Entrega Final GRUPO 5 - Universidad de Sevillaaero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_05.pdf · Diseño: Francisco Manuel Castillo Holguín. Aerodinámica: José Arturo Candau

HIPERIÓN High Prestations Sports Light Aircraft

Diseño:

Francisco Manuel Castillo HolguínAerodinámica:

José

Arturo Candau Sánchez de Ibargüen

Estabilidad:

Norberto Aramburu del BozEstructuras:

María José

Lorca Ávila

Propulsión y

Joaquín M. Rojas MaderoActuaciones:

Dolores Álvarez Domínguez

Entrega FinalGRUPO 5

DISEÑO

Entrega Final

HIPERIÓN“EL QUE MIRA DESDE ARRIBA”

Diseño: Diseño inicial

Diseño:

MODELADO EXTERNO

Diseño: Modelado externo

Geometría del alaPerfil tipo NACA 2412Ala forma trapezoidalAla mediaA=7.5 , S=8.05 m2 , b=7.77m, c=1.036

m

Diseño: Modelado externo

Geometría de la colaTipo de cola en TPerfiles simétricos NACA 0012Estabilizador vertical :

A=1.1 S=1,65

m2

c=1.68 m (raíz)c= 1.4 m (extremo superior)

Diseño: Modelado externo

Geometría de la colaEstabilizador horizontal:

S= 1.65 m2

A=4.5 , Cuerda media = 0.744 m

Diseño: Modelado externo

Geometría del fuselajeSe ha diseñado de una forma aerodinámicaL=6 mDiámetro máximo= 1.5 mSuperficie de fuselaje = 16,824m2

Diseño: Modelado externo

Diseño del tren de aterrizajeSemirretráctil TricicloTren de morro(50cm)

Tren trasero(60 cm)

Diseño: Hélice

Número de palas:3Longitud palas:0.861 m

Diseño:

MODELADO INTERNO

Diseño: Estructura del ala

Costillas: 16 Largueros:2

Diseño:Estructura de cola

Estabilizador VerticalCostilla: 5 Largueros:2

Diseño: Estructura de cola

Estabilizador horizontal:Costillas: 7 Largueros:1

Diseño:Fuselaje

Cuadernas:8 Largueros:7 Larguerillos:2

Diseño: Disposición elementos

Motor

Asientos

Tanque combustibleTren aterrizaje

Diseño: Disposición elementos

Diseño: Modelado Final

Diseño: Tren semirretráctil

Diseño: Modelado Final

Diseño: Vistas de la aeronave

Entrega Final

HIPERIÓN“EL QUE MIRA DESDE ARRIBA”

AERODINÁMICA

Finalmente nuestro Ala

Aerodinámica

Sflapped=45%c’/c=1.3

- El mismo perfil desde el principio, un acierto NACA 2412- Superficie con flap máxima admisible por configuración pasajeros- Previsión más optimista de elongación del flap

AerodinámicaGiro de la polar

-

Giro entorno al punto de alpha zero lift.-

Representación de parte lineal-

Misma operación con timón y estabilizador

λ=0.8

Aerodinámica

CLα CLα

(3D) CL0 ΔCLflap CLmáx αmax

Ala 6.82 5.0234 0.19 0.6783 2.1192 0.2410rad

Derivas(20% sup)

6.54 3.9288 0 0 1.33 0.23 rad

Resumen de datos del ala

AerodinámicaSuperficies reales contabilizadas

( ) ( )...c c c wet

Do subsonicref

C FF Q SC

S= +∑

Considerada la superficie real tras primera estimación con superficies sencillas.

AerodinámicaCálculos resistivos

Casi solapamiento en misma configuración, eficiencia elevada y pocavariación resistencia parásita.

Aerodinámica

clean

land

t.o.

loitter climb

AerodinámicaEficiencias distintas configuraciones

land

t.o.

cleansαoptimo ≈

7ºDebido a efectos sustentadores asociados a las altas velocidades no conseguimos en crucero acercarnos a este valor, teniendo angulos de ataque de aproximadamente 1º.

