Departamento de Diseño

Transcripción

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2 Departamento de Diseño

3 DISEÑO Diseños Preliminares

4 DISEÑO Primeras Innovaciones

5 DISEÑO Especificaciones 150 pasajeros en dos clases

6 DISEÑO Capacidad para 168 personas en una sola clase

7 DISEÑO Dimensionamiento General Longitud 40 metros Anchura fuselaje 4.25 metros Altura 4.45 metros Envergadura 35 metros

8 DISEÑO Diseño Estructural Cabina: 9 costillas y 4 largueros Fuselaje: 39 costillas y 6 largueros Ala: 46 costillas y 3 largueros Cono de cola: 10 costillas y 4 largueros Est.Horiz.: 25 costillas y 2 largueros Est. Verticales: 8 costillas y 2 largueros

9 DISEÑO GW 01

10 Departamento de Estructuras

11 ESTRUCTURAS: PESOS Componente Peso (kg) Planta de potencia Estructuras 16141,697 sistemas

12 ESTRUCTURAS: PESOS ESTRUCTURAS (kg) Ala 5620,643 Estabilizador horizontal 906,688 Estabilizador vertical 767,8971 Fuselaje 6465,636 Tren de aterrizaje 2010,7543 Góndolas 370,055202

13 ESTRUCTURAS: PESOS SISTEMAS (kg) FCS 1265,8443 IAE 907,6477 Eléctrico 951,931 API 1235,3624 Oxígeno 110,31308 APU 620,5146 Mobiliario 3642,0158 Otros 2271,29

14 ESTRUCTURAS: PESOS Estudio de materiales: fibras Materiales Densidad (gm/cc) E (GPa) Límiterotura (MPa) Al aleac Ti (Ti-6Al-4V) Materiales tradicionales: densidad (gr/cc) Materiales compuestos: módulo elástico (GPa) Módulo elástico especifico resistencia tracción (Mpa) resistencia tracción especifica alargamiento máximo (%) resistencia térmica (ºC) Vidrio E 2, ,4 4,8 840 Vidrio S 2, ,9 5,4 970 Vidrio C 2, ,5 750 Carbono HT 1,75 1, ,4 hasta 3000 Carbono HS 1,78 1, ,7 2,4 Kevlar 49 1,44 1, ,

15 ESTRUCTURAS: PESOS Factores de corrección para materiales compuestos: Fibra Material Tradicional 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

16 ESTRUCTURAS: PESOS Aplicación de materiales compuestos: Estructuras Componente Reducción ( %) Peso lb Peso kg Ala ,21 Estabilizador horizontal , ,01374 Estabilizador vertical , ,95144 Fuselaje ,66 Góndolas , ,59185 Provoca una reducción de unos kgs en la parte estructural

17 ESTRUCTURAS: PESOS Refuerzos debidos a las cargas soportadas por la aeronave: se han estimado como un 10% REFUERZOS lb kg Ala Fuselaje 749, ,5112 Góndolas+PWR Fuselaje 1231,9 562,9783 Tren Fuselaje 439, ,0772 E.horizontal Fuselaje 93, ,5014 E.vertical E.horizontal 73, ,5952

18 ESTRUCTURAS: PESOS Componente Peso (kg) Planta de potencia Estructuras sistemas No incluidos Peso (kg) Carga de pago Combustible Tripulación 500 WTO = ,1923 kg

19 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, , , llenado a la mitad 23, , , sin carga de pago 24, , ,

20 ESTRUCTURAS: COMPARACIÓN

21 Departamento de Aerodinámica

22 First Order Sizing L D crucero =17,32 PRIMERAS ESTIMACIONES AERODINÁMICAS L D espera = 20 Initial Sizing L D L D crucero espera =15,726 =18,159 L D = qcd W S W S 1 qπae W S = q Ae C D0 π 3 S C D0 = S wet ref C fe

23 SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS I NACA 64AXXX PARA EL ALA

24 SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS II

25 SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS III

26 NACA 64A210: -C l0 =0,187 -C m0 =-0,041 -C lα =6,646 -C lmax =1,18 SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS IV

27 NACA 0012 PARA LA COLA: SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS V C lmax =1,5 C lα =6,81 C l0 =C m =0

28 SUSTENTACIÓN C Lα =4,3587. C L0 =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). C L0 =0,384. (en configuración sucia haciendo uso de doubleslottedflapy leadingedgeslat). C Lmax =0,9625. (en configuración limpia) C Lmax =3,1

