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Pablo García BlancasEnrique J. Muñoz MairelesJosé
Antonio Rodríguez MosqueroJosé
Javier Calderón MarínJuan Jesús Calvino PalaciosJuan Miguel Barragán Asián
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Diseño
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Diseño1º
Rev
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Diseño
1º
Rev 2º
Rev
3º
RevEntrega Final
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Diseño
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Diseño
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Diseño
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Aerodinámica
Perfiles seleccionados
NACA 1412-64 GU25-5(11) modificado (1% curvatura)
PERFIL ALA PERFIL CANARD
Perfiles sencillos Fácil fabricación
Cumplen requisitos requeridos
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Característica Canard: GU25-5(11)8 modificado (1% curvatura) Ala: NACA1412-62
Cl0 0.13 0.12
Clα
[rad-1] 7.204 6.821
Clmax 0.878 1.68
αmax
[deg] 11 15
Cm0 -0.0275 -0.025
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Curvas sustentación 3D
Característica Ala Canard Avión
CL0,clean 0.108 0.0773 0.1264
CL0,dirty 0.734 0.0773 0.7533
CLα
[rad-1] 6.188 4.4305 7.2403
CLmax,clean 1.428 0.395 1.5218
CLmax,dirty 2.428 0.395 2.5218
Aerodinámica
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-2 0 2 4 6 8 10-0.2
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
alpha
CL
Curvas de sustentación del ala y del perfil
Perfil del AlaAla
-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
2.5
Ángulo de ataque
CL
Curva de sustentación del avión
Sin FlapsCon flaps
CL,perfil = 0.12 + 6.82 * α
CL,ala
= 0.108 + 6.108 * α
CL,avion,clean
= 0.126 + 7.24 * α
CL,ala
= 0.734 + 7.24 * α
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Dibujo en planta del ala
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Dibujo en planta del canard
Aerodinámica
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Polar parabólica de coeficiente constante
0 0.5 1 1.5 2 2.50
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
0.3
0.35
Coeficiente de sustentación
Coe
ficie
nte
de re
sist
enci
a
subidacruceroAutonomiadespegue
Cd = Cd0
+ 0.04* CL2
Despegue/Aterrizaje Subida Crucero Espera
Cd0 0.0313 0.0149 0.0143 0.0148
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Polar parabólica de coeficientes constantes
Cd = Cd0
+ 0.04* CL2
–
0.004* CL
Cd0
hallado con superficie proporcionada por CATIA S=10.325 m2
Segmento de vueloVelocidad
(m/s)Mach Cd0 CLopt Emax
Despegue/Aterrizaje 22 0.05 0.0284 0.835 15.8
Subida 48.75 0.15 0.0150 0.611 22.14
Crucero 72.22 0.22 0.0144 0.597 22.693
Espera 51.38 0.15 0.0149 0.609 22.21
Aerodinámica
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0 0.5 1 1.5 2 2.50
5
10
15
20
25
CL
efic
ienc
ia
subidacruceroAutonomiadespegue
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
0.14
Coeficiente de sustentación
Coe
ficie
nte
de re
sist
enci
a
subidacruceroAutonomiadespegue
Cd = Cd0
+ 0.04* CL2
–
0.004* CL
Emáx
=22.7
CL,ópt
=0.6
CL,máx
=1.428
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EstructurasDesglose de Pesos:
1. Método CESSNA: para aviones pequeños, de actuaciones moderadas y con velocidades por debajo de 200 kts.
2. Método USAF: para pequeños aviones utilitarios con actuaciones de hasta 300 knts.
3. Método TORENBEEK: ecuaciones válidas para aviones ligeros con pesos al despegue por debajo de 5.500 kg.
Ponderación
Estimación de pesos de los componentes:
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EstructurasAgrupación de Componentes:
1.
Grupo de Estructuras: ala, canard, fuselaje, tren de aterrizaje (morro y principal), endplates. Se incluyen la hélice y el eje de transmisión.
2.
Grupo de Planta Motora: motor instalado.
3.
