Columbus Defense S.A. CDMS-300
|
|
|
- Juan José Enrique Mora Plaza
- hace 5 años
- Vistas:
Transcripción
1 Columbus Defense S.A. CDMS-300
2 Introducción Colombus Defense es una empresa cuyo objetivo es diseñar, calcular y construir aeronaves personalizadas de despliegue táctico-militar cumpliendo de manera fiel los requisitos del cliente. QUÉ OFRECEMOS? Innovación Exigencias en calidad, fiabilidad y seguridad Integración de últimas tecnologías y sistemas Profesionalidad Ingeniería concurrente Satisfacción del cliente GARANTÍA Y CALIDAD CREATIVIDAD ÚLTIMA TECNOLOGÍA PROYECTO (RFP) Columbus Defense 2
3 CDMS-300 Columbus Defense 3
4 Aerodinámica 1. Selección de los perfiles. 2. Selección configuración alar. Ala Convencional. Diseño innovador. Comparación. 3. Polar del avión y Coeficiente de Oswald. 4. Herramientas para reducción de la resistencia. 5. Dispositivos Hipersustentadores. Columbus Defense 4
5 Selección del perfil Mayor ponderación Resistencia mínima Columbus Defense 5
6 Perfiles elegidos ALAS: NACA 64(3)618 SUPERFICIES DE CONTROL: Perfiles NACA simétricos: NACA 0010 NACA 0012 Máxima curvatura del 3.31% Máxima curvatura localizada al 51.36% del borde de ataque Espesor máximo 18% y su posición está al 36.95% Columbus Defense 6
7 Ala convencional Características: Tres estrechamientos Sin flecha en el borde ataque Winglets AR=10.47 S=117.6 m 2 M.A.C.=3.51 m E=0.39 Columbus Defense 7
8 Diseño Innovador Configuración no planar: Columbus Defense 8
9 Diseño Innovador Configuración no planar: BOX WING Columbus Defense 9
10 BOX WING Datos avión completo: AR Box Wing =10.47 CL0=1.009 CLα= /rad CM0= CMα= /rad Forward wing: AR=20.83 S=58.8 m 2 M.A.C.=1.886 m E=0.25 Λ c/4 =-15 º Aft wing: AR=20.83 S=58.8 m 2 M.A.C.=1.7 m E=0.68 Λ c/4 =15 º Columbus Defense 10
11 Comparación ALA CONVENCIONAL vs BOX WING: Columbus Defense 11
12 Comparación ALA CONVENCIONAL vs BOX WING: Menor resistencia inducida Columbus Defense 12
13 POLAR DEL AVIÓN Y COEFICIENTE DE OSWALD: CD=CD 0 +K 1 CL 2 -K 2 CL AVIÓN CONVENCIONAL: CD 0 clean = CD 0 dirty, TO = K 1 =0.035 K 2 = e= S ref =117.6 m 2 BOX WING: CD 0 clean = CD 0 dirty, TO = K 1 = K 2 = e= Columbus Defense
14 Elección de BOX WING Columbus Defense 14
15 POLAR DEL AVIÓN: COEFICIENTE DE OSWALD: CD=CD 0 +K 1 CL 2 -K 2 CL K 1 = K 2 = C D0,clean = C D0,dirty, TO = C D0,dirty, LDNG = S ref =58.8 m 2 Literatura: e DeYoung = e Prandlt = e Rizzo = XFLR5: e= h/b=0.14 Columbus Defense
16 Reducción resistencia Uso de Smart Surface, inspirado en pieles de animales marinos 10% Perfiles aerodinámicos en la parte de la rampa 3.3% Deflexión flexible de superficies aerodinámicas 12% Columbus Defense 16
17 HLD Slat & double-slotted Fowler Flap DESPEGUE: 55% en Forward wing C L, TO =2.70 ATERRIZAJE: 55% en Forward wing 50% en Aft wing C L max, LNDG =3.44 Columbus Defense
18 BOX WING CON FLAPS DESPEGUE: Columbus Defense 18
19 BOX WING CON FLAPS ATERRIZAJE: Columbus Defense 19
20 Estructuras 1. Estimación y evolución de pesos. Comparación con aviones con misiones similares. 2. Estructura interna. Alas. Fuselaje. 3. Estudio avanzado de materiales. 4. Estudio de cargas y refuerzos estructurales. Cargas aerodinámicas y estructurales. Refuerzos estructurales. 5. Envolvente del centro de gravedad. Ley de combustible. 6. Tren de aterrizaje. 7. Diagrama V-n. Rachas de viento Columbus Defense 20
![Estimación de pesos Estimación de Pesos (Misión 3) [kg] Rev. 1 Rev. 2 Rev.](/docs-images/85/91720464/images/21-1.jpg "3/Final W w 9291 5430 4254 W v 793 1012 992 W fus 6907 4544 5258 W lg 2685 2850 2641 W fix 10614 9677 6751 W e 33963 26331 22936 W TO 62436 54794 51403 Desglose de Pesos Totales (Misión 3) 19% 45%")
