Presentación de PowerPoint - aero.us.es · DISEÑO Detalle de tren de aterrizaje Detalle de motor...
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ENTREGA FINAL
Cálculo de Aviones 5º Ing. Aeronaútica
Escuela Superior Ingenieros Universidad de Sevilla
ÍNDICE 1. Diseño
2. Estructuras
3. Actuaciones y Propulsión
4. Estabilidad y Control
5. Aerodinámica
6. Operaciones
DISEÑO
Detalle de tren de aterrizaje Detalle de motor y estabilizadores
Detalle del ala con pod y winglet
ESTRUCTURAS. Refuerzos
Componente Porcentaje [%] Peso [kg] Material
Ala 10 265.68 Aluminio
Est. horizontal 20 50,59 Titanio
Est. vertical 20 46,606 Titanio
Fuselaje 15 188,88 Aluminio
Motor 10 309,85 Titanio
Tren de aterrizaje 10 50,9 Acero
Láser 4 200 Titanio
Inc. peso 1112,626
ESTRUCTURAS. Pesos Finales
Componente Peso [kg]
Ala 2656,76
Estabilizador horizontal 277,94
Estabilizador vertical 231,53
Fuselaje 1259,23
Tren de aterrizaje 508,99
Motor completo 3098,5
Refuerzos 951,59
Sistemas 1442,4
Peso Combustible 7355,83
Carga de pago 6380,68
Peso en Vacío (con refuerzos) 𝟏𝟏𝟏𝟏𝟏
Máximo peso al Despegue (con refuerzos) 𝟏𝟐𝟏𝟏𝟏
ESTRUTURAS. Distribución de Pesos
26%
31%
43%
Carga de PagoCombustiblePeso Estructural
Pesos Totales
25% 3% 2%
5% 12% 30%
9% 14%
Pesos en Vacío Ala
HTP
VTP
TrenAterrizajeFuselaje
Motor
RefuerzosestructuralesSistemas
ESTRUCTURAS. Evolución de Pesos
Revisión 1
• Métodos Estadísticos • 𝑊0 = 35359 𝑘𝑘
Revisión 2.1
• Cambios: Introducción de ecuaciones por componentes • Multiplicadores Lineales • 𝑊0 = 41952 𝑘𝑘
Revisión 2.2
• Cambios: Introducción de ecuaciones más complejas • GD Method • 𝑊0 = 37393 𝑘𝑘
Revisión 3
• Cambios: Introducción de Torenbeek Method y Método Alternativo • Combinación de Roskam Method y Método Alternativo • 𝑊0 = 23211,85 𝑘𝑘
Revisión Final
• Cambios: Introducción de refuerzos y últimos ajustes • Combinación de Roskam Method y Método Alternativo • 𝑊0 = 24125,05 𝑘𝑘
ESTRUCTURAS. Cargas
Cargas Aerodinámicas: - De maniobra - Por Ráfagas - Por movimientos - Superficies Control
Cargas Estructurales:
- De Inercia - Debidas al Grupo Motopropulsor - Debidas en el Tren de Aterrizaje - Cargas de Rodaje - Otras Cargas ( p. ej debidas a Impactos)
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - II MOTOR ESCOGIDO: CFM56-5A4
• Gasto másico de aire en condiciones nominales: G = 370.12944 kg/s • Toma de entrada: A = 1.8969 m2
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - III Despegue Subida Crucero
Ida Loiter Crucero
Vuelta Descenso Aterrizaje TOTAL
W1/W0 W2/W1 W3/W2 W4/W3 W5/W4 W6/W5 W7/W6 W7/W0
0,9983 0,9897 0,9492 0,8140 0,9401 0,9769 0,9999 0,7011
W0 (kg) W1 (kg) W2 (kg) W3 (kg) W4 (kg) W5 (kg) W6 (kg) W7 (kg)
23212 23173 22936 21769 17720 16658 16274 16273
Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg)
39 237 1167 4049 1062 384 1 7355
Δt (s) Δt (min) Δt (h) Δt (h) Δt (h) Δt (h) Δt (s) Δt (h)
17.7878 15.9526 5.2462 24 6.0821 2.5237 19.6417 38.12
• Consumo total: ¡¡7355 kg de fuel!! • Wf/W0 = 0.3168
MUY ALTA EFICIENCIA ¿CUÁL ES EL SECRETO?
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - IV ECUACIONES DEL MOVIMIENTO EN UN PLANO VERTICAL:
• Es necesario imponer dos ligaduras de vuelo en cada segmento de la misión. • Existen ligaduras de vuelo que optimizan el consumo en los segmentos.