Cruise α=0.91º δ=-0.1ºAlcance α=3.7º δ=-0.26º

Polares de 2 coeficientes

Aerodinámica

Diferencias poco apreciables en traslación vertical para crucero.Aumento considerable resistenciasparásitas:

0.0166 0.03000.0199

Acierto con el primer perfilNecesidad del mejor y más extenso flap disponibleAltas eficiencias ( como al resto de grupos)Requisitos del resto de departamentos satisfechos

AerodinámicaConclusiones

ESTABILIDAD

Entrega finalAnálisis de la estabilidad estática y dinámica

HIPERIÓN“EL QUE MIRA DESDE ARRIBA”

Estabilidad Estática Longitudinal

El avión tienen que volar en crucero de forma equilibrada sin generar mucha resistencia.

Estabilidad Estática Longitudinal

-4

Margen estático: SM=12.5%

Trimado del avión

Valores a mitad del crucero:α=0,919ºδ=-0,133º

Deflexión pequeña del timón:Máximo CDi)trim=4,6·10

Estabilidad Estática Lateral -

Direccional

Se produce una asimetría en la condición de vuelo.

Para mantener la trayectoria es necesario compensar las fuerzas y momentos que se producen mediante una deflexión de las superficies de control.

Vuelo con resbalamiento β=15º

Estabilidad Estática Lateral-Direccional

Superficie del timón vertical: Sv=1,65m²

Alerones a lo largo de un tercio de la envergadura (entre 0,6·b y 0,9·b) y un 20% de la cuerda

Ala media, diedro de 3º

Estabilidad Estática Lateral -

Direccional

Vuelo con resbalamiento β=15º

Deflexión de las superficies de control

Además, es necesario un alabeo: Ф=13º

Timón de dirección

δr

=10.56º

Alerones δa

=4.83º

Estabilidad Estática Lateral -

Direccional

Segmento de esperaEl avión espera dando vueltas en una posición.

*Viraje*n=2V=185km/hФ=1.047ºRt=155.42m

Estabilidad Estática Lateral -

Direccional

Segmento de esperaPara mantener el avión girando a 185km/h, con factor de carga n=2son necesarias unas deflexiones de las superficies de control.

Timón de dirección

δr

= -1.860º

Alerones δa

= -0.375º

Estabilidad Dinámica Longitudinal

Resolución de las ecuaciones de la dinámica longitudinal del avión como sistema autónomo.

Se distinguen dos modos de vuelo:

Fugoide λPH

= -0.0006 +

0.1710i

Corto periodo λSP

= -3.3406 +

5.3398i

Estabilidad Dinámica Longitudinal

T (s) ξ tmedio

(s)

Fugoide 36.735 0.0038 1070

Corto periodo 1.186 0.5297 0.209

Modo fugoide:Estable, aunque demasiado lento.

Modo corto periodo:Estable, se amortigua rápidamente

Estabilidad Dinámica Longitudinal

Balance Holandés λBH

= -0.4866 +

3.2501iEspiral λES

= -1.1015Convergencia en Balance λCB

= -3.5822

Resolución de las ecuaciones de la dinámica lateral - direccional del avión como sistema autónomo.

Se distinguen tres modos de vuelo:

Estabilidad Dinámica Longitudinal

T (s) ξ tmedio (s)

Balance Holandés 1.93 0.1481 1.424

Espiral - 0.1015 6.831

Convergencia Balance - 3.5822 0.193

Todos los modos son estables, por lo que se amortiguan antes o después incluso sin actuación del piloto.

ESTRUCTURAS

HIPERIÓN“EL QUE MIRA DESDE ARRIBA”

Entrega Final

Estructuras

Pesos estructuras MET. CESSNAAla media : Cessna USAF TorenbeekFuselajemedia : Cessna USAF

Total: 188.83 kg

Estructuras:

Total: 188.83 kg

Estructuras: Cessna

Sistemas, Total: 37.76 kg

Estructuras:

Peso total en vacío = Peso estructuras + Peso sistemas + 80.75 (peso del motor) = 307.35 kgPeso total = Peso estructuras + Peso sistemas + 80.75 (peso del motor) + combustible + carga de pago = 577.32 kg

