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Departamento de Diseño
DISEÑODiseños Preliminares
DISEÑOPrimeras Innovaciones
DISEÑO
150 pasajeros en dos clases
Especificaciones
DISEÑO
Capacidad para 168 personas en una sola clase
DISEÑO
•
Longitud 40 metros•
Anchura fuselaje 4.25 metros
Dimensionamiento General
•
Altura 4.45 metros•
Envergadura 35 metros
DISEÑO
•
Cabina: 9 costillas y 4 largueros•
Fuselaje: 39 costillas y 6 largueros
•
Ala: 46 costillas y 3 largueros
Diseño Estructural
•
Cono de cola: 10 costillas y 4 largueros•
Est.Horiz.: 25 costillas y 2 largueros
•
Est. Verticales: 8 costillas y 2 largueros
DISEÑOGW‐01
Departamento de Estructuras
ESTRUCTURAS: PESOS
Componente Peso (kg)
Planta de potencia 5432.816
Estructuras 16141,697
sistemas 11005.017
ESTRUCTURAS: PESOSESTRUCTURAS (kg)
Ala 5620,643
Estabilizador horizontal 906,688
Estabilizador vertical 767,8971
Fuselaje 6465,636
Tren de aterrizaje 2010,7543
Góndolas 370,055202
ESTRUCTURAS: PESOS
SISTEMAS (kg)FCS 1265,8443
IAE 907,6477
Eléctrico 951,931API 1235,3624
Oxígeno 110,31308
APU 620,5146
Mobiliario 3642,0158
Otros 2271,29
ESTRUCTURAS: PESOSEstudio de materiales:
Materiales Densidad (gm/cc) E (GPa) Límiterotura (MPa)
Al 2.8 76 530aleac Ti
(Ti-6Al-4V)4.4 114 990
fibras densidad(gr/cc)
módulo elástico (GPa)
Móduloelásticoespecifico
resistenciatracción (Mpa)
resistenciatracciónespecifica
alargamientomáximo(%)
resistencia térmica(ºC)
Vidrio E 2,6 72 ‐
73 28 ‐
30 1720 ‐
3400 661 –
1308 2,4 ‐
4,8 840
Vidrio S 2,5 86 ‐
87 35 2530 ‐
4600 1012 –
1840 2,9 ‐
5,4 970
Vidrio C 2,45 71 29 3100 1265 3,5 750
Carbono HT 1,75‐1,83 228 ‐
238 125 ‐
126 2700 ‐
3500 1457 –
2000 1 ‐
1,4 hasta 3000
Carbono HS 1,78‐1,83 230 ‐
270 125 ‐
151 3900 ‐
7000 2131 –
3933 1,7 ‐
2,4 ‐
Kevlar 49 1,44‐1,45 124 ‐
130 85 ‐
90 2270 ‐
3300 1566 –
2153 1,8 ‐
2 200
•Materiales tradicionales:
• Materiales compuestos:
ESTRUCTURAS: PESOSFactores de corrección para materiales compuestos:
Aluminio ρ=2,8gr/cc Titanio (ρ=4,4gr/cc
Vidrio E ρ=2,6gr/cc 0,9286 0,59
Vidrio S ρ=2,5gr/cc 0,8929 0,5682
Vidrio C ρ=2,45gr/cc 0,875 0,5568
Carbono HT ρ=1,79gr/cc 0,6393 0,4068
Carbono HS ρ=1,8gr/cc 0,6428 0,409
Kevlar 49 ρ=1,45gr/cc 0,5179 0,3295
MaterialTradicional
Fibra
ESTRUCTURAS: PESOSAplicación de materiales compuestos: Estructuras
Componente Reducción ( %) Peso lb Peso kgAla 10 11530 5269,21Estabilizador horizontal 85 930,008 425,01374Estabilizador vertical 90 735,1235 335,95144Fuselaje 20 12380 5657,66Góndolas 75 430,1791 196,59185
Provoca una reducción de unos 2246.4923
kgs en la parte estructural
ESTRUCTURAS: PESOSRefuerzos debidos a las cargas soportadas por la aeronave: se han estimado como un 10%
REFUERZOS lb kg
Ala‐Fuselaje 749,4774 342,5112
Góndolas+PWR‐Fuselaje 1231,9 562,9783
Tren‐Fuselaje 439,9938 201,0772
E.horizontal‐Fuselaje 93,0008 42,5014
E.vertical‐E.horizontal 73,5124 33,5952
ESTRUCTURAS: PESOS
No incluidos Peso (kg)
Carga de pago 16794.75
Combustible 27000
Tripulación 500
WTO = 75.810,1923 kg
Componente Peso (kg)
Planta de potencia 5432.816Estructuras 15077.8445sistemas 11004.9189
ESTRUCTURAS: Xcg
