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Herramientas para la obtención y análisis de modelos aerodinámicos de aviones

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15 Memoria PFC

PARTE 1

HERRAMIENTA PARA LA

ESTIMACIÓN DE

MODELOS

AERODINÁMICOS DE

AVIONES


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16 Memoria PFC

CAPÍTULO 2

MÉTODOS DATCOM Y

TORNADO


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17 Memoria PFC

CAPÍTULO 2

MÉTODOS DATCOM Y TORNADO

2.1 Introducción

El objetivo principal de esta primera parte, es la creación y modificación de una

serie de archivos y funciones que permitan tanto a Datcom como a Tornado, la creación

de modelos aerodinámicos y la obtención de derivadas de estabilidad. Los resultados

obtenidos por ambos programas se compararán para cada coeficiente y derivada de

estabilidad y se decidirá cuál de ellos se ajustan más a los reales.

Se creará un archivo principal de entrada en Matlab en el que el usuario deberá

definir los parámetros geométricos del avión y las condiciones de vuelo, que permitan

tanto a Datcom como a Tornado la creación del modelo aerodinámico. En este archivo

principal, las variables tanto de los parámetros geométricos como de las condiciones de

vuelo, se definirán en un lenguaje compatible con las variables de entrada de Datcom. La

función intérprete de Tornado, que más adelante se describirá detalladamente, será la

encargada de interpretar dichas variables como las variables de entrada para Tornado.

Una vez obtenidos los resultados finales, éstos se usarán en el capítulo 2 para la

simulación del modelo en “Simulink” a partir de unas condiciones iniciales. Se tomará

como ejemplo el modelo de UAV Céfiro. Con la simulación se podrá observar la evolución

de la dinámica y la estabilidad del modelo del avión.

.

Para entender mejor el procedimiento, en primer lugar se hará una descripción de

cada programa, de la filosofía de trabajo de cada uno y de las variables que se van a

usar. Se van a describir tanto para Datcom como para Tornado, alguna de las variables

de entrada necesarias para la ejecución de los cálculos. También se va a hacer una

descripción de cómo se estructuran las variables de entrada y los resultados de salida

tanto para Datcom como para Tornado. Esto va a permitir entender mejor la manera con

la que se van a interpretar las variables de entrada del archivo principal en ambos

programas y de cómo se obtendrán los resultados de salida de cada uno de ellos.


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18 Memoria PFC

2.2 Datcom

En Datcom se deben definir una serie de comandos y variables que determinarán

entre otras características, las unidades con las que se va a trabajar. Estas variables y

comandos de entrada se definen en un editor de texto como Notepad++ para

posteriormente ser ejecutado por Datcom, obteniendo así los resultados en un archivo de

salida.

Datcom permite definir tres campos asociados a las superficies aerodinámicas de

ala, estabilizador horizontal y estabilizador vertical. Cada una de estas superficies puede

tener un quiebro a lo largo de su envergadura si se requiere. Este programa también

permite hacer el análisis teniendo en cuenta la contribución del fuselaje y de los motores,

a diferencia de Tornado que únicamente analiza superficies aerodinámicas. Datcom solo

permite la definición de un tipo de perfil por superficie aerodinámica.

Datcom usa ejes estabilidad para hacer los cálculos y obtener las derivadas de

estabilidad. En el siguiente gráfico se muestra la relación entre ejes cuerpo y ejes

estabilidad en función del ángulo de ataque y de deslizamiento . Los ejes cuerpo

son ejes ligados al avión con origen en el centro de gravedad y formando un triedro como

el que se muestra en la Figura 2.1.

Figura 2.1 Relación entre ejes cuerpo y ejes estabilidad.


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19 Memoria PFC

DEFINICIÓN DE LAS VARIABLES DE DATCOM

DIM M/FT: Si se quiere trabajar en metros/pies según convenga.

PART: Esta variable proporciona salidas auxiliares y parciales en el archivo de salida.

DERIV DEG/RAD: Para trabajar con unidades de grados hexadecimales/radianes

DUMP ALL: Variable que permitirá sacar a Datcom todas las matrices de salida.

DAMP: Permite la obtención en el archivo de salida de las derivadas de estabilidad

dinámicas además de las estáticas.

Posteriormente se definen en una serie de campos, un conjunto de variables que

determinarán tanto las condiciones de vuelo, como la geometría del avión.