Estructuras: Refuerzos

Unión ala-fuselaje, cola-fuselajeEvolución pesos estructuras:

188.83 kg (sin refuerzo)

192.98 kg (Reforzadas)

Estructuras:

Composite

Material mas ligero utilizado en alas y colaReducción de 24 kgPeso estructuras composite = 168.87 kg

Estructuras:

Peso : 545.68kg < 600kg

Estructuras

Determinación del Centro de Gravedad

Estabilidad 2.3 m

Xcg= 2.2964 m

∑∑ ×

=i

cgiicg W

XWX

)(

Estructuras

Variación del centro de gravedad

PROPULSIÓN

HIPERIÓN“EL QUE MIRA DESDE ARRIBA”

Entrega Final

PropulsiónPlanta Propulsora: Motor Rotax 94 UL DCDI

Parámetro característico Valor

Peso Motor 80.75 KgDiámetro 0.0795 mPotencia Máxima 115 hpRevoluciones Máximas 5800 rpmDiámetro de hélices 1.722 mNúmero de palas 3Hélice paso variable 85.0=Pfreeη

PropulsiónPosición de la Palanca I

Segmento Pot (kW)

Despegue 69.79Subida 1 55.36Subida 2 47.00Max Alcance 33.31Crucero 37.90Loiter1 32.38Loiter2 36.35Aterrizaje 1.57

PropulsiónPosición de la Palanca II

Segmento T (N)

Despegue 5169.7Subida 1 1151.3Subida 2 977.4Max Alcance 904.0Crucero 524.7Loiter1 630.1Loiter2 707.3Aterrizaje 60.6

PropulsiónPosición de la Palanca III

Segmento C (1/s)

Despegue 0.0129·10-3

Subida 1 0.0457·10-3

Subida 2 0.0538·10-3

Max Alcance 0.0521·10-3

Crucero 0.0974·10-3

Loiter1 0.0588·10-3

Loiter2 0.0524·10-3

Aterrizaje 0.0149·10-3

PropulsiónPotencia necesario vs Potencia disponible

Vmáx = 88.5 m/s(Vmáx = 318

km/h)

dT

= 0.85 Vcr = 79.7407 m/s (Vcr

= 287.066 km/h)

dT

= 1Vcr = 81.6504 m/s(Vcr = 293.94 km/h)

PropulsiónEmpuje vs Resistencia

PropulsiónPotencia, Empuje y Consumo vs Velocidad

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛ −−=

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛ −−=

55.7

1·

55.7

1·· 0

0

0

0

ρρ

ρρρ

ρ

ρρδ BSLT PPP

PinsPower

instinst

Pinsinst

VCC

VPT

PP

η

η

·

·

=

=

=

Modelo propulsivo

Potencia, Empuje y Consumo

Potencia, Empuje y Consumo vs Altura

Propulsión

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛ −−=

⎟⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜⎜

⎝

⎛ −−=

55.7

1·

55.7

1·· 0

0

0

0

ρρ

ρρρ

ρ

ρρδ BSLT PPP

Modelo propulsivo

Potencia, Empuje y Consumo

PFgCVCC

VPT

PP

consPower

PinsPower

instinst

Pinsinst

*;·

·

==

=

=

η

η

ACTUACIONES

HIPERIÓN“EL QUE MIRA DESDE ARRIBA”

Entrega Final

Curva WTO/S vs TSL/WTO

Actuaciones

Carga Alar:

W0

/S=640 Pa

Superficie alar:

S=8.3 m2

Actuaciones

Estimación pesos:

Actuaciones

Pesos de los Segmentos (kg): Segmento Peso (kg)

Peso inicial 535,3

Despegue 535,27

Subida 1 534,45

Subida 2 531,73

Crucero 496,82

Descenso 1 463,79

Loiter1 463,76

Descenso 2 462,21

Loiter2 462,19

Aterrizaje 461,47

420

440

460

480

500

520

540

560

Peso Inicia l

Despegue

Subida 1

Subida 2Crucero

Descenso 1Lo iter 1

Descenso 2Lo iter 2

Aterrizaje

Segmento Peso (kg)