Grupo de Equipamiento (RFP): sistemas de control y aviónica, sistema eléctrico, sistema hidráulico, sistema de aire acondicionado y mobiliario.
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EstructurasGrupo de Estructuras:
•Materiales:
Ala, canard y endplate: 95 % de composite y 5% de aluminio
Para tren de aterrizaje se opta por acero de alta dureza (mayores cargas en los aterrizajes).
Fuselaje: estructura monocasco de composite.
Hélice: composite (aviones similares)
Eje de transmisión: acero.
Grupo de Estructuras:
•Refuerzos en los encastres entre ala-fuselaje, canard-fuselaje, endplate-ala y fuselaje-tren de aterrizaje con un aumento de peso de 10% de la estimación de peso en la zona de refuerzo.
•Total del grupo de estructuras: 238,56 kg.
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EstructurasGrupo de Estructuras:
![Page 21: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/21.jpg)
EstructurasGrupo de Estructuras:
Ala:
Canard:
Endplate:
Fuselaje:
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EstructurasEstructura Interna
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Estructuras
•Motor Fijado: ROTAX 914-UL-DCDI
Weight
Engine with Carburetors 141.1lbs / 64.0Kg
Exhaust System 8.8lbs / 4.0Kg
Air Filter 0.4lbs / 0.2Kg
Liquid Radiator 2.2lbs / 1.0Kg
Oil Radiator 1.1lbs / 0.5Kg
Engine truss assembly 4.4lbs / 2.0Kg
Regulator-Rectifier 0.2 lbs / 0.1Kg
Electric Fuel Pumps 1.5lbs / 0.7Kg
External Alternator 6.6lbs / 3.0Kg
Installed Weight 166.4lbs / 75.5Kg
Weight/Power Ratio 1.45lbs/HP / 0.88Kg/KW
Grupo Planta Motora:
Peso total del grupo planta motora: 75,5 kg.
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EstructurasGrupo de Equipamiento a bordo:
•
Configuración estándar mínima (vuelo en VFR según la FAA) dictada por RFP: indicador de velocidad, altímetro, sistema de luces, antena VHF….etc.• Sistema de control y aviónica
Pantalla TFT en cockpit
• Peso total del equipamiento a bordo: 36,61kg.
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EstructurasPesos de despegue, peso de combustible y carga de pago:
Peso en vacío es la suma total de los pesos parciales anteriores:
WE =238,56+75,5+36,61=350,57kg
Peso de combustible: es un valor proporcionado por el departamento de propulsión y actuaciones:
WFUEL =70 kg
Peso de carga de pago: se especifica en el RFP un piloto y pasajero (opcional) a razón de 90 kg cada uno:
WPAYLOAD =180 kg
Peso de despegue: es la suma de los anteriores:
WTAKE OFF =350,57+70+180=600,57 kg
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EstructurasResumen de pesos:
El peso total de despegue cumple lo que dicta el RFP (600 kg).
Elección de materiales buscando el menor peso.
Importancia relativa de cada una de las partes estructurales y componente:
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EstructurasCentro de Gravedad:
•
Diferentes posibilidades: presencia o no de pasajero y especial atención al consumo de combustible (envolvente del cdg).
•
Ajuste de peso (se implica a departamento de diseño) para situar el cdg en lo que requiere departamento de control, Xcg=2.95m medido desde el morro para tener suficiente margen estático
•Equilibrio de momentos de todos los pesos calculados anteriormente con sus respectivos brazos respecto a un punto de referencia situado a 0.54m del morro.
•Valores del centro de gravedad (cdg):
•Presencia de pasajero: Xcg=2.95m.
•No presencia de pasajero: Xcg=2.98m
•Estudio de consumo de combustible: un tanque trasero; o dos: uno delantero y otro trasero.
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EstructurasCentro de Gravedad con un tanque trasero:
La idea es tener el tanque de combustible muy cerca del valor inicial que requiere control para que el consumo de combustible no afecte a su posición.
Se sitúa el tanque detrás del asiento del pasajero (a 3m desde el morro del LSA) según se ha acordado con diseño.
Variación del Xcg desde valor de 3.02m (tanque lleno) a 2.95m (tanque vacío).