FLTCON (Flight condition)

En este campo se definen las condiciones de vuelo con las siguientes variables.

WT: Peso de avión en kilogramos.

LOOP: Esta variable puede tomar tres valores en función de cómo se quiera hacer

el análisis.

- LOOP =1: Variando altitud y Mach conjuntamente.

- LOOP =2: Variando Mach y fijando altitud.

- LOOP =3: Variando altitud y fijando Mach.

NMACH: Números de número de Mach con los que se quiere hacer el análisis. En

nuestro caso vamos a fijar únicamente un valor.

MACH(1): Valor del Mach.

NALT: Número de altitudes a las que se va a ejecutar el archivo de entrada. En

nuestro caso también vamos a considerar un valor de la altitud para cada análisis

determinado.

ALT(1): Valor de la altitud.

NALPHA: Número de ángulos de ataque para los que se van a obtener resultados

de las derivadas de estabilidad.

ALSCHD(1): Vector de ángulos de ataque.

STMACH: Límite superior del valor del Mach para el análisis en régimen

subsónico.


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20 Memoria PFC

TSMACH: Límite inferior del valor del Mach para el análisis en régimen

supersónico.

OPTINS (Options)

En este campo se definen los parámetros de referencia para las dimensiones del

avión que se esté definiendo.

SREF: Valor de referencia para el área del ala.

CBARR: Valor de referencia para la cuerda del ala.

BLREF: Valor de referencia para la envergadura del ala.

ROUGFC: Factor de rugosidad de la superficie.

SYNTHS (Synthesis Parameters)

Las variables que se definen en este campo determinan las posiciones de las

superficies de ala y cola así como el centro de gravedad.

XCG: Coordenada x del centro de gravedad del avión.

ZCG: Coordenada z del centro de gravedad del avión respecto a la línea de

referencia

XW: Ubicación horizontal del vértice del ala.

ZW: Ubicación vertical del vértice del ala relativa al plano de referencia.

ALIW: Ángulo de incidencia de la cuerda de la raíz del ala medido respecto al

plano de referencia.

XH: Ubicación horizontal del vértice del estabilizador horizontal.

ZH: Ubicación vertical del vértice del estabilizador horizontal relativa al plano de

referencia.

ALIH: Ángulo de incidencia de la cuerda de la raíz del estabilizador horizontal

medido respecto al plano de referencia.

XV: Ubicación horizontal del vértice del estabilizador vertical.

ZV: Ubicación vertical del vértice del estabilizador vertical medido respecto al

plano de referencia.

XVF: Localización horizontal de la aleta ventral.

ZVF: Localización vertical de la aleta ventral.

SCALE: Factor de escala del avión.


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21 Memoria PFC

VERTUP: Determina si el estabilizador vertical se encuentra por encima del plano

de referencia (valor 1) o por debajo (valor 0).

BODY

En este campo se define la geometría del fuselaje del avión.

NX: Número de secciones con las que se va a definir el fuselaje.

X(1): Posición horizontal de cada sección.

R(1): Es la mitad del ancho del fuselaje en la sección determinada.

ZU(1): Es la altura sobre la línea central respecto al plano de referencia.

ZL(1): Es la altura por debajo de la línea central respecto al plano de referencia.

BNOSE: Tipo de cono de nariz. No requerido en régimen subsónico.

BLN: Longitud de la nariz del cuerpo.

BTAIL: Tipo de cono de cola. No requerido en régimen subsónico.

BLA: Longitud del cuerpo cilíndrico. De valor cero para configuración solo de nariz

o solo de nariz-cola.

METHOD:

WGPLNF (Wing planform)

En este campo se definen las variables que determinan la geometría del ala

principal.

CHRDR: Cuerda en la raíz del ala.

CHRDTP: Cuerda en la partición del ala.

CHRDBP: Cuerda en la punta del ala.

SSPN: Envergadura del ala desde el plano de simetría del avión (xz)

SSPNE: Envergadura del ala desde el encastre con el fuselaje.

SSPNOP: Envergadura de la partición exterior del ala en caso de haberla.

SAVSI: Ángulo de flecha de la partición interior del ala.

SAVSO: Ángulo de flecha de la partición exterior del ala.

DHDADI: Ángulo de diedro de la partición interior del ala.

DHDADO: Ángulo de diedro de la partición exterior del ala.