Taxi 0,0303

Despegue 0,8178

Subida 1 2,720

Subida 2 1,8882

Crucero 66,0581

Descenso 1 0,0256

Loiter1 1,5526

Descenso 2 0,0179

Loiter2 0,6898

Aterrizaje 0,0276

Peso total 78,30

Actuaciones

Peso de combustible consumido: Wf = 78.30 kg

Taxi Despegue Subida 1 Subida 2Crucero Descenso 1 Loiter 1 Descenso 2Loiter 2 Aterrizaje Taxi

ActuacionesDespegue

Depende de la componente propulsora Kt y aerodinámica Ka

Calculado también con Efecto Suelo

W/S=632 PaT/Wnec=0,698T/Wdisp=0,9855

Srod < 150 m en cualquier caso.(Cumple RFP)

Parámetro Valor

SG 93,00 m

SR 27,00 m

SRODADURA 120,00 m

SRODADURA (EFECTO SUELO) 124,95 m

γCLIMB 38,36º

STR 211,88 m

ActuacionesAterrizaje

Depende de la componente propulsora Kt y aerodinámica Ka

Calculado también con Efecto Suelo

W/S=545 PaT/W=0,2173

Srod < 200 m en cualquier caso.(Cumple RFP)

Parámetro Valor

SB 157,23 m

SFR 25,87 m

SRODADURA 183,10 m

SRODADURA (EFECTO SUELO) 180,63 m

γa 6,99º

SF 47,59 m

Sa 100,41 m

Subida

Actuaciones

Ángulo óptimo: 9,20 ºVv = 6,5 m/s

Ángulo máx Vv: 7,57 ºmax Vv = 8,5 m/s

Subida según RFP

Actuaciones

Dividida en dos tramos para mayor fiabilidad de resultados.

W/S1=631 PaT/Wnec1=0,1877T/Wdisp1=0,2198

W/S2=628 PaT/Wnec2=0,1773T/Wdisp=0,1876

Crucero

Actuaciones

Potencia disponible según palanca definida por Modelo Propulsivo.

Vmax = 318,6 km/h

W/S=587 PaT/Wnec=0,0877T/Wdisp=0,1078

Crucero: Alcance Máximo

Actuaciones

Alcance para el perfil del RFP:R=1300 km

•

Supera los 1333 km del RFPsumando subida y descensos.

Mitad de la carga de pago (combustible en lugar del pasajero) y planeo según el perfil de la misión

Rmax=2166 km

Vuelo Espera

Actuaciones

Motor optimizando autonomía:Dos segmentos de espera a distintas alturas según RFPW/S1 = 547,65 PaT/W1 = 0,0872T/Wdisp1 = 0,1386W/S2= 545,79 PaT/W2 = 0,0888T/Wdisp2 = 0,1562Radio1: 105,9 mRadio2: 80,74 m

hkmCK

SWvloiter

D

/1153

210

==ρ

hkmCK

SWvloiter

D

/1093

220

==ρ

Planeo

Actuaciones

Ángulo max alcance: 3,31 ºVv = 2,47 m/s

Ángulo máx auton: 3,82 ºVv = 2,17 m/s

ActuacionesDiagrama de la envolvente V-n

Vs

= 99,22 km/h

Va

= 204,9 km/h

VC

= 260 km/h

VD

= 325 km/h

ActuacionesDiagrama de la envolvente V-n

ActuacionesDiagrama Carga de Pago - Alcance

RA

= 2563.0 Km

RB

= 3013.6 Km

RC

= 4257.4 Km

ActuacionesConclusiones

La planta motora cumple con creces las expectativas

Se satisfacen sin problemas los requisitos del RFP (distancias de despegue y aterrizaje, velocidades máximas, etc.)

Su diseño mejorado a partir de las configuraciones clásicas de LSA junto con la versatilidad de misiones del modelo (más de 2000 km de alcance), hacen de Hiperión la mejor opción

HIPERIÓN High Prestations Sports Light Aircraft

Entrega Final

GRUPO 5

Gracias por su atención

¡Buen vuelo!