Valores que dan suficiente margen estático.
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EstructurasCentro de Gravedad con tanque delantero y trasero:
Por motivos de espacio, se opta por dos tanques de combustible:uno tras el asiento del pasajero ( de 50 kg a 2.7m desde el morro) de y otro en la parte delantera (20 kg a 0.25m desde el morro).
Con esta configuración se mantiene el cdg a 2.95m.
El caudal de cada tanque esta relacionado con las siguientes expresiones:
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EstructurasCargas Estructurales:
Tren de Aterrizaje: la energía cinética se disipa como deformación del tren.
Cargas mas importantes: peso del ala (constante en todos los segmentos de vuelo) y cargas de peso de combustible (se consume con el desarrollo de la misión).
Otras cargas a tener en cuenta:
Fatiga debido a la zona sónica.
Carga en las uniones ala-fuselaje y ala-canard.
Cargas en la unión con superficies hipersustentadoras.
Golpes en borde ataque
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EstructurasTren de Aterrizaje: estudio con departamento de diseño para evitar el
impacto con las hélices en el despegue.
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Diagrama T/WDiagrama T/W--W/SW/SW/S seleccionada:
780 [Pa] Cumple
solicitaciones RFP en todo
segmento salvo en despegue
introducción flap Fowler.
Peso total: 600 [Kg.]
Superf. sust. calculada
S=7.65S=7.65 [m2]
SSflapflap
=8.25 =8.25 [m2]
Curva viraje nnmax max ≈≈ 2.4, 2.4, para
una condición de vuelo dada es el
máximo al que se puede realizar
maniobra.
·WWSS =
Actuaciones
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Diagrama TDiagrama T--VV
Condiciones de crucero. Velocidad máxima corte empuje requerido-palanca al 100%Curvas para bhp=100, si usamos bhp=115 aumenta velocidad máxima (límite 5min.)Vmax= 330 Km/h (bhp=100) Vmax= 350 Km/h (bhp=115)
Actuaciones
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Diagrama PDiagrama P--VV
Diagrama generado para condiciones de crucero.Diagrama útil para ajustar la velocidad de vuelo a partir de la palanca.
Actuaciones
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Alcance con pasajero a bordo
1342 Km1342 Km
Alcance con máxima
carga de combustible
3052 Km3052 Km
Diagrama Alcance Diagrama Alcance ––
Carga de pagoCarga de pago
0 500 1000 1500 2000 2500 30000
10
20
30
40
50
60
70
80
90
100Diagrama Alcance - Carga de pago
Alcance [Km]
Car
ga d
e pa
go [k
g]
Alcance con maxima carga de pagoAlcance con carga de pago nula
Actuaciones
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AlcanceAlcance
Alcance con
pasajero a bordo
Alcance con máxima carga de combustible
Actuaciones
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Alcance total = 1342 Km.Autonomía total = 5.375.37 horas con 2 pilotos
(11.4 horas máximo
con un piloto)Consumo total de combustible 6060 +10 Kg.
Sobra peso de combustible no accesible y el necesario para calentamiento y movimiento en tierra.
Estudio segmentos de vuelo. Perfil de la misiEstudio segmentos de vuelo. Perfil de la misióón.n.
Distancia: 248 mConsumo: 0.048 Kg.
T/W=0.4963W/S=718 Pa
V=97.2 Km/h.ηp = 0.64 (θ= 16º)
δp = 1.15 (5800 RPM)
Distancia: 16 Km.Consumo: 1.66 Kg.Ángulo subida= 5º
T/W=0.1422W/S=769.33 PaV=148 Km/h
ηp =0.7956(θ= 22º)δp = 0.78 (5000 RPM)
Distancia: 17 Km.Consumo: 1.87 Kg.Ángulo subida= 5º
T/W=0.1474W/S=767.18 PaV=203 Km/h
ηp = 0.84 (θ= 22º)δp = 1.08 (5500 RPM)
Distancia: 1187 KmConsumo: 55 Kg.