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22 Memoria PFC

CHSTAT: Determina la línea sobre la envergadura del ala sobre la que se define

el ángulo de flecha. Se define como una fracción de la cuerda a lo largo de la

envergadura.

TWISTA: Ángulo de torsión del ala.

WGSCHR

Este campo se define detrás del WGPLNF en el caso de que el perfil del ala se

defina con las coordenadas de los puntos del extradós e intradós, en vez de con la

configuración NACA implementada dentro del mismo programa.

SYMFLP (Symmetrical Flap Deflection parameters)

En esta área se definen las variables que determinan la geometría, posición y

deflexiones de las superficies de control de deflexión simétrica, tales como flaps o timón

de profundidad.

FTYPE: Tipo de flap o timón de profundidad.

- 1: Flap/timón de profundidad simple.

- 2: Flap/timón de profundidad ranurado.

- 3: Flap/timón de profundidad Fowler.

- 4: Flap/timón de profundidad doble ranurado.

- 5: Flap/timón de profundidad Split.

- 6: Leading edge flap.

- 7: Leading edge slat.

- 8: Flap/timón de profundidad Krueger

NDELTA: Número de deflexiones para la superficie de control.

DELTA (1): Vector de valores de las deflexiones.

PHETE: Tangente a la salida del perfil desde el 90% de la cuerda hasta el 99% de

la cuerda.

PHETEP: Tangente a la salida del perfil desde el 95% de la cuerda hasta el 99%

de la cuerda.

CHRDFI: Cuerda del extremo interior de la superficie de control.

CHRDFO: Cuerda del extremo exterior de la superficie de control.


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23 Memoria PFC

SPANFI: Localización respecto del plano de simetría del avión (xz) del extremo

interior del flap.

SPANFO: Localización respecto del plano de simetría del avión (xz) del extremo

exterior del flap.

CPRMEI(1): Longitud total de la cuerda en la posición interna de la superficie de

control.

CPRMEO(1): Longitud total de la cuerda en la posición externa de la superficie de

control.

ASYFLP (Asymmetrical Control Deflection parameters)

En este campo se definen las variables que determinan la geometría, posición y

deflexiones de las superficies de control de deflexión asimétrica, tales como alerones.

STYPE: Tipo de alerón.

- 1: Flap spoiler on wing.

- 2: Plug spoiler on wing.

- 3: Spoiler-slot-deflection on wing.

- 4: Plain flap aileron.

- 5: Differentially deflected all moveable horizontal tail.

NDELTA: Número de deflexiones para la superficie de control.

DELTAL (1): Vector de valores de las deflexiones del alerón izquierdo.

DELTAR (1): Vector de valores de las deflexiones del alerón derecho.

SPANFI: Localización respecto del plano de simetría del avión (xz) del extremo

interior del alerón.

SPANFO: Localización respecto del plano de simetría del avión (xz) del extremo

exterior del alerón.

PHETE: Tangente a la salida del perfil desde el 90% de la cuerda hasta el 99% de

la cuerda.

CHRDFI: Cuerda del extremo interior del alerón.

CHRDFO: Cuerda del extremo exterior del alerón.


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24 Memoria PFC

HTPLNF (Horizontal tail planform)

Aquí se definen las variables que determinan la geometría del estabilizador

horizontal.

CHRDR: Cuerda en la raíz del estabilizador horizontal.

CHRDTP: Cuerda en la partición del estabilizador horizontal.

CHRDBP: Cuerda en la punta del estabilizador horizontal.

SSPN: Envergadura del estabilizador horizontal desde el plano de simetría del

avión (xz)

SSPNE: Envergadura del estabilizador horizontal desde el encastre con el

fuselaje.

SSPNOP: Envergadura de la partición exterior del estabilizador horizontal en caso

de haberla.

SAVSI: Ángulo de flecha de la partición interior del estabilizador horizontal.

SAVSO: Ángulo de flecha de la partición exterior del estabilizador horizontal.

DHDADI: Ángulo de diedro de la partición interior del estabilizador horizontal.

DHDADO: Ángulo de diedro de la partición exterior del estabilizador horizontal.

CHSTAT: Determina la línea sobre la envergadura del estabilizador horizontal

sobre la que se define el ángulo de flecha. Se define como una fracción de la

cuerda a lo largo de la envergadura.