Las ligaduras elegidas son: • Subida: δ = cte, Vv máxima • Crucero: h = cte, CL = cte • Autonomía: h = cte, CL = cte • Descenso: δ = cte, γ mínimo
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - V
OPTIMIZACIÓN DE LA SUBIDA
• Se impone δ = 0.95 de forma arbitraria, de manera que la subida sea lo más rápida posible. • Para ese valor de δ, se determina en cada instante V tal que Vv sea máxima.
- δ = cte - Vv máxima
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - VI
OPTIMIZACIÓN DE LOS CRUCEROS • Se impone h = 40000 ft de forma arbitraria, debido a los requisitos del RFP. • Para este valor de h, se determina en cada instante V tal que D/V es mínima. • Para estos valores de h y V, se determina en cada instante δ tal que T=D y CL tal que L=W
- h = cte - CL = cte
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - VII
OPTIMIZACIÓN DE LOS CRUCEROS • Se demuestra fácilmente que que la solución obtenida equivale a volar con CL cte mientras que V disminuye con el peso.
- h = cte - CL = cte
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - VIII
OPTIMIZACIÓN DE LA AUTONOMÍA • Se impone h = 40000 ft de forma arbitraria. • Para este valor de h, se determina en cada instante V tal que D es mínima y δ tal que T=D y CL tal que L=nW. • De nuevo, equivale a CL cte y V disminuye con el peso.
- h = cte - CL = cte
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - IX
OPTIMIZACIÓN DEL DESCENSO • Se impone δ = 0.05 de forma arbitraria: motor en ralentí. • Para ese valor de δ, se determina en cada instante V tal que γ sea mínimo. • Se intercalan dos tramos de autonomías, a 20000 ft de 20 min y a 2000 ft de 30 min.
- δ = cte - γ mínimo
ESTABILIDAD - I
1- Estudio de la estabilidad de la aeronave para todas las condiciones de vuelo.
Condición Despegue Subida Crucero 1 Loiter Crucero 2 Descenso Aterrizaje
SM (%) 14.8601 14.8060 14.5939 13.9982 20.6859 26.3267 29.1065
𝑋𝑁𝑁 [𝑚] 8.6689* 8.6689 8.6689 8.6689 8.6689 8.6689 8.6689*
𝑋𝑐𝑐 [𝑚] 8.3396 8.3408 8.3455 8.3587 8.2105 8.0855 8.0239
𝑆𝑆 ∈ 14,30
ESTABILIDAD - II
2- Análisis de trimado.
Ligadura de vuelo → 𝐶𝐿 = 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐
• Consideración I
𝛼 = −0,0361 º 𝛿𝑒 = 2,2336 [º]
ESTABILIDAD - III
2- Análisis de trimado.
• Consideración II
Incidencia del HTP variable.
Permite volar con menores deflexiones de elevador.
ESTABILIDAD - IV
3- Estabilidad Estática.
• Dimensionado de superficies.
𝑆𝑒𝑆𝐻𝐻𝐻
= 0,35 𝑆𝑟𝑆𝑉𝐻𝐻
= 0,35
𝑆𝑎𝑆 = 0,129 𝑦
𝑐𝑎𝑐 = 0,15
ESTABILIDAD - V
3- Estabilidad Estática.
• Viraje estacionario.
𝑐 = 1.0100 =1
cos𝜙→ 𝜙 = 8.0693 [º]
𝑅𝑡 =𝑈12
𝑘 · tan𝜙 = 9.904 [𝑘𝑚]
Ángulo Valor [º]
𝛽 0.1751
𝛿𝑎 -0.1902
𝛿𝑟 0.4239
ESTABILIDAD - VI
4- Estabilidad Dinámica.
Modos Longitudinales.