T/W=0.06W/S=764-690 Pa
V=260 Km/hηp = 0.844 (θ= 23º)
δp = 0.61 (5400 RPM)
Distancia: 30 KmConsumo: 0.06Kg.Ángulo bajada = 3º
T/W=5.03 e-3W/S=690.45 PaV=157.8 Km/h
ηp = 0.8538 (θ= 45º)δp = 0.35 (1400 RPM)
Distancia: 45 Km.Consumo: 1.5 Kg.
T/W=0.051W/S= 690.38 Pa
V=185 Km/hηp = 0.8538 (θ= 43º)
δp = 0.397 (4000 RPM)Distancia: 21 Km
Consumo: 0.04 Kg.Ángulo bajada = 3º
T/W=5.03 e-3W/S=690.45 Pa
V= 145.87 Km/hηp = 0.824 (θ= 20º)
δp = 0.35 (1400 RPM)
.
Distancia: 20 Km.Consumo: 0.05 Kg.
T/W= 0.048W/S= 689.42 Pa
V=185 Km/hηp = 0.814 (θ= 20º)
δp = 0.335 (4000 RPM)
Distancia: 9 KmConsumo: 0.02 Kg.Ángulo bajada = 3º
T/W=7.75 e-3W/S= 689.42 PaV=138.40 Km/h
ηp = 0.8538 (θ= 42º) δp = 0.35 (1400 RPM)
Distancia: 290.14 mConsumo: 0.0008 Kg.
T/W=9.82 e-3W/S=717.8 Pa
ηp = 0.8732 (θ= 32º) δp = 0.35 (1400 RPM)
Actuaciones
![Page 38: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/38.jpg)
Líneas de ráfaga no limitantes, caen dentro de zona válida.
Factor n mFactor n mááximoximo > 7> 7para determinadas condiciones
de vuelo.
Daños estructurales para ese valor de nn..
Maniobra con n=5 muy brusca.
Diagrama VDiagrama V--NNActuaciones
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Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. PP--hh
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100003
3.2
3.4
3.6
3.8
4
4.2
4.4x 104
Altura [m]
Pot
enci
a [W
]
Variación de la potencia con la altura
Actuaciones
Generadas a partir del modelo de motor.
Modelo no realista a alturas elevadas. Poca variación de las variables y el rendimiento ηηp.p.
Curvas generadas con configuración de motor de crucero.
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Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. VV--hhActuaciones
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100045
50
55
60
65
70
75
80
Altura [m]
Vel
ocid
ad [m
/s]
Variación de la velocidad de crucero con la altura
ηηpp
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Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. EE--hhActuaciones
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000100
150
200
250
300
350
400
450
500
550
600
Altura [m]
Em
puje
[N]
Variación del empuje con la altura
ηηpp
![Page 42: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/42.jpg)
Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. CCEE
--hhActuaciones
0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100000.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
2
2.2
2.4
2.6x 10-4
Altura [m]
Con
sum
o es
pecí
fico
[Kg/
N·s
]
Variación del consumo específico con la altura
ηηpp
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Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. CCEE
--VVActuaciones
20 30 40 50 60 70 80 900
1
2
3
x 10-4
Velocidad [m/s]
Con
sum
o es
pecí
fico
[Kg/
N·s
]
Variación del consumo específico con la velocidad
ηηpp
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Techo teTecho teóóricorico
25 30 35 40 45 50 55 60
300
400
500
600
700
800
900
Velocidad [m/s]
Em
puje
[N]
Rendimiento de la hélice = 0.84
h=5000m
h=6000m
h=7000m
h=9000m
h=8500m
Techo calculado con modelo de motor (8500 m aprox.). Modelo poco exacto, apenas varía rendimiento de la hélice con la altura. Techo donde líneas de mismo color son tangentes.
Actuaciones
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25 30 35 40 45 50 55 60
200
300
400
500
600
700
800
900
Velocidad [m/s]
Em
puje
[N]
Techo teórico
Rendimiento de la hélice = 0.3
h=7000m
h=5000m
h=4000m
h=2000m
h=3000m
Techo teTecho teóóricoricoSuponiendo rendimiento = 0.3 para aproximar modelo más realista, el techo en torno a 3000 metros.