TWISTA: Ángulo de torsión del estabilizador horizontal.

HGSCHR

Este campo se define detrás del HTPLNF en el caso en que el perfil del

estabilizador horizontal se defina con las coordenadas de los puntos del extradós e

intradós, en vez de con la configuración NACA implementada dentro del mismo

programa.

VTPLNF (Vertical tail planform)

Aquí se definen las variables que determinan la geometría del estabilizador

vertical.

CHRDR: Cuerda en la raíz del estabilizador vertical.

CHRDTP: Cuerda en la partición del estabilizador vertical.


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25 Memoria PFC

CHRDBP: Cuerda en la punta del estabilizador vertical.

SSPN: Envergadura del estabilizador vertical desde el plano de simetría del avión

(xz)

SSPNE: Envergadura del estabilizador vertical desde el encastre con el fuselaje.

SSPNOP: Envergadura de la partición exterior del estabilizador vertical en caso de

haberla.

SAVSI: Ángulo de flecha de la partición interior del estabilizador vertical.

SAVSO: Ángulo de flecha de la partición exterior del estabilizador vertical.

CHSTAT: Determina la línea sobre la envergadura del estabilizador vertical sobre

la que se define el ángulo de flecha. Se define como una fracción de la cuerda a lo

largo de la envergadura.

VGSCHR

Este campo se define detrás del VTPLNF en el caso de que el perfil del

estabilizador vertical se defina con las coordenadas de los puntos del extradós e intradós,

en vez de con la configuración NACA implementada dentro del mismo programa.

JETPWR (Jet Power Effects parameters)

En este campo se definen aquellas variables relativas a la configuración del motor.

NENGSJ: Número de motores.

AIETLJ: Ángulo de incidencia de la línea de empuje del motor.

JEANGL: Ángulo de salida del motor.

THSTCJ: Coeficiente de empuje. 2T/(PV^2*Sref).

JIALOC: Posición axial de la entrada del motor.

JELLOC: Posición lateral de la entrada del motor.

JEVLOC: Posición vertical de la entrada del motor.

JEALOC: Posición axial de la salida del motor.

JERAD: Radio de salida del motor.

JINLTA: Área de entrada del motor.


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26 Memoria PFC

AMBTMP: Temperatura ambiente.

AMBSTP: Presión estática ambiente.

JESTMP: Temperatura estática de salida del motor.

JETOTP: Presión total de salida del motor.

JEVELO: Velocidad de salida del motor.

PROPWR (Propeller Power Effects parameters)

En este campo se definen aquellas variables relativas a la configuración del motor

hélice.

NENGSP: Número de motores.

AIETLP: Ángulo de incidencia de la línea de empuje del motor.

THSTCP: Coeficiente de empuje. 2T/(PV^2*Sref).

PHALOC: Posición axial de la entrada del motor.

YP: Posición lateral de la entrada del motor.

PHVLOC: Posición vertical de la entrada del motor.

BWAPR3: Anchura de la pala a una distancia 0.3 del radio.



NOPBPE: Número de palas por motor.

BAPR75: Ángulo de incidencia de la pala a 0.75 de la longitud de la pala.

CROT: ‘TRUE’ si el giro proporciona empuje en la pala y ‘FALSE’ si el giro

proporciona tracción en la pala.

Todas las variables referentes a parámetros geométricos del avión como

posicionamiento de las superficies sustentadoras o posición de las secciones del fuselaje,

se definen con respecto a los siguientes ejes ligados al avión. Se toma el morro del

fuselaje como origen del sistema de referencia.


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27 Memoria PFC

Figura 2.2 Ejes de referencia geométricos para Datcom.

Los campos y variables de entrada descritos anteriormente, se definen dentro de un

archivo de entrada (.dcm) y se distinguen los siguientes grupos. (Consultar referencia [3]).

Campos obligatorios Campos

opcionales

De comando De condición de

vuelo y referencia

De configuración

básica

De configuración

adicional o especial

DIM

PART

DERIV

DUMP

DAMP

FLTCON OPTINS

SYNTHS BODY

WGPLNF WGSCHR

HTPLNF HGSCHR

VTPLNF VGSCHR

SYMFLP

ASYFLP JETPWR PROPWR

Tabla 2.1 Campos que se definen en Datcom.