Corto Periodo:
𝜔𝑛𝑠𝑠 ≈ 0.6466 [𝑟𝑐𝑟𝑐
] ζsp ≈ 0.4524
Fugoide:
𝜔𝑛𝑠𝑝 ≈ 0.1209 [𝑟𝑐𝑟𝑐
] ζph ≈ 0.0714
Modos Lateral-Direccional
Balanceo Holandés (Dutch Roll):
𝜔𝑛𝑑 ≈ 1.5472 [𝑟𝑐𝑟𝑐
] ζd ≈ 11.2405
Espiral:
𝑇𝑠 ≈ 20.5557 [𝑐] Convergencia en balance:
𝑇𝑟 ≈ 0.1837
CUMPLE NIVEL 1
AERODINÁMICA : Selección del perfil del ala
Perfil: USA 98
-10 -5 0 5 10 15-0.5
0
0.5
1
1.5
2
Ángulo de Ataque [º]
Cl [-
]
COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL Vs. AOA
𝑪𝒍,𝒎𝒎𝒎 𝑪𝒍𝟏 𝑪𝒍𝜶 𝜶𝟏 (º) 𝜶𝒔𝒔𝒎𝒍𝒍 (º) 𝑪𝒎𝟏 𝑪𝒎𝜶 1.9451 0.7743 6.0559 -6.551 13.5000 -0.1920 -0.0327
AERODINÁMICA : Selección del perfil del HTP / VTP / Winglets
Perfil: NACA 0012
-10 -5 0 5 10 15 20 25-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
Ángulo de Ataque [º]
Cl [-
]
COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL Vs. AOA
𝑪𝒍,𝒎𝒎𝒎 𝑪𝒍𝟏 𝑪𝒍𝜶 𝜶𝟏 (º) 𝜶𝒔𝒔𝒎𝒍𝒍 (º) 1.8086 0 6.6992 0 18.5000
AERODINÁMICA : Configuración del ala
Criterios diseño: • Eficiencia Oswald máxima • Restricción apertura láser Flecha positiva Baja resistencia: • Forma en planta trapezoidal • Winglets
S 92.11 b 47.98 𝒄𝒓 3.23 𝝀 0.19
AR 25 𝚲𝑳𝑳 (º) 15
AERODINÁMICA : Características del ala
-8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 120
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
AoA [deg]
CL [
-]
COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN Vs. AoA Corrección 2D 3D
𝑪𝑳,𝒎𝒎𝒎 1.653 𝑪𝑳𝟏 0.649 𝑪𝑳𝜶 5.675 𝑪𝑴𝟏 -0.192 𝑪𝑴𝜶 -0.0327 𝜶𝟏 (º) -6.551 𝜶𝒔𝒔𝒎𝒍𝒍 (º) 11.24
AERODINÁMICA : Dispositivos Hipersustentadores
Borde de salida Slotted Flap
-25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 150
0.5
1
1.5
2
2.5
AoA [deg]
CL [
-]
COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN Vs. AoA
Configuración limpiaDespegueAterrizaje• Mayor ∆𝐶𝐿
• 𝒄𝒇𝒄⁄ = 𝟏.𝟏𝟑
• 𝑺𝒘𝒇𝑺� = 𝟏.𝟏𝟑
Limpia Despegue Aterrizaje
𝑪𝑳,𝒎𝒎𝒎 1,653 2,187 2.295
𝜶𝒔𝒔𝒎𝒍𝒍 (º) 11,24 9.538 8.541
AERODINÁMICA : Mejora de Resistencia Inducida
Introducción de Winglets: • Reducción de Resistencia Inducida 20% • Aumento de Eficiencia Aerodinámica 11%
Geometría: • 𝐴𝑅𝑒𝑒𝑒𝑐𝑡𝑒𝑒𝑒=1.25·AR=31.25 • λ=0.3 • 𝑐𝑟,𝑤=0.613m • 𝑏𝑤=2.29m • Λ𝐿𝐿,𝑤=15º
AERODINÁMICA : Resistencia Parásita Configuración Limpia
Subida Crucero 1 Loiter Crucero 2 Descenso CD0 0,0136 0,0148 0,0153 0,0158 0,0144
43%
31%
12%
5% 6%
3%
Loiter
Ala
Fuselaje
HTP
VTP
Pilón-Pods
L&P
AERODINÁMICA : Resistencia Parásita Configuración Sucia
Despegue AterrizajeCD0 0,0443 0,0546
00,010,020,030,040,050,06
12%
11%
5% 2%
3%
31%
36%
Despegue
AlaFuselajeEmpenajePilón-PodsL&PTrenFlaps
AERODINÁMICA : Polar y Eficiencia del avión
0.05 0.1 0.15 0.2 0.25-0.5
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4
CD [-]
CL [
-]
POLAR PARABÓLICA NO COMPENSADA
DESPEGUESUBIDACRUCERO IDALOITERCRUCERO VUELTADESCENSOATERRIZAJE
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 40
5
10
15
20
25
30
35
40
CL [-]
E [
-]
EFICIENCIA AERODINÁMICA NO COMPENSADA
DESPEGUESUBIDACRUCERO IDALOITERCRUCERO VUELTADESCENSOATERRIZAJE
Crucero 1 Loiter Crucero 2 𝐸𝑚𝑎𝑚 34.7 34.1 33.6 𝐶𝐿,𝑒𝑜𝑡 1.03 1.05 1.06 𝛼𝑒𝑜𝑡 3.82º 4.00º 4.17º
OPERACIÓN - I
Estructuras
Propulsión
Aerodinámica
Actuaciones
Estabilidad
Diseño
6 DEPARTAMENTOS CON UN MISMO OBJETIVO…
OPERACIÓN - II
SIMULACIÓN DE 3 MISIONES DIFERENTES PARA PROTEGER DIFERENTES ÁREAS
CAPTAR CLIENTES VISIÓN PRÁCTICA DEL PROYECTO
OPERACIÓN – K-XO WING EN EL MUNDO… SUPERFICIE MUNDIAL = 510 072 000 km2
SON NECESARIOS 1804 K-XO WINGS