Actuaciones
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Estabilidad y control
Trimado longitudinal: margen estático del 20 %Incidencia del canard mayor que la del ala
Vuelo de crucero
520 525 530 535 540 545 550 555 560 565 570-0.05
0
0.05
0.1
0.15
0.2
520 525 530 535 540 545 550 555 560 565 570
1.01
1.02
1.03
1.04
1.05
1.06
1.07x 10-3
![Page 47: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/47.jpg)
Estabilidad y control
0 50 100 150 200 250 300 350 400 450-3
-2
-1
0
1
2
3
4
uthetaalfaq
Fugoide
Periodo: 40 sAmortiguamiento: 0.04
Corto periodo
Periodo: 4 sAmortiguamiento: 0.38
Cumple normas MILF-8785C
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Estabilidad y control
Maniobras:
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Estabilidad y control
Dinámica lateral direccional:
Cumple normas MILF-8785C
0 50 100 150 200-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
t [s]β
[rad]
0 50 100 150 200-0.05
0
0.05
t [s]
p [ra
d/s]
0 50 100 150 200-0.01
0
0.01
0.02
0.03
t [s]
r [ra
d/s]
0 50 100 150 200-0.5
0
0.5
1
1.5
t [s]
φ [ra
d]
![Page 50: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/50.jpg)
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por su diseño innovador dentro de su segmento de mercado (HPLSA)
Diseño
![Page 51: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/51.jpg)
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por los avances tecnológicos empleados
(I)–
Vuelo a bajas velocidades•
Superficies hipersustentadoras. Slotted Fowler Flaps •
Configuración Canard.
–
Reducción de pesos•
Uso de materiales compuestos principalmente. •
Aviónica digital.
–
Vuelo de crucero•
Hélice de 3 palas, de diámetro 68”
y de paso variable.•
Configuración tándem de piloto y copiloto•
Tren retráctil.•
Aleta trasera-inferior & Estilización de la parte trasera del fuselaje.•
Canard de incidencia variable. •
Uso de dos tanques de combustibles.
Diseño
![Page 52: Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de …aero.us.es/adesign/Trabajos/Curso_2009_10/Grupo_02.pdf · 2010-02-08 · Curvas de sustentación del ala y del](https://reader030.vdocumento.com/reader030/viewer/2022041011/5ebc11844145783f490f5aa6/html5/thumbnails/52.jpg)
¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por los avances tecnológicos empleados
(II)–
Vuelo de crucero•
Climatización de la cabina.–
Calefacción. »
Sistema de intercambio de calor con el motor y gases de escape. Con ello se consigue aumentar el rendimiento termodinámico del avión ya que se está
aprovechando energía que normalmente no se usa. »
Sistema de calefacción auxiliar. –
Refrigeración.»
La refrigeración de la cabina, se realiza tomando aire del exterior. En altura de crucero, la temperatura es 20ºC menor que a nivel del mar, según ISA.
»
Sistema de aire acondicionado auxiliar. –
Uso de aislantes térmicos. »
Minimiza pérdidas térmicas con el exterior. –
Aterrizaje•
Freno de disco.•
Tren de morro direccional
Diseño
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¿Por qué
debería comprar el Proyecto PEJ4?
•
Por sus magníficas prestaciones
Diseño
RFP Diseño 1 piloto Diseño 2 pilotosALCANCE 1333 Km. 3052 Km.3052 Km. 1341 Km.1341 Km.
RODADURA DESPEGUE
150 m. -- 113 m.113 m.
RODADURA ATERRIZAJE
200 m. -- 114 m.114 m.
FACTOR DE CARGA MAX.
5 / -2 > 7> 7 > 7> 7
PESO EN VACÍO MAX.
450 Kg. 350 Kg.350 Kg. 350 Kg.350 Kg.
PESO MÁXIMO 600 Kg. 600600
Kg. 600600 Kg.
VELOCIDAD MÁXIMA
300-400 Km/h. 350 Km/h.350 Km/h. 310310 Km/h.
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GRACIAS POR SU ATENCIGRACIAS POR SU ATENCIÓÓNN