De las variables de comando, solo DIM y DERIV son realmente imprescindibles

para la ejecución del programa. Datcom también permite el análisis obviando algunas

superficies aerodinámicas. Por tanto se puede ejecutar el programa sin definir alguno de

los campos de configuración básica referentes a superficies aerodinámicas.


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28 Memoria PFC

En las siguientes figuras se muestran los ejemplos de los archivos de entrada

(.dcm) y de los resultados de salida (.out) de Datcom.

Figura 2.3 Modelo de archivo de entrada para Datcom.

En este archivo de entrada (Figura 1.2.3) se puede ver el orden que deben seguir

los campos descritos anteriormente. En caso de tener un campo relativo a una superficie

DIM M

DAMP

DERIV RAD

PART

BUILD

$FLTCON NMACH=1.0, MACH=0.056100, NALPHA=4.000000,

ALSCHD(1) = -2.000000, 0.000000, 2.000000, 3.000000, NALT=1.0, ALT(1)= 0.000000, WT = 218.664900, TR=1.0, LOOP=1.0 STMACH=0.99, TSMACH=1.01$ $OPTINS SREF=1.200000, CBARR = 0.409300, BLREF = 2.932000$

$SYNTHS XCG=1.148800, ZCG=0.000000, XW=1.040000, ZW=0.140000, ALIW=0.000000, XH=2.434000, ZH=0.080000, ALIH=0.000000, $BODY NX=14.000000, X(1) = 0.000000, 0.030000, 0.070000, 0.120000,0.200000, 0.350000, 0.500000, 0.820000, 0.870000, 0.970000, 1.100000, 1.340000,1.450000, 1.523000, R(1) = 0.000000, 0.044400, 0.062500, 0.083670, 0.102700, 0.122200, 0.128200, 0.128200, 0.126600, 0.126500, 0.126600, 0.126600, 0.117100, 0.009700,

ZU(1) = 0.000000, 0.044400, 0.062500, 0.083670,0.102700, 0.122200, 0.128200, 0.128200, 0.126300, 0.126400, 0.124700, 0.124700, 0.124500, 0.098500, ZL(1) = -0.000000, -0.044400, -0.062500, -0.083670, -0.102700, -0.122200, -0.128200, -0.128200, -0.126800, -0.126700, -0.126800, -0.126300, -0.124500, -0.115000$ $WGPLNF CHRDTP=0.313000, CHRDBP=0.459000, CHRDR=0.459000, SSPN=1.466000, SSPNOP=1.114000,SSPNE=1.341000, SAVSI=0.000000, SAVSO=0.000000, DHDADI=2.000000, DHDADO=2.000000,

CHSTAT=0.250000, TWISTA=0.000000, TYPE=1.0$ NACA W 4 2415 $SYMFLP FTYPE=1.000000, NDELTA=4.000000, DELTA(1) = 0.000000, 5.000000, 10.000000, 20.000000 PHETE=0.347174, PHETEP=0.490742, CHRDFI=0.166000, CHRDFO=0.114000, SPANFI=0.268000, SPANFO=0.764000,

NTYPE=1.0$ $HTPLNF CHRDTP=0.293000, CHRDR=0.293000, SSPN=0.315000, SSPNE=0.315000, SAVSI=0.000000, CHSTAT=0.250000, TWISTA=0.000000, DHDADI=0.000000, TYPE=1.0$ NACA H 4 0012

CASEID TOTAL AIRCRAFT


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29 Memoria PFC

de control como el flap, éste debe definirse inmediatamente después del campo que

define la superficie aerodinámica donde se encuentra la superficie de control.

En la siguiente figura se muestran algunos ejemplos de la estructura de los

resultados de salida del archivo (.out).

Figura 2.4 Modelo de archivo de salida para Datcom.


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30 Memoria PFC

Figura 2.5 Modelo de archivo de salida para Datcom.

A partir de este archivo de salida, la función intérprete de Datcom, que será descrita

detalladamente más adelante, se encargará de obtener los resultados de salida en una

estructura.


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31 Memoria PFC

Como se comentó anteriormente, los resultados de salida de derivadas de

estabilidad y coeficientes de fuerzas y momentos en Datcom, se refieren al sistema de

referencia en ejes estabilidad. En la siguiente figura se muestra un ejemplo de la

definición de los coeficientes de fuerzas y momentos en ejes estabilidad.