centro de gravedad (m) en función del peso del combustible
en función de la carga de pago llenado completo llenado a la mitad sin combustible
llenado completo 23,5237767 23,6216744 23,7659596
llenado a la mitad 23,9932562 24,2169309 24,5900431
sin carga de pago 24,5899181 25,0318304 25,8464248
ESTRUCTURAS: COMPARACIÓN
Departamento de Aerodinámica
PRIMERAS ESTIMACIONES AERODINÁMICAS
First Order Sizing
Initial Sizing
32,17=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
cruceroDL
20=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
esperaDL
30DCAeq
SW π=
AeqSW
SWqCD
LD
π1
10 +
=
feref
wetD C
SSC =0
726,15=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
cruceroDL
159,18=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
esperaDL
SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS I
NACA 64AXXX PARA EL ALA
SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS II
SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS III
SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS IV
NACA 64A210:
-Cl0
=0,187
-Cm0
=-0,041
-Clα
=6,646
-Clmax
=1,18
SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS V
NACA 0012 PARA LA COLA:
Clmax=1,5
Clα=6,81
Cl0=Cm=0
SUSTENTACIÓN‐
CLα
=4,3587.‐
CL0
=0,205 (en configuración limpia para una incendia del ala con respecto al fuselaje de aproximadamente 1 grado determinada por el
Departamento de Estabilidad y Control).‐
CL0
=0,384. (en configuración sucia haciendo uso de doubleslottedflapy leadingedgeslat).
‐
CLmax
=0,9625. (en configuración limpia)‐
CLmax
=3,1
RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR I
Coeficientes de resistencia parásita (ComponetBuildupMethod), CD0:‐Crucero: 0,0151‐Subida: 0,0146‐Autonomía: 0,0144‐Despegue: 0,0538‐Aterrizaje: 0,0583
Resistencia inducida:
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 10.55
0.6
0.65
0.7
0.75
0.8
0.85
0.9
0.95
1
1.05
lambda
e
0.850.25
eλ==
1 0.03597kAeπ
= =
max1 21.454
2 DO
EkC
= =
20D D LC C kC= +
RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR II
POLAR MEJORADA:
Corrección por el número de Mach:
20 1 2D D L LC C k C k C= + −
1
2 1 min2 0.0216l
k kk k C== =
0
1
2
0.0230.0660.0396
DCkk
=
==
Departamento de Estabilidad
OBJETIVOEstabilidad: Propiedad de los sistemas mecánicos, por la que el sistema
vuelve al estado de equilibrio después de haber sidodesplazado de él.
Control: Capacidad de controlar y direccionar la aeronave
¿Qué
habremos de realizar para ello?
Equilibrado de fuerzas aerodiámicas y gravitatoriasPosicionamiento del grupo alar, buscando la estabilidad.
Estabilidad longitudinal TrimadoEstabilidad Lateral‐direccional
Vuelo asimétricoViraje estacionario Fallo motor (OEI)
EQUILIBRADO DE FUERZAS AERODINAMICAS Y
GRAVITATORIASCambio de pesos de los diferentes componentes estructurales debido al mayor porcentaje de Materiales CompuestosMargen estático del 20%Posición de las alas
Xcgw (Rev II)=28.3 metros Xcgw(Rev III)=25.6 metrosXcgw(Final)=23.1 metros
Posición del CGXcgw(Rev II)=27.42 metrosXcgw(RevIII)=25 metros Xcgw(Final)=22.8 metros
Interacción con estructuras para posicionar el CG requeridoObjetivo de adelanto de grupo alar superado, siendo estable.
