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BRAIN STORMING
• ALA BAJA
• PLANTA PROPULSIVA: 4 motores en cola
• SUPERFICIES DE COLA
• DERIVA HORIZONTAL: Baja
• DERIVA VERTICAL: Plano deriva doble
• TREN DE ATERRIZAJE: un boggie delantero y 4 traseros
COLA EN H
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• SISTEMA DE CARGA/DESCARGA: convencional + frontal
• SISTEMA PROPULSOR AUXILIAR PARA EL DESPEGUE
• UTILIZACIÓN DE WINGLETS
• DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE SECUNDARIOS EN LA COLAutilizados para el trimado el avión
• REDUCCIÓN DE RUIDOS
BRAIN STORMING
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DISEÑO
“SIZING” Raymer Análisis estadísticoaviones similares
predimensionado
diseño
diseño definitivo
requerimientositeraciones
Sizing matrix
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SIZING MATRIX
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SIZING MATRIX
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SIZING MATRIX
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DISEÑO DEFINITIVO
A 380 B 747 An 124 OBELIX
Carga Alar al despegue [Pa] 6850 6578 6123 6500
Flecha del Ala [deg] 33.5 30 29.3
Peso máximo al despegue
[kg]590000 362880 392000 542103
Superficie Alar [m2] 845 541.2 628 817.75
ALA ESTABILIZADOR VERTICAL
ESTABILIZADOR HORIZONTAL
Superficie Alar (S) [m2] 817,75 61,97 213,3
Envergadura (b) [m] 79,86 12,85 29,21
Cuerda de la raiz (Croot) [m] 16,64 6,64 10,43
Cuerda de la punta (Ctip) [m] 3,82 2,99 4,16
Cuerda media [m] 11,57 13,31 7,75
(Y) [m] 15,79 1,40 6,26
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DISTRIBUCIÓN DE LA CARGA
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DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE
Cálculo:
RaymerComparación directa
Configuración definitiva:• Tren principal: 4 bogies (6+4) [6667851,80N]
• Tren de morro: 1 bogie (6) [1462568,16N]
• Mayores factores de seguridad que otros aviones del sector
• Tren de morro reforzado para permitir carga frontal y soportaruna operación en tierra de mayor exigencia
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15 m
25.8 m
Configuración del tren de aterrizajey diseño de la cola compatibles
con el ángulo de ataque aldespegue con MTOW
DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE
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CAD
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USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES
• Motores auxiliares al despegue
0.25· 10.43aux TOT T kN= =
• Reducción de pesos
- sistema hidráulico opera a 5000 psi en lugar de a 3000 psi (estándar)
- uso de materiales avanzados
Reducción de BFL en torno al 10% y reducida influencia sobre lasactuaciones integrales.
en aviones similares esto produjo una reducción de 2500lb
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• Ruido e impacto medioambiental
- Diseño optimizado de flaps y slats.- Minimizar la velocidad de acercamiento.- Cuerpo del tren de aterrizaje.- Inclinación del morro adecuada.- Cercanías la punta del ala: mejora con winglets.