Figura 2.6 Ejes estabilidad de Datcom y definición de coeficientes aerodinámicos.


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32 Memoria PFC

2.3 Tornado

Al igual que se hace en Datcom, en Tornado también se deben definir una serie de

variables geométricas y de condiciones de vuelo necesarias para la ejecución de los

resultados. En Datcom se definían una serie de variables geométricas para el ala

principal, otras para el estabilizador horizontal y otras para el estabilizador vertical. En

cambio, en Tornado lo que se definen son superficies aerodinámicas enumeradas, cada

una de las cuales hace la función de ala principal, HTP (estabilizador horizontal) o VTP

(estabilizador vertical) dependiendo de la definición de sus parámetros geométricos.

Tornado no proporciona en el análisis la contribución del fuselaje ni de los motores. En

cambio, a diferencia de Datcom, Tornado da la posibilidad de hacer el análisis con

estabilizadores verticales dobles o aletas ventrales. Otra diferencia fundamental es que

en Datcom se pueden definir las superficies con un quiebro mientras que Tornado da la

posibilidad de definir las superficies con tantos quiebros como se quiera. Además,

Tornado permite la definición de un tipo de perfil por cada partición de cada superficie,

mientras que Datcom solo permite la definición de un tipo de perfil por superficie

aerodinámica.

Las unidades con las que trabaja Tornado son metros y radianes. Esto es algo que

se tendrá en cuenta a la hora de traducir las variables del archivo principal en el intérprete

de Tornado.

Tornado usa las ecuaciones del avión en el sistema de referencia en ejes cuerpo

con origen en el cdg, como los que se muestra en la imagen, para hacer los cálculos y

obtener las derivadas de estabilidad y los coeficientes de fuerzas y momentos. Este

cambio de ejes con respecto los utilizados por Datcom, obligará a hacer un cambio de

signo en algunas derivadas de estabilidad obtenidas con Tornado con respecto a las

obtenidas con Datcom.


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33 Memoria PFC

Figura 2.7 Definición de ejes cuerpo usados en Tornado.

Es importante resaltar, que todas las variables geométricas que se definen en

Tornado y que van a ser descritas a continuación, deben definirse con el mismo sistema

de referencia que en Datcom. Esto es importante a la hora de hacer la integración

geométrica con el nuevo software que se ha implementado y que se describirá más

adelante.

Figura 2.8 Ejes de referencia geométricos para Tornado.


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34 Memoria PFC

En la Figura 2.8 se observa que aunque Tornado no hace el análisis con fuselaje, el

origen del sistema de referencia con respecto al cual se definirán las variables

geométricas, es el mismo que el de Datcom, es decir, el morro del fuselaje.

Al ejecutar el programa Tornado, las funciones que lleva implementadas van a

permitir la definición de la geometría del avión, de las condiciones de vuelo y de otra serie

de parámetros, de forma sistemática y a través de una serie de ventanas. Al ejecutar el

programa, en la ventana de comandos de Matlab aparece el siguiente menú principal.

- program start -

______________________________________________________

TORNADO Version 135 Release version

build 2010 03 20 14:07 UTC

Main Menu

______________________________________________________

Input operations.

[1]. Aircraft geometry setup

[2]. Flight condition setup

[3]. Change rudder setting

[4]. Move reference point

Lattice operations.

[5]. Generate lattice.

Computation operations.

[6]. Processor access

Post processing and interactive operations.

[7]. Post processing, Result/Plot functions

[8]. Keyboard access

Auxiliary operations.

[10]. About / Release Info

[100]. Help files

[0]. Exit Tornado

Please enter choice from above:


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35 Memoria PFC

A partir de este menú principal, se van definiendo los parámetros geométricos y de

condiciones de vuelo, así como la configuración del análisis y obtención de resultados. En

Tornado se van definiendo de forma sistemática todos los parámetros necesarios para el

análisis.

Si se elige el menú “Aircraft geometry setup” aparece la siguiente ventana.

En este menú se puede entre otras cosas, cargar una geometría definida o cargar

una nueva. Si se elige definir una nueva geometría, el programa irá preguntando al

usuario de forma sistemática, el valor de los parámetros geométricos.

En el menú “Flight condition setup” aparece la siguiente ventana.