29 RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR I Coeficientes de resistencia parásita (ComponetBuildupMethod), C D0 : Crucero: 0,0151 Subida: 0,0146 Autonomía: 0,0144 Despegue: 0,0538 Aterrizaje: 0, C = C + kc 2 D D0 L 1 Resistencia inducida: e = 0.85 λ = k = = π Ae E max 1 = = kc 2 DO e lambda

30 POLAR MEJORADA: RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR II C = C + kc k C 2 D D0 1 L 2 L k k 1 = k = 2kC = l min Corrección por el número de Mach: C D 0 k k 1 2 = = =

31 Departamento de Estabilidad

32 OBJETIVO Estabilidad: Propiedad de los sistemas mecánicos, por la que el sistema vuelve al estado de equilibrio después de haber sido desplazado de él. Control: Capacidad de controlar y direccionar la aeronave Qué habremos de realizar para ello? Equilibrado de fuerzas aerodiámicas y gravitatorias Posicionamiento del grupo alar, buscando la estabilidad. Estabilidad longitudinal Trimado Estabilidad Lateral direccional Vuelo asimétrico Viraje estacionario Fallo motor (OEI)

33 EQUILIBRADO DE FUERZAS AERODINAMICAS Y GRAVITATORIAS Cambio de pesos de los diferentes componentes estructurales debido al mayor porcentaje de Materiales Compuestos Margen estático del 20% Posición de las alas Xcgw (Rev II)=28.3 metros Xcgw(Rev III)=25.6 metros Xcgw(Final)=23.1 metros Posición del CG Xcgw(Rev II)=27.42 metros Xcgw(RevIII)=25 metros Xcgw(Final)=22.8 metros Interacción con estructuras para posicionar el CG requerido Objetivo de adelanto de grupo alar superado, siendo estable.

34 VUELO EQUILIBRADO Trimado Final Crucero Mitad Crucero Inicio 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

35 VUELO EQUILIBRADO Trimado Inicio del Crucero Mitad del Crucero i w =1º I t = 0.5º Final del Crucero Lw W Lt

36 Durante el aterrizaje VUELO EQUILIBRADO Aumento de Clalpha en torno a un 10% Trimado 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

37 DIMENSIONES SUPERFICIES DE CONTROL Superficie estabilizador horizontal Sh=25 m 2 Superficie de elevadores Se=10 m 2 Superficie estabilizador vertical Sv=22 m 2 (11 m 2 por plano) Superficie timón de dirección Sr= 8 m 2 (4 m 2 por plano) Alerones La=6.8 metros Sa=5.3 m 2 (por alerón)

38 VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral Direccional VUELO ASIMETRICO CON RESBALAMIENTO DE 15º REVISION III Deflexión alerones δa=13.5 Deflexión timón de dirección δr=11.4 Angulo de balance ϕ=0.5 REVISION FINAL Deflexión alerones δa=10.4 Deflexión timón de dirección δr=10.9 Angulo de balance ϕ=0.7 Aumento de brazo Disminución de deflexiones

39 VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral Direccional VUELO CON VIRAJE ESTACIONARIO Φ Factor de carga n=1.2 Angulo de viraje ϕ=33.6 REVISION III Deflexión alerones δa=4.11 Deflexión timón de dirección δr=7.8 REVISION FINAL Deflexión alerones δa=2.1 Deflexión timón de dirección δr=1.5 Angulo de Resbalamiento β = 0º

40 VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral Direccional FALLO DE MOTOR (OEI) Distancia de los motores al plano de simetría Dm=1.5 m Ángulos de Toe-Up y Toe-Down despreciables -Angulo deflexión de timón de dirección δr=0.25 -Angulo de deflexión de alerones δa=0.17

41 SOLUCIÓN ACTUAL Estabilidad y control de vuelo MUY compleja y más en aeronaves modernas. Gracias a la tecnología FBW y Control Activo esta complejidad queda reducida. Solución Moderna: FCS+IMU+FBW+Control Activo Disminuye carga sobre el piloto, mejorando la actuación de la aeronave.

42 Departamento de Actuaciones

43 OBJETIVOS Minimizar el consumo de combustible. Maximizar la autonomía. Maximizar el alcance.

44 ELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO 6000 Pa

45 MISIÓN

46 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: Kg.

47 MEJORAS Alcance: 5180 Km (RFP) 5380 Km Distancia de despegue: 2133 m (RFP) 1960 m Distancia de aterrizaje: 1400 m (RFP) 900 m

48 ENVOLVENTE DE VUELO Vs Va Vc Vd

49 DIAGRAMA CARGA DE PAGO ALCANCE Punto A: Alcance: 5113 Km. Carga de pago: Kg Punto B: Alcance: 5738 Km. Carga de pago: Kg Punto C: Alcance: 7033 Km. Carga de pago: 0 lb.

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