Mejora de las actuaciones a baja
velocidad
Optimización de la góndola
Minimización del ruido de motores
Morro optimizado para reducir ruidos
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES
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USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES
• Ruido e impacto medioambientalwinglets
minimización dela velocidad
de aproximaciónconfiguración de flaps y slats
Cuerda de flapsóptima
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AERODINÁMICA
Elección de perfiles
•Ala: SC(2) 0714•Deriva Horizontal: NACA 0012•Deriva Vertical: NACA 0014
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AERODINÁMICA
Configuración de crucero: Polar parabólica
Fuselaje Ala Deriva Vertical Deriva Horizontal
FF 1,131759414 1,663111733 1,577571347 1,553376627
Qc 1 1 1,02 1,02
R 441007282,9 7,13E+07 31118512,25 47739891,15
Rcutoff 1020464775 149810867,4 62567017,72 98188080,78
Cf 0,00162457 0,00208118 0,002349122 0,002205218
Swet(ft2) 23059,64401 16700,67889 1281,795269 4545,123516
CD0 0,004816744 0,006567102 0,000550455 0,001804191 CD0=0,014425
1 0,07119KAeπ
= =
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AERODINÁMICA
POLAR PARABÓLICA
-0,6-0,4
-0,20
0,20,4
0,60,8
1
1,21,4
0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14
CD
CLCD=0,0144+0,071CL
2
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AERODINÁMICA
Configuración en despegue
0
2
/ 10414,275/ )TO
TO
WW SS S ftW S W
= ⋅ ⋅ = Shipersustentadoras=149’76 m2 (18,2%)
max max_ ( ) 1,026flappedL l flaps
ref
SC C K sweep
SΔ = ⋅Δ ⋅ = CLmax=2,2768
( )0_ 10 0,036f flappedD flaps flap flap
ref
c SC F
c Sδ
⎛ ⎞⎛ ⎞Δ = − =⎜ ⎟⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠⎝ ⎠
CD0=0,05
( )( )
1 .5
1 .5
3 3 /1 3 3 /
e f fe c t iv eK h bK h b
=+
0, 024effectiveK =
Triple slotted flap
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AERODINÁMICA
Polar Parabolica en despegue
-1
-0,5
0
0,51
1,5
2
2,5
0 0,05 0,1 0,15 0,2
CD
CL
CD=0,05+0,024CL2
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PESOS Y CENTROS DE GRAVEDAD
MÉTRICO [Kg]Wo 542105
Wp 150000
W 700
Wf 195756,8
FUSELAJE ALA EST.VER EST.HOR C. DE PAGO
231,44 93,95
-
-
0
16,25
FUEL
Xcg 117,45 89 89 222,18 126,8
Ycg 0 -135,4 135,4 0 -
Zcg 0 -6,02 -6,02 3,71 -
71087,51Wfuselage
6471,027Wv.tail
12754,48Wh.tail
34553,31Wwing
MÉTRICO [Kg]PESOS
CENTROS DE GRAVEDAD
-2.30Zcg
0Ycg
113,66Xcg
TOTAL
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MATERIALES
Timón: Fibra de C
Tips: Kevlar
Naríz: Fibra de vidrio
Fairing Flaps: Kevlar
Tips: KevlarElevador: Fibra C
Spoiler: Fibra CAlerones: Fibra C
Pilón: Kevlar Ala (Piel/Rigidizador):
– Arriba 7150-T6/7150-T6– Abajo: 2324-T3/2224-T3
Fuselaje (Piel/Rigidizador):
– 2324-T3 /7150-T6– Paneles del suelo: Fibra de Vidrio
Estabilizador Horizontal
– 7150-T6/7150-T6
Estabilizador Vertical
– 7150-T6/7150-T6–Paneles: Kevlar/ FC
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ESTRUCTURA
ALA
~ 50 costillas
3 larguerillos
15% cuerda60% cuerdaSoporte mecanismo flaps
Espesor ~ 0.4 in.
FUSELAJE
Para su diseño se deben considerar la flexión, la cizalladura, la torsión y la presión en cabina.
~ 120 cuadernas
Espesor efectivo (hasta la pared de cabina) ~ 7.5 in.
