grupo 8 27/01/2010 - aero.us.esaero.us.es/adesign/trabajos/curso_2009_10/grupo_08.pdf · evolución...

Noemí

Castañeda GrilloAntonio Corrales Cabello 

Marta Guerrero RamosPablo Machuca Muñoz

Mari Cruz Martín Encinas Alexia Santiago Rubiales 

Grupo 827/01/2010 

Índice

DiseñoAerodinámicaEstructurasEstabilidad y ControlPropulsión y Actuaciones

Evolución del modelo1.

Diseño en servilleta.

2.

Desarrollo con formas simples y medidas  básicas.

3.

Dimensionamiento  para la cabida de  equipos, sistemas y tripulación.

4.

Compilación de requerimientos de todos  los departamentos y modelo final.

Diseño

DiseñoEvolución del modelo1.

Diseño en servilleta.

Evolución del modelo2.

Desarrollo con formas simples y 

medidas básicas.

Diseño

Evolución del modelo3.

Dimensionamiento  para la cabida de 

equipos, sistemas y tripulación.

Diseño

Dimensiones Finales Modelo

Longitud 6’5 m

Envergadura 8’3 m

Cuerda Ala 1’1 m

Cuerda Estab. Hor. 0’7 m

Cuerda Estab. Vert. 0’7 m

Superficie Alar 9’1 m^2

Superficie Cola Vertical 0’4 m^2

Ancho máximo fuselaje 1’25 m

Diseño

Evolución del modelo4.

Compilación de 

requerimientos de todos  los departamentos y 

modelo final.

Parámetros destacadosAspect ratio (A) 7’52 m

Estrechamiento  Ala (λ)

1

Flecha (Λ) 0

Modelo finalVista general

Diseño

Modelo finalDetalles internos

Estructuras elementos sustentadoresSuelo y CortafuegosPantalla de aviónicaMotor Rotax 914Tanque combustible bajo asientos

Diseño

Modelo finalPlanos

Diseño

Aerodinámica

Perfiles seleccionados:

ALA NACA 2418

ESTABILIZADORES NACA 0012

NACA 4412

NACA 4412

NACA   0012

Aerodinámica

LLDD CKCKCC 22

10 −+=

dragLDD KCCC min2

min0 +=

KK =1

dragLKCK min2 2=

) PDLDmiscref

wetcccfcsubsonicD CC

SSQFFC

C &0 ++= ∑

AeK

π1

=

Aerodinámica

AeK

π1

=

( )

LE

L

L

AaaaaR

ARRCCe

Λ=

+++=

−+=

cos

11.1

1

413212

311

λλ

λλλ

πα

α E F IC IE NC IA  DE  OSWAL D

0,66

0,71

0,76

0,81

0,86

0,91

0,96

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1

λ

e

emáx=0,9388      para λ=0,55e=0,91599         para λ=1

Aerodinámica

CD0

=0,01738

CD0

=0,03426

RESISTENCIA EN CRUCERO (con tren)

12%4%

31%48%

5%

alacolafuselajemiscelaneasL&P

RESISTENCIA EN CRUCERO(sin tren)

35%

7%53%

0% 5%

ala

cola

fuselaje

miscelaneas

L&P

Aerodinámica

LLDD CKCKCC 22

10 −+=

POLAR DEL AVIÓN

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12

CD

CL

crucero

subida

aterrizaje

despegue

AerodinámicaF

SS

AAC

ref

osedL ⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ Λ+++

= exp

2max

2

2

22 tan142

2

βηβπ

ααα .0 LLL CCC +=

Coeficiente de sustentación del ala

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20

ángulo de ataque en grados

CL

PERFILALA

Conversión a 3D:‐Clαala  

< Clαpelfil

‐

Cl0ala  

< Cl0pelfil

Aerodinámica

αα .0 LLL CCC += FS

S

AAC

ref

osedL ⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ Λ+++

= exp

2max

2

2

22 tan142

2

βηβπ

α

coeficiente de sustentación del HTP

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20

angulo de ataque (grados)