______________________________________________________

Main Menu

|---->Geometry setup menu

______________________________________________________

[1]. Define new geometry

[2]. Load geometry

[3]. Edit current geometry

[4]. Save current geometry

[5]. Define blunt body data (for friction drag est).

[0]. Back / up menu

Please enter choice from above: 1

______________________________________________________

Main Menu

|---->State setup menu

______________________________________________________

[1]. Define new state

[2]. Load state

[3]. Save current state

[4]. Change angle of attack

[0]. Back / up menu



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36 Memoria PFC

En esta ventana se puede cargar una condición de vuelo guardada o bien definir

una nueva. Si se elige definir una nueva, el programa irá preguntando al usuario de forma

sistemática, el valor de los parámetros de la condición de vuelo.

Ejemplo

Alpha [deg]: 5

Beta [deg]: 0

Roll angular velocity [deg/s]: 5

Pitch angular velocity [deg/s]: 0

Yaw angular velocity [deg/s]: 0

Angle of attack time derivative, (Alpha_dot), [deg/s]:0

Angle of sideslip time derivative, (Beta_dot), [deg/s]:0

******************

Enter which type of speed you whish to enter:

International units:

[1]. True airspeed (TAS) at SSL [m/s]

[2]. True airspeed (TAS) at altitude [m/s, m]

[3]. Equivalent airspeed (EAS) at altitude [m, m/s]

[4]. Calibrated air speed (CAS) at altitude [m, m/s]

[5]. Mach number at altitude [-, m]

Imperial Units:

[6]. True airspeed (TAS) at altitude [kts, ft]

[7]. Equivalent airspeed (EAS) at altitude [kts, ft]

[8]. Calibrated air speed (CAS) at altitude [kts, ft]

[9]. Mach number at altitude [-, ft]

If unsure, select option number one.

Type of speed selection: 1

True airspeed [m/s]: 19


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37 Memoria PFC

El menú “Move reference point” permite modificar el punto de referencia respecto al

cual se toman momentos, en caso de que el usuario lo requiera.

La ventana “Generate lattice” del menú principal permite decidir qué tipo de método

usar en el cálculo.

Por defecto el programa analiza con el método Tornado.

______________________________________________________

Main Menu

|----->Move reference point

______________________________________________________

[1]. Move reference point in x

[2]. Move reference point in y

[3]. Move reference point in z

[4]. Move reference point to position on MAC

[0]. Cancel


******************

Which type of method to use:

[0] = Freestream following wake, Tornado method

[1] = Fixed wake, standard VLM method

Type of lattice selection:


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38 Memoria PFC

El menú “Processor access” da la opción de elegir qué tipo de solución y resultado

se quiere obtener después de ejecutar el análisis con el método “Vortex lattice”.

______________________________________________________

Main Menu

|---->Main processor menu

______________________________________________________

Low order solutions:

[1]. Static computation at selected state.

[2]. Sequential state parameter sweep menu:

High order methods:

[3]. Trimmed aircraft polar point.

[4]. Trimmed pitch sweep, polar.

[5]. Unsteady, acceleration free, time coefficients only.

[6]. Unsteady, acceleration free, all inviscous coefficients.

Auxillary operations:

[7]. Viscous Drag Estimation Methods Menu:

[8]. Grid convergence study.

[9]. Find stall angle of attack.

[10]. Find alpha at prescribed CL.

[11]. Compute static margin.

[0]. Cancel / up menu.

Enter choice from above please:


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39 Memoria PFC

Por último, con el menú “Post processing Result/Plot functions”, se pueden obtener

los siguientes resultados:

- Coeficientes de fuerzas y momentos

- Derivadas de estabilidad

- Parámetros de referencia

- Gráficas de geometría de las superficies aerodinámicas, de coeficientes de

fuerzas y distribuciones de sustentación.

Más adelante se explicará el programa que integra el análisis tanto de Datcom

como de Tornado. Pero para entender mejor la compatibilización de las variables

geométricas y de condiciones de vuelo del programa creado con las de Tornado, se va a

hacer una breve descripción de estas variables en Tornado.