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ESTABILIDAD Y CONTROL
MOVIMIENTO LONGITUDINAL
MOVIMIENTO LATERAL-DIRECCIONAL
ContribucionesEcuaciones de equilibrio
Contribuciones
Ecuaciones de equilibrio
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ESTABILIDAD Y CONTROL
CENTRADO POSICIÓN ALAS
POSICIÓN CdG %SM
ADECUADO
X’ X
X’LEw
ACw AChCG NA
SM
CGw CGf CGfsCGv
CGhXX’
X’lew
CGfXcg
TRIMADO: Centrado
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ESTABILIDAD Y CONTROL
X’Lew70 ft=20 m
XCdG/c1.14
SM15.56%
CG%mac26.7
-0,4
-0,20
0,2
0,4
0,60,8
1
1,21,4
1,6
47 49 51 53 55 57 59 61 63 65 67 69 71 73 75 77 79
X'Lew [ft]
X/c
Xcg/cXna/cSm
TRIMADO: Centrado
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ESTABILIDAD Y CONTROL
TRIMADO: Variación con el peso
Posición del cdg del combustible en alas
Modelo trapezoide oblícuo
Fracción de peso al final del crucero W/W0=[1,0.65]
Trimado para el crucero
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
2,5
0,60,70,80,91
W/W0
Xcg/c
Delta e [deg]
Alpha [deg]
SM
Criterios
Ángulo de ataque Deflexión Elevadores
iw = -0.76 degih = -1.7
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ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. ESTÁTICA: Dimensionado y ubicación
Sh/Sw 0,261X ach/c 3,677Sflapped/Sref 0,25Cfh/Ch 0,2ΛH.L. 15
Deriva horizontalElevadores
Deriva VerticalAleronesRudder
Sfv/Sv 0,2Xacv/b 0,55Zacv/b 0,08Sfv/Sv 0,2cR/cv 0,2ΛHL v 15ca/cw 0,15
Deriva horizontalElevadores
Ye1 13,3 mXe1 7,59Ye2 26,62Xe2 15,18
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ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. ESTÁTICA: Requisitos
Índice de estabilidad estática
longitudinal 0.903 0MC α = − <
747 1.023MC Bα = −
0.205 0Clβ
Despegue con viento
cruzado
= − >0.25 0Cnβ = >
747 0.2Cn Bβ =747 0.1Cl Bβ = −
Índices de estabilidad estáticaLateral-Direccional
-0,0015
-0,001
-0,0005
0
0,0005
0,001
0,0015
0,002
0,0025
-6 -5 -4 -3 -2 -1 0
delta r [deg]
Cn
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ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. DINÁMICA: Modelado derivadasOBELIX B747
Cxu -0,085 -0,108Cxalpha 0,105 0,219Cxq 0,000 -0,106Cxdalpha 0,000 -0,654Czu -0,106 -4,920Czalpha -5,889 0,006Czq -6,485 -5,921Czdalpha 2,661 0,104Cmu 0,104 -1,023Cmalpha -0,910 -6,314Cmq -14,737 -23,920Cmdalpha -6,773 -1,444Czdeltae 0,177 0,365
Derivadas de Estabilidad
Longitudinales
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ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. DINÁMICA: Modelado derivadas
Derivadas de Estabilidad
Lateral-Direccional
OBELIX B747Cyβ -0,622 -0,877Cyp^ -0,053 0,000Cyr^ 0,000 0,000Clβ -0,205 -0,280Clp^ -0,449 -0,330Clr^ -0,194 -0,300Cnβ 0,218 0,195Cnp^ -0,027 -0,004Cnr^ -0,098 -0,274Cyδa 0,000 0,000Cyδr 0,082 0,115Clδa -0,018 -0,014Clδadot 0,000 -Clδr 0,007 0,007Cnδa 0,002 0,000Cnδr -0,030 -0,126Cnδrdot 0,000 -
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ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. DINÁMICA: Amortiguación y FrecuenciasMovimiento longitudinal Ecuaciones linealizadas
