CÁLCULO DE AVIONES 2012/2013 GRUPO 5

Transcripción

1 CÁLCULO DE AVIONES 2012/2013 GRUPO 5

2 DISEÑO 3 ESTRUCTURAS 9 AERODINÁMICA 17 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN 24 ESTABILIDAD Y CONTROL 32 CONCLUSIONES 47 2

3 Mario Rodríguez García Marta Romero López

4 Evolución. Primera idea Fénix L1 4

5 Evoluciones 1 y 2 (revisiones 2 y 3) 5

6 Fénix L1 Desarrollo parametrizado. Construcción organizada Fácil manejo y detección fallos. Objetos en árbol Catia 6

7 Ubicación sistemas, tanque combustible y tren Pods que guardan sensores en fuselaje (estudio cdg) Motor, láser y torreta y fuselaje en concordancia. No carga de pago. 7

8 Diseño bajo coste Diseño óptimo y eficaz: reducción material, claro ejemplo el fuselaje. Formas optimizadas pero fácil fabricación: no formas extrañas Para el mecanizado. Sencillez: fácil adaptación a nuevas tecnologías que mejoren Actuaciones. 8

9 Sara Jiménez Sánchez-Migallón Mª Victoria Naranjo Astillero

10 PESOS ESTRUCTURAS REFORZADAS TORENBEEK (kg) METHOD GD (kg) MEDIA (kg) Ala 6120, , ,23 Estabilizador horizontal 539,38 316, ,07 Estabilizador vertical 349,37 446,21 397,79 Fuselaje 2373, , ,90 Tren de aterrizaje delantero 302,32 302,32 302,32 Tren de aterrizaje medio 1531, , ,96 Motor 2997, , ,44 TOTAL 14214, , ,71 10

11 PESOS SISTEMAS TORENBEEK METHOD GD (kg) MEDIA (kg) (kg) Sistema combustible 191,92 476,91 334,42 Sistema control de vuelo 596,77 568,97 582,87 Sistema Hidráulico/Neumático 380,50 380,50 380,50 Instrumentación, aviónica y 1342,30 516,20 929,25 electrónica Sistema eléctrico 454,17 784,25 619,21 APU 359,36 359,36 359,36 TOTAL 3325, , ,61 11

12 PESOS (Kg) TORENBEEK METHOD GD MEDIA WO Wf CARGA DE PAGO ESTRUCTURA MÁS REFUERZOS , , , ,71 SISTEMAS 3325, , ,61 12

13 Estimación preliminar Raymer: Multiplicadores lineales Roskam: Método GD y Torenbeek kg kg 43653,29 kg Reducción % 13

14 Tren de Aterrizaje Tren con rueda en el morro Tipo Retráctil PESOS (Kg) TORENBEEK METHOD GD MEDIA Tren Delantero Tren Principal Ruedas en el tren principal y 2 en el tren de morro, de dimensiones: Dimensiones (m) Diámetro Tren Delantero Tren Principal

15 Envolvente del centro de gravedad 4.5 x 104 X cg En vacío m X cg Lleno m Peso del avión (kg) Centro de gravedad (m) 15

16 Cargas que afectan a las diferentes partes estructurales Cargas aerodinámicas De maniobra Por ráfagas de aire Por desplazamiento superficie control Cargas estructurales De inercia Por fatiga Por grupo motopropulsor De aterrizaje De rodaje Otras 16

17 Pablo García Pérez Laura Jiménez Delgado Fernando Mascareña Brazo

18 Características aerodinámicas Perfil ala: LRN 1015 α 0L -5,25 deg C lα 5,306 (α rad) 0,0926 (α deg) C lmax 1, α stall 19,98 deg C l0 0,601 - Perfil estabilizadores: NACA 0012 α 0L 0 deg C lα 6,4131 (α rad) 0,1119 (α deg) C lmax 1, α stall 19,53 deg C l0 0 - Alargamiento 25 - Envergadura 50 -> 55 m Cuerda media 2 m Superficie alar 100 m 2 Diámetro fuselaje 4 -> 3 m Introducción de winglets Mejora de eficiencia aerodinámica 18