VUELO EQUILIBRADO “Trimado”
Inicio CruceroMitad CruceroFinal Crucero
A menor peso Menor necesidad de sustentación Menor ángulo de ataque
Cambio en Configuración del Trimado
El ángulo del fuselaje (el que “siente” el pasajero) no será el de ataque debido a la incidencia geométrica del ala
VUELO EQUILIBRADO “Trimado”
•Inicio del Crucero
•Mitad del Crucero
•Final del Cruceroiw
=1ºIt
= ‐0.5º
Lw
WLt
VUELO EQUILIBRADO “Trimado”
Durante el aterrizaje‐
Aumento de Clalpha en torno a un 10%‐
Disminucion alrededor de la mitad del Downwash‐
El elevador aumentara su angulo de trimado para mantener el morro
elevado‐Una vez se porduce la toma de contacto el trimado de configurará
a
cero, para evitar que el avion eleve nuevamente el morro.
Durante el despegue‐
Elevadores con suficiente potencia de control para permitir la rotacion
al 80% de la velocidad de despegue
DIMENSIONES SUPERFICIES DE CONTROL
Superficie estabilizador horizontalSh=25 m2
Superficie de elevadoresSe=10 m2
Superficie estabilizador verticalSv=22 m2
(11 m2
por plano)
Superficie timón de direcciónSr= 8 m2
(4 m2 por plano)
AleronesLa=6.8 metros Sa=5.3 m2
(por alerón)
VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral‐Direccional
VUELO ASIMETRICO CON RESBALAMIENTO DE 15º
REVISION IIIDeflexión alerones
δa=13.5°Deflexión timón de dirección
δr=11.4°Angulo de balance
ϕ=0.5°
REVISION FINALDeflexión alerones
δa=10.4°Deflexión timón de dirección
δr=10.9°Angulo de balance
ϕ=0.7°
Aumento de brazo Disminución de deflexionesAumento de brazo Disminución de deflexiones
VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral‐Direccional
VUELO CON VIRAJE ESTACIONARIO
Φ
Factor de carga n=1.2Angulo de viraje
ϕ=33.6°REVISION III
Deflexión aleronesδa=4.11°
Deflexión timónde dirección
δr=7.8°
REVISION FINAL•Deflexión aleronesδa=2.1°•Deflexión timón
de dirección δr=1.5°•Angulo de Resbalamientoβ = 0º
VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral‐Direccional
FALLO DE MOTOR (OEI)
•Distancia de los motores al plano de simetríaDm=1.5 m•Ángulos de Toe-Up y Toe-Down despreciables
δr=0.25°
-Angulo deflexión de timón de dirección
-Angulo de deflexión de alerones
δa=0.17°
•Estabilidad y control de vuelo MUY compleja y más en aeronaves modernas.•Gracias a la tecnología FBW y Control Activo estacomplejidad queda reducida.•Solución Moderna:FCS+IMU+FBW+Control Activo•Disminuye carga sobre el piloto, mejorando la actuaciónde la aeronave.
SOLUCIÓN ACTUAL
Departamento de Actuaciones
OBJETIVOS
Minimizar el consumo de combustible.
Maximizar la autonomía.
Maximizar el alcance.
ELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO
6000 Pa
MISIÓN
CONSUMO DE COMBUSTIBLE
Reserva del 6%: 1620 Kg.Subida, crucero y planeo a aeropuerto alternativo: 4157 Kg.Calentamiento de motores y ralentí: 20 Kg.Espera en configuración de máxima autonomía: 735 Kg.
COMBUSTIBLE TOTAL: 27000 Kg.
MEJORAS
Alcance:5180 Km (RFP) 5380 Km
Distancia de despegue:2133 m (RFP) 1960 m
Distancia de aterrizaje:1400 m (RFP) 900 m
ENVOLVENTE DE VUELO
Vc VdVaVs
DIAGRAMA CARGA DE PAGO‐ ALCANCE
Punto A:Alcance: 5113 Km.Carga de pago: 16670 Kg
Punto B:Alcance: 5738 Km.Carga de pago: 10000 Kg
Punto C:Alcance: 7033 Km.Carga de pago: 0 lb.