-0.006 - 0.013i-0.006 + 0.013i-0.00004 - 0.0014i-0.00004 + 0.0014i
Autovalores
Modo Corto
Periodo0.42 0.66 9.46 0.16
Modo Fugoide 0.0281 0.065 96.61 -
Sistema completo
ξ [ / ]/
2n= rad snωα
Ωn [rad/s]ω T[s]
Corto Periodo Fugoide
minξ maxξ maxΩminΩ
Categoría B
Nivel 1 0.30 2
Nivel 2 0.20 2
Nivel 3 0.15 -
Categoría B
Nivel 1 0.085 3.6
Nivel 2 0.038 10
Nivel 3 0.038 -
Nivel 1
Nivel 2
Nivel 3 55doublet s>
0ξ >
0.04ξ >
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PLANTA MOTORA
( ) ( ) ( ) ( )( )0 · 0 , .CRCR
VT V T T V T h cteV
= + − = ( ) ( ) ( )( )
0.8
11 2
2
, , , .h
T h V T h V V cteh
ρρ
⎛ ⎞= =⎜ ⎟⎜ ⎟
⎝ ⎠
0 409T kN=
77.87CRT kN=
GE90-92B
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ESTUDIO DE POTENCIAS
Vuelo de Crucero
Cumple RFP
min 217 mV s=
max 283mV s=
262.2crmV s=
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ESTUDIO DE POTENCIASVuelo de subida Variación del ángulo de asiento
Cumple RFP
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ESTUDIO DE POTENCIAS
Vuelo de subida Variación del ángulo de asiento
140 262CAS crm mV Vs s= ⇒ =
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DIAGRAMA T/W vs W/S
6500W PaS=
1ª iteración Carga Alar que optimiza el crucero
7.81A =
optL LC C=
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SEGMENTOS DE VUELO
A 380 B 747 An 124 OBELIXOBELIXBFL [m] 3009 2820 3000 25822582LFL [m] 2180 29962996
ALCANCE MÁXIMO
[km]10400 13445
15700n (ferry)12000 (80000
kgpayload)
1275812758
-Aplicación normativa FAR
- Optimización del crucero
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DIAGRAMA DE CARGA DE PAGO
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DIAGRAMA V-n
Velocidad de maniobra:
Velocidad de picado:
Velocidad de ráfaga máx.:
Velocidad de crucero máx.:
Cumple FAR
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ANGULO DE ATAQUE AL DESPEGUE
- SELECCIÓN DEL BFL DE AVIONES SIMILARES BFL = 2594m
LC 16.94º 20ºLOFα = <
REQUISITO DE TREN DE ATERRIZAJE
( )0.863 1 6552.7 01 2.3· · · obstacle L
avL
SL
WSBFL h f CTG g C UW
ρ ρρ
⎛ ⎞⎛ ⎞ ⎜ ⎟⎛ ⎞⎜ ⎟ ⎜ ⎟⎜ ⎟= + + + ⇒ =⎜ ⎟ ⎜ ⎟+ ⎜ ⎟⎜ ⎟−⎝ ⎠ ⎜ ⎟⎝ ⎠ ⎜ ⎟
⎝ ⎠
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- DISEÑO: - Optimización de la integración de los motores auxiliares- Desarrollo de versión alargada.- Implementación del sistema de carga autónomo.
- AERODINÁMICA :- Análisis mediante modelos 3D.- Aterrizaje
- ACTUACIONES: - Diseño del perfil de misión óptimo- Elección de motores auxiliares
- ESTRUCTURAS: - Mejorar integración de las carenas. - Análisis estructural más detallado
-ESTABILIDAD:- Diedro real vuelo vs. Diedro geométrico.- Minimizar contribución de motores al momento de cabeceo
OBELIX un camino por recorrer
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UN AVIÓN CON FUTURO
TREN DE ATERRIZAJE
GRAN VOLUMEN DE CARGASISTEMA DE
CARGA AUTÓNOMO
MENORES DISTANCIASDE DESPEGUE MAYOR CAPACIDAD
DE CONTROL
POLIVALENTE
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¿¿ PREGUNTAS ?PREGUNTAS ?
Abril Fdez.-Palacios, Mª ÁngelesArellano Vera, Carlos
Benitez Moreno, MartaFernández Duarte, David
Pacheco Ramos, Guillermo