19 Forma en planta del ala Introducción de alerones Mejora de la estabilidad 19

20 Winglet Disminución resistencia aerodinámica hasta 20% Mejora de la eficiencia aerodinámica Perpendicular al ala Compromiso entre departamentos estructuras-aerodinámica 20

21 Características aerodinámicas Configuración limpia 1,8 ALA completa 1,6 C Lα 5,3674 (α rad) 0,0936 (α deg) C Lmáx 1, Cl, CL 1,4 1,2 1 0,8 Perfil Ala 0,6 α stall 11,965 deg 0,4 0, alpha (º) 21

22 Características aerodinámicas Configuración sucia Single slotted flap: c f /c=0,25 δdespegue = 15º δaterrizaje = 30º ALA completa Coeficiente de sustentación 1,8 1,3 C Lmáx despegue 2, α stall despegue 8,744 deg C Lmáx aterrizaje 2, α stall aterrizaje 7,032 deg 0,8 0,3 Crucero Despegue Aterrizaje ,2 Ángulo de ataque (deg) 22

23 Cálculo de la polar Polar coeficientes constantes Polar coeficientes constantes mejorada C D = C D K C L 2 C D = C D0 + k 1 C L 2 + k 2 (C L - C L,min-drag ) 2 3,5 3,0 2,5 CL Polar coeficientes constantes Introducción de pods Introducción tren de aterrizaje retráctil Introducción tren de aterrizaje de morro 2,0 1,5 1,0 0,5 0,0 Crucero Subida 2 Despegue CD Subida 1 0 0,05 0,1 0,15 0,2 4 3,5 3 2,5 2 1,5 1 Polar coeficientes constantes mejorada CL ATERRIZAJE CRUCERO1 DESPEGUE & DESCENSO 0,5 0 CD LOITER & SUBIDA & CRUCERO2 0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 23

24 Juan Francisco Martí Martínez (Actuaciones) Pablo Martínez Porras (Actuaciones) Blanca Guerrero Muñoz (Propulsión) Juan Molina Román (Propulsión)

25 Cálculos realizados: 1. Optimización final del peso de combustible. Mediante división de los tramos (crucero y loiter). Cambiando la posición de palanca. 2. Envolvente de vuelo. 3. Diagrama Carga de pago vs Alcance. 25

26 Consumo de combustible (SIN OPTIMIZAR): kgs Tramos δ t Velocidad (m/s) Tiempos (s) Combustible (Kg) Despegue Subida Crucero Loiter Crucero Descenso Aterrizaje

27 Consumo de combustible (1ª OPTIMIZACIÓN): kgs Tramos δ t Velocidad (m/s) Tiempos (s) Combustible (Kg) Despegue Subida Crucero Crucero Loiter Loiter Crucero Crucero Descenso Reserva Aterrizaje

28 Consumo de combustible (2ª OPTIMIZACIÓN): kgs Tramos δ t Velocidad (m/s) Tiempos (s) Combustible (Kg) Despegue Subida Crucero Crucero Loiter Loiter Crucero Crucero Descenso Reserva Aterrizaje

29 Mejora realizada en consumo de combustible kgs R1 R2 R3 RF Opt.1 RF Opt.2 29

30 Envolvente de vuelo 30

31 Diagrama Carga de pago vs Alcance Alcance máximo: kms 31

32 Matías Jesús López Fenoy Enrique Romero Pineda

33 Parámetros de trabajo 80 Variación del Xcg con el SM S t = 25 m 2 ; S v = 16 m 2 NACA 0012 X cc = 11.55, m X NN = m Margen estático en % Xcg en m