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Main Menu

|---->Tornado post processing functions

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[1]. Clear plots

[2]. Geometry plot

Solution plots

[3]. Static state

[4]. Parameter sweep sub menu

[5]. Unsteady state, time coefficients only

[6]. Unsteady state, all coefficients

Viscous drag estimation plots

[7]. Plot wing system zero lift drag estimation

[8]. Plot body friction drag estimation

Post processing computations

[9]. Perform a trefftz plane analysis, (experimental)

[10]. Export simple state results to textfile

[0]. Back / up menu



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40 Memoria PFC

PARÁMETROS GEOMÉTRICOS

Las siguientes variables que se describen, están definidas dentro de la función

“input18” del programa Tornado.

Con el parámetro “s” se enumeran las superficies.

Con el parámetro “t” se enumeran las particiones dentro de cada superficie.

geo.nwing: Número de alas.

geo.nelem(s): Número de particiones del ala s.

geo.CG(1): Posición x del centro de gravedad de avión.

geo.CG(2): Posición y del centro de gravedad de avión.

geo.CG(3): Posición z del centro de gravedad de avión.

geo.ref_point(1): Posición x del punto de referencia.

geo.ref_point(2): Posición y del punto de referencia.

geo.ref_point(3): Posición z del punto de referencia.

El punto de referencia es el punto respecto al cual se calculan los momentos de las

fuerzas. Este punto se hace coincidir con el centro de gravedad.

geo.symetric(s): Valor 1 si la superficie “s” es simétrica y valor 0 si dicha

superficie no es simétrica.

geo.startx(s): Coordenada x del vértice de la superficie.

geo.starty(s): Coordenada y del vértice de la superficie.

geo.startz(s): Coordenada z del vértice de la superficie.

geo.foil(s,t,1): Tipo de perfil en el extremo izquierdo de la partición “t” en la

superficie “s”.

geo.foil(s,t,2): Tipo de perfil en el extremo derecho de la partición “t” en la

superficie “s”.


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41 Memoria PFC

geo.nx(s,1): Número de paneles en dirección de la cuerda en la superficie “s”.

geo.ny(s,t): Número de paneles en la dirección de la envergadura en la

partición “t” de la superficie “s”.

geo.TW(s,t,1): Torsión del perfil izquierdo de la partición “t” en la superficie “s”

respecto del perfil de la raíz del ala principal.

geo.TW(s,t,2): Torsión del perfil derecho de la partición “t” en la superficie “s”

respecto del perfil de la raíz del ala principal.

geo.dihed(s,t): Ángulo de diedro.

geo.c(s): Cuerda en la raíz de la superficie.

geo.b(s,t): Envergadura.

geo.T(s,t): Estrechamiento de la cuerda de la partición “t” en la superficie “s”.

geo.SW(s,t): Ángulo de flecha.

geo.meshtype(s,t): Tipo de mallado para el análisis con el método

Votex_lattice.

geo.flapped(s,t): Valor 1 si tenemos superficie de control en la partición y 0

en caso contrario.

geo.fc(s,t): Cuerda de la superficie de control como fracción de la cuerda del

perfil.

geo.fnx(s,t): Número de paneles de la superficie de control en la dirección de

la cuerda.

geo.fsym(s,t): Valor 1 si se deflecta simétricamente y valor cero si la deflexión

es antisimétrica, como es el caso de los alerones.

PARÁMETROS DE CONDICIONES DE VUELO

En otra función se definen las condiciones de vuelo así como el punto de equilibrio

en torno al cual se van a calcular las derivadas de estabilidad. Tornado da la opción de

definir el punto de equilibrio con un determinado ángulo de ataque, ángulo de

deslizamiento o incluso con velocidad angular de cabeceo, balance o guiñada.


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42 Memoria PFC

state.alpha: Ángulo de ataque.

state.betha: Ángulo de deslizamiento.

state.P: Velocidad angular de balance.

state.Q: Velocidad angular de cabeceo.

state.R: Velocidad angular de guiñada.

state.ALT: Altitud de vuelo.

state.rho: Densidad del aire.

state.AS: Velocidad de vuelo.

Las variables descritas anteriormente, están definidas dentro de la función

“statesetup2” del programa Tornado.

Tornado también da la opción de variar parámetros como el punto de referencia o la

introducción de ángulos de deflexión de las superficies de control antes del análisis. No

obstante estos parámetros serán definidos, como se verá más adelante, en la función

intérprete de Tornado, en la que se compatibilizarán las variables definidas en el archivo

principal para poder ser interpretadas por Tornado. Para más detalle ver referencia [1].

parte 1 - servidor de la biblioteca de ingeniería. universidad de...

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