CL

perfil

HTP

Conversión a 3DCL0=0

CLVTP<CLperfil

Aerodinámica

Superficies hipersustentadoras   PLAIN FLAP               FOWLER FLAP

459,2476,1.6666,1476,1)lim.(9,0

)(64,1

66666.15.15.2

max

maxmax

max

max

====

=

==Δ

L

lL

l

L

CpiaconfigCC

perfilC

C

476,14,0459,26,0maxmaxmax ⋅+⋅=+= −l

ref

flapalasflapL

ref

flapL C

SS

CSS

C

07,2max =LC

Aerodinámica

LLD

L

D

L

CkkCCC

CCE

22

0 −+==

E fic ienc ia Aerodinámic a  del avión

0

5

10

15

20

25

30

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 2

C L

L /D

c rucero

s ubida

des pegue

aterriz aje

c rucero autonomía 28,282

1

20max =

−=

kkCE

D

Desglose de pesos

Refuerzos

CARGAS AERODINÁMICAS CARGAS ESTRUCTURALES

Refuerzo Aumento  peso Refuerzo Aumento 

peso

Ala 10% 3,5 kg Fuselaje 15% 14,58

Estabilizador  horizontal 10% 0,475 kg

Tren  aterrizaje 10% 4,8 kg

Estabilizador  vertical 10% 0,122 kg

Materiales

ELEMENTO  ESTRUCTURAL

MATERIAL COMPUESTO

Fudge factor Reducción de peso

Ala 0,85 10,8 kg

Est. Horizontal 0,83 1,45 kg

Est.vertical 0,83 0,36 kg

Fuselaje 0,9 8,2 kg

Tren aterrizaje 0,95 2,16 kg

Centro de Masas

Xcg = 3,33 m

Motor

Ng

Aviónica

AlaEléctrica

Tripulación

Asientos

Combustible

Mg Est.horizontal

Est.vertical

Vistas interiores

Costillas en ala Costillas en estabilizador

Estabilidad y Control

Xcg_w = 3,5 metrosXNA = 3,5223 metrosXcg = 3,3314 metros

Mediante realimentación de datos entre Departamentos, los valores  obtenidos definitivamente son:

Siempre medidos desde el morro del avión

Estabilidad y Control

Cm0

> 0Cmα

< 0

iw

=‐1it

= ‐0,5

ΣFx

=0 = W/qS –Cl0

–

α

Clα

–

δ

Clδ

ΣM=0 = Cm0

+ α

Cmα

+ δ

Cmδ

El ángulo de ataque y la deflexión del timón de profundidad obtenidos para el  vuelo estable en crucero son:

α

= 0,455ºδe = 0,396º

Estabilidad y Control

( )22 ···))·(( LhhH

hwLDitrimmed CKS

SiCKC ηαα ++=

Restricción no considerada en las ecuaciones de trimado:

DitrimmedC = 0,01504919  %

Derivadas de Estabilidad

colaYfuselajeYalaYY CCCC )()()( ββββ ++=

Γ⋅−= 0001,0)( alaYC β

SSkk

KiS

VCKC b

fusLifuselajeY0

32

)·12·(2·)(

−−=⎟

⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛⋅⋅−= αβ

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛∂∂

+⋅⋅−=SS

akC vvvcolaY η

βσ

β 1)(

= ‐

0,0754954

Derivadas de Estabilidad026,0)()()()()( 0,21 −=+Δ+Δ++= =Γwlllvlwll CCCCCC ββββββ

( )tipshapel

lwl C

CC β

ββ Δ+Γ⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛Γ

= ·)(

vw

v

w

vvvl b

zSS

aC ηβ ···)( −=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +

−==Γ 05,0

··316·)( 20, AR

CC Lwl πβ

0008,0)( 1 =Δ βlC

00016,0)( 2 −=Δ βlC

Derivadas de Estabilidad0444,0)()()( =++= fusnvnwnn CCCC ββββ

wnwnwn CCC ,, )()()( ΛΓ += βββ Lwn CC ··075,0)( , Γ−=Γβ

( )( )

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡ Λ−⋅+⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛Λ⋅

−−Λ⋅Λ⋅+⋅⋅

Λ−

⋅⋅⋅=Λ AR

senc

xxARARARARAR

CC acwcgLwn ·6

cos82cos

cos4tan

41)(

22

, ππβ

21)( VakC vvvn ⋅⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛∂∂

+⋅⋅= ηβσ

β

31

1

22

1

2

1 ····3,57·96,0

)( ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

ww

hh

bl

SSk

Cw

b

w

sfusn

ββ

Derivadas de Estabilidad

03364,0·cos···2

=⋅

Λ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

∂∂

∑⋅

=bS

SYCKC

HLiif

Lf

al

δδ

0=aYC δ

019328,02 −=⋅⋅⋅= alLan CCKC δδ

03736,0=⋅⋅=SSaC v

vrY τδ

Derivadas de Estabilidad

001355,0=⋅⋅⋅=bz

SSaC vv

vrl τδ

01464,0−=⋅⋅⋅⋅−= vvv

vrn bl

SSaC ητδ

Equilibrado lateral‐ Fijo β

= 15º

‐

FTY

= 0‐

LT

= 0 (ya que el motor está

alineado con el centro de gravedad)‐

NT

= 0 ‐ ΔND

= 00=− mpC

RESULTADOS DE LA RESOLUCIÓN DEL SISTEMA MATRICIAL:

ϕ = 4,4766ºδa = 4,118ºδr = 14,6173º

ϕ<5°

δa o δr < 25°CUMPLE:

Viraje estacionario

RESULTADOS DE LA RESOLUCIÓN DEL SISTEMA MATRICIAL:

δa1 = 1,1446ºδr1 = 1,8724º

ϕ1 = 48,18ºψ1 =12,23º

Estabilidad dinámica longitudinal

( )

e

crucero

ee

crucero

e

e

crucerocrucero

cruceroqq

cruceroT

crcero

UTUU

crucerocrucero

cruceroq

crucerocrucero

U

TUU

ZVMZM

ZVZX

q

u

ZVMg

ZVMVZ

MZV

MZMMZV

MZMM

ZVg

ZVVZ

ZVZ

ZVZ

gXXX

q

u

δ

θ

αθ

θθ

θ

α

α

αδδ

α

δ

δ

α

α

α

α

α

αααα

α

α

ααα

α

α

α

⋅

⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

−⋅

+

−+

⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

⋅

⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

−⋅⋅−

−

⋅++

−⋅

++−⋅

++

−⋅−

−

+

−−

⋅−+

=

⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

0

0100

sin

sincos0

1

1

1

Estabilidad dinámica longitudinal

‐

Short Period

11148,20 −⋅ =−⋅

= sMV

MZ

crucero

qnsp α

αω 85,02

=⋅

⎟⎠⎞⎜

⎝⎛ ++−

=nsp

cruceroq

sp

MVZM

ωζ

αα

‐

Fugoide

14371,0 −=⋅−

= sV

Zg

crucero

unphω 1897,0

2=

⋅−

=nph

uph

Xω

ζ

Estabilidad dinámica longitudinal‐

Fugoide

Estabilidad dinámica longitudinal‐

Short Period

T/W vs W/S: Punto de trabajo.

400 450 500 550 600 650 700

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

Actuaciones

W/S [N/m2]

T/W

W/S=649PaT/W=0.5

Pesos

Pesos

Autonomías 

Alcances 

3 kg hasta 600kg  = 25 horas más = 3700km más (descenso)

Despegue

Subida

20 40 60 80 100 120

400

600

800

1000

1200

1400

1600

1800

2000

2200

Empuje y Resistencia frente a Velocidad

Velocidad (m/s)

T,D

Subida

10 20 30 40 50 60 70 80 90 100

-4

-2

0

2

4

6

8

Velocidad vertical respecto a velocidad de vuelo

Velocidad de vuelo (m/s)

Vel

ocid

ad v

ertic

al (m

/s)

Crucero

Virajes

Descenso

Descenso

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.350.06

0.065

0.07

0.075

0.08

0.085

0.09Ángulo de descenso frente al ángulo de ataque

Ángulo de ataque

Áng

ulo

de d

esce

nso

Descenso

0.06 0.065 0.07 0.075 0.08 0.085 0.090.06

0.065

0.07

0.075

0.08

0.085

0.09Velocidad de descenso frente al ángulo de descenso

Ángulo de descenso

Vel

ocid

ad d

e de

scen

so

Aterrizaje

0 10 20 30 40 50 60 70 801

2

3

4

5

6

7

8x 104 Potencia disponible vs Potencia necesaria

Velocidad (m/s)

Pot

enci

a (W

)

Potencia necesaria y disponible

Variación del empuje y la potencia  con la velocidad

Empuje Potencia

Variación del empuje y la potencia  con la altura

Empuje Potencia

Consumo Específico

10 20 30 40 50 60 70 802

3

4

5

6

7

8

9

10x 10-5 Consumo de combustible para los distintos segmentos

Velocidad (m/s)

Con

sum

o es

pecí

fico

(1/s

)

Palanca de gases al 115%Palanca de gases al 95%Palanca de gases al 85%Palanca de gases al 35%Palanca de gases al 75% a 5000ftPalanca de gases al 75% a 1500ft

Consumo Combustible vs  Velocidad

Consumo Combustible vs  Velocidad

Consumo Combustible vs Altura

Diagrama V‐n

Diagrama V‐n

Diagrama Carga de Pago Alcance

Diagrama Carga de Pago Alcance

Negro: RARojo: RBCeleste: RCAmarillo: RD

Bibliografía

Daniel P. Raymer ‐ Aircraft Design. A Conceptual Approach.Jane’s all world aircraft 2008‐2009.E. Torenbeek ‐ Synthesis of Subsonic Airplane Design.Dr. Jan Roskam and Dr. Chuan‐Tau Edward Lan ‐Airplane Aerodynamics and Performance.Diapositivas de clase ‐ Sergio Esteban Roncero.