peso por transmisiónPérdida de empuje
Falta zona centralResistencia asociada al chorro
Innovador
¿Mejora o empeora la
estabilidad?
ParámetrosPaso variable rendimiento libre no es función de Jηfree = 0,85Resistencia y pérdida de empujeFscrubbing = 0,96Efectos de compresibilidadFcompresibility = 0,99Rendimiento mecánico de la transmisiónηmec=0,99
ηinstalled = 0,799
file:///C:/Users/Héctor/Docum
ents/Cálculo%20de%
20Aviones/heli3.jpg
Aplicación de la TCM para vuelo ascendenteReducción de diámetroPerturbación de velocidad
Efecto de la estela sobre la cola
Aproximación:w = 0,72 m/sDinf = 1,68 m
Aterrizaje frustrado:w = 16,35 m/sDinf = 1,53 m
Implementación de controlador:Elevador en función de la palanca de gases
Beneficia estabilidad:Menores áreas/deflexionesEntrada en pérdida
δe
trim = 0,4771°
δe
trim = 1,4981°
AVIONES SIMILARES
AERODINÁMICA
RFP
100 200 300 400 500 600 700 800 900 10000
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7Representación de Tsl/W0 frente a W0/S
Tsl/W
0
W0/S
Wo/S=690 Pa
T/Wo=0.66MODELO
PROPULSIVO
Despegue
Subida
Crucero Descenso I
Descenso II
Max Autonomia I
0 1
2
Max Autonomia II
Aterrizaje
3
45
6
8
7100 200 300 400 500 600 700 800 900 10000
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7Representación de Tsl/W0 frente a W0/S
Tsl/W
0
W0/S
ESTRUCTURAS
Wo=596 kg
S =8.47 m2
W (Kg)
0.092
0.030
0.938
0.4551.197
1.618
59.210.040
0.013
0.055
67.5 Kg
DESPEGUE RFP HOOPOE
Rodadura (m) 150 57.4
Rodadura Efecto Suelo (m)
150 103.6
SUBIDA (1ER
TRAMO)RFP HOOPOE
V vertical (pies/minuto)
1200 1575
Velocidad de avance (Km./h)
148 148
SUBIDA (2o
TRAMO)RFP HOOPOE
V vertical (pies/minuto)
1200 984
Velocidad de avance (Km./h)
203 203
SUBIDA (2o
TRAMO)RFP HOOPOE
V vertical (pies/minuto)
1200 1200
Velocidad de avance (Km./h)
203 130
CRUCERO RFP HOOPOE
V (Km./h) 260 331
AUTONOMÍA( 5000 pies)
RFP HOOPOE
V (Km./h) 185 185
nmáximo 7.5 5.89
nmínimo -3 -5
Rmin (m) -- 46.44
Rmax (m) -- 155.7
Vmáx
(Km./h) -- 130
AUTONOMÍA( 1000 pies)
RFP HOOPOE
V (Km./h) 185 185
nmáximo 7.5 6.59
nmínimo -3 -5.6
Rmin (m) -- 41.4
Rn=2 (m) -- 155.7
Vmáx
(Km./h) -- 122.4
ENTRADA EN PÉRDIDA
RFP HOOPOE
V (Km./h) 80.93 81.36
ATERRIZAJE RFP HOOPOE
Rodadura (m) 200 170.5
Rodadura Efecto Suelo (m)
200 119.5
PRESTACIONES
Ra = 1431 kmP/L 90kgFuel 74kg
Rb = 2654 kmP/L 34kgFuel 130kg
Rc = 2726 kmSin P/LFuel 130kg
Rmax*=5254 km
Payload‐Range
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