34 Ángulos de trimado longitudinal Crucero 1: Crucero 1_1 (210 m/s, i t,trm =-1 o ) Crucero 1_2 (200 m/s, i t,trm =-1 o ): Ángulo de ataque y deflexión del elevador (deg) Equilibrios para el vuelo de crucero alpha elevador Ángulo de ataque y deflexión del elevador (deg) alpha elevador Equilibrios para el vuelo de crucero Masa del avión durante el crucero (Kg) x Masa del avión durante el crucero (Kg) x

35 Ángulos de trimado longitudinal LOITER: LOITER 1 (170 m/s, i t,trm =-2 o ) LOITER 2 (160 m/s, i t,trm =-2 o ): Ángulo de ataque y deflexión del elevador (deg) Equilibrios para el Loiter 1 alpha elevador Ángulo de ataque y deflexión del elevador (deg) Equilibrios para el Loiter 2 alpha elevador Masa del avión durante el crucero (Kg) x Masa del avión durante el crucero (Kg) x

36 Ángulos de trimado longitudinal Crucero 2: Crucero 2_1 (140 m/s, i t,trm =-4 o ) Crucero 2_2 (130 m/s, i t,trm =-4 o ): 3.5 Equilibrios para el vuelo de crucero 4 Equilibrios para el vuelo de crucero Ángulo de ataque y deflexión del elevador (deg) alpha elevador Ángulo de ataque y deflexión del elevador (deg) alpha elevador Masa del avión durante el crucero (Kg) x Masa del avión durante el crucero (Kg) x

37 Ángulos de trimado lateral-direccional Timón Alerón Para el Loiter, volar con un β de 11.5º, implica una deflexión de mandos de: = δ a = δ r =

38 Derivadas de estabilidad HIPÓTESIS: Loiter Turbofan (T=cte.) α T =0 o despreciable α=0 o 38

39 Derivadas de estabilidad 39

40 Estabilidad dinámica Longitudinal Lateral-direccional MATLAB: [V,D]=eig(A) 40

41 Estabilidad dinámica Longitudinal Modo 1 (fugoide): Modo 2 (corto periodo): ESTABLES! MODO PERIODO (s) (s) ξ ω n Fugoide Corto periodo

42 Estabilidad dinámica Lateral-direccional Modo 1 (convergencia en balance): Modo 2 (espiral): Modo 3 (balanceo holandés): ESTABLE! INESTABLE! ESTABLES! MODO PERIODO ó (s) (s) ξ ω n Conv. Balance Espiral - (t2) Balanceo H

43 Estabilidad dinámica Cumplimiento Normativa MIL-F-8785C Flying Qualities of Piloted Airplanes (1980) HIPÓTESIS: Clase II : aeronave media Clase II : Categoría B: Loiter Nivel de aceptabilidad: a libre elección (1,2,3) 43

44 Estabilidad dinámica Cumplimiento Normativa (MIL-F-8785)C Modos longitudinales Fugoide Corto periodo nivel 2: nivel 1: 44

45 Estabilidad dinámica Cumplimiento Normativa (MIL-F-8785)C Modos lateral-direcionales Espiral Valores mínimos tiempo doble: (t2) 98.5 s Convergencia en balance Valores máximos constante de tiempo: 45

46 Estabilidad dinámica Cumplimiento Normativa (MIL-F-8785)C Modos lateral-direcionales Balanceo holandés Amortiguamiento y frecuencia natural ω n =1.816 ξ=

47 DISEÑO ESTRUCTURA AERODINÁMICA ACTUACIONES Y PROPULSIÓN ESTABILIDAD Y CONTROL Diseño convencional, versátil, funcional, visual, coste Requisitos estructurales + sencillez y mantenimiento=>aleaciones ligeras + materiales compuestos +Eficiencia, - resistencia, optimización del ala + winglets Autonomía cumplida, motor óptimo: consumo y peso Plenamente operativa, estable y controlable. Potencia de control correcta->superficies de control bien diseñadas. Tiempos característicos -> OK. 47

48 Ruegos y preguntas? 48