Presentación de PowerPoint - aero.us.es · DISEÑO Detalle de tren de aterrizaje Detalle de motor y estabilizadores Detalle del ala con pod y winglet

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

DISEÑO

DISEÑO

Detalle de tren de aterrizaje Detalle de motor y estabilizadores

Detalle del ala con pod y winglet

DISEÑO

láser y torreta tren de aterrizaje sistemas

motor

Vista interior

DISEÑO

Detalle de cuadernas del fuselaje

Detalle de costillas y largueros del ala

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. Refuerzos

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)

ESTRUCTURAS. Centros de Gravedad

ESTRUCTURAS. Envolvente del Centro de Gravedad

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

ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - X

ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - XI

ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - XII

Envolvente de vuelo

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 - I

…PROTEGER AL MUNDO DE ASTEROIDES

OPERACIÓN - I

MEDIANTE…

K-XO WING

OPERACIÓN - II

SIMULACIÓN DE 3 MISIONES DIFERENTES PARA PROTEGER DIFERENTES ÁREAS

CAPTAR CLIENTES VISIÓN PRÁCTICA DEL PROYECTO

OPERACIÓN – III

MÁXIMA COBERTURA DE PROTECCIÓN EN TODO EL ENTORNO DE K-XO WING

OFERTA 4X3

OPERACIÓN – K-XO WING EN EUROPA…

OPERACIÓN – K-XO WING EN EL MUNDO… SUPERFICIE MUNDIAL = 510 072 000 km2

SON NECESARIOS 1804 K-XO WINGS

OPERACIÓN – K-XO WING EN EL MUNDO…