21 Estimación de pesos Estimación de Pesos (Misión 3) [kg] Rev. 1 Rev. 2 Rev. 3/Final W w W v W fus W lg W fix W e W TO Desglose de Pesos Totales (Misión 3) 19% 45% Ala Delantera Estabilizador Vertical Tren de aterrizaje Misceláneo 5% 6% Ala Trasera Fuselaje Carga de pago 3% 15% 7% Factores variación del peso Reducción factor de carga Refuerzos Optimización peso sistemas Cambio de motores y combustible necesario Columbus Defense 21
22 Evolución de pesos MISIÓN Peso vacío Peso al despegue Revisión 1 Revisión 2 Revisión 3 Columbus Defense 22
23 Comparación de peso AVIONES CON MISIONES SIMILARES PESO MÁXIMO AL DESPEGUE CARGA DE PAGO MÁXIMA Pesos máximos al despegue C-130 Columbus C-295 Columbus Defense 0 Carga de pago máxima C-130 Columbus C
24 Estructura interna ALAS Columbus Defense 24
25 Estructura interna FUSELAJE PANELES DE MATERIAL COMPUESTO CON LARGUERILLOS EXCEPTO EN LA ZONA DE LA CABINA CUADERNAS METÁLICAS Columbus Defense 25
26 Estudio avanzado de materiales Fibra de carbono Sharklet Smartskin Refuerzo de Kevlar Panel Sándwich Fibra de carbono Titanio Aleación de aluminio aeronáutico Columbus Defense 26
27 Estudio avanzado de materiales SHARKLET SMART SKIN Imita las escamas de la piel de tiburón. Material muy ligero Aumenta el flujo laminar un 10% DISMINUCIÓN DE LA RESISTENCIA Recubre la estructura del fuselaje Columbus Defense 27
28 Diagrama V-n Columbus Defense 28
29 Estudio de cargas y refuerzos CARGAS AERODINÁMICAS Y ESTRUCTURALES Estimación de los esfuerzos en las uniones ala-fuselaje y ala-estabilizador vertical: TEORÍA DE VIGAS Para nuestro caso: q 4500 [N/m 2 ]x 2[m] = 9000 [N/m] L = 17,5 [m] M=1/2*q*L 2 = 78,8 [KN*m] M total =2*M = 157,6 [KN*m] R total =2*q*L = 315 [KN] Columbus Defense 29
30 Estudio de cargas y refuerzos CARGAS AERODINÁMICAS Y ESTRUCTURALES Estimación del esfuerzo en la unión estabilizador vertical-fuselaje por el empuje de los motores: M = E*d 90 [KN]*5[m ] = 450 [KN*m] Estimación fuerza que soporta el tren de aterrizaje y zona inferior del fuselaje: Fn máxima = 117,3 [KN] Fm máxima = 347,1 [KN] Columbus Defense 30
31 Estudio de cargas y refuerzos REFUERZOS ESTRUCTURALES Columbus Defense 31
32 Estudio de cargas y refuerzos REFUERZOS ESTRUCTURALES CARGAS AERODINÁMICAS CARGAS ESTRUCTURALES Carga soportada Refuerzo Incremento peso (lb) Ala delantera - 157,6 [KN/m] 10% 773,7 fuselaje Ala trasera - 157,6 [KN/m] 10% 314,8 estabilizador vertical Fuselaje [KN] 5% 338,6 estabilizador vertical TOTAL 1427,1 (648,7 kg) Wstructure: kg kg We: kg kg WTO: kg kg Carga soportada Refuerzo Incremento peso (lb) Tren de aterrizaje 464,4 [KN] 10% 595 Góndolas (sujeción de motores) Fuselaje -estabilizador vertical Ala traseraestabilizador vertical 7.5% 668,3 450 [KN/m] 12.5% 846,5 90 [KN] 10% 629,6 TOTAL 2739,4 (1245,2 kg) Columbus Defense 32
33 Envolvente del Cdg. Ley de combustible Cdg total fijo en 15.9 m Cumple requisitos de estabilidad Cdg del combustible variable Se juega con el consumo de combustible de cada tanque para mantener el cdg fijo Tanque ala Tanque ala delantera trasera Columbus Defense 33
34 Envolvente del Cdg. Ley de combustible HIPÓTESIS DEL CONSUMO DE COMBUSTIBLE Consumo de combustible uniforme en cada ala El cdg de cada tanque debe mantenerse constante Columbus Defense 34
35 Envolvente del Cdg. Ley de combustible POSICIÓN CDG DEL COMBUSTIBLE A LO LARGO DEL VUELO Columbus Defense 35
36 Envolvente del Cdg. Ley de combustible POSICIÓN CDG COMBUSTBLE A LO LARGO DEL VUELO (MISIÓN 3) Columbus Defense 36
37 Envolvente del Cdg. Ley de combustible COMBUSTIBLE EN CADA TANQUE (MISIÓN 3) Columbus Defense 37
38 Envolvente del Cdg. Ley de combustible COMBUSTIBLE CONSUMIDO DE CADA TANQUE (MISIÓN 3) Columbus Defense 38
39 Envolvente del Cdg. Ley de combustible POSICIÓN CDG COMBUSTBLE A LO LARGO DEL VUELO (MISIÓN 1) Columbus Defense 39
40 Envolvente del Cdg. Ley de combustible COMBUSTIBLE EN CADA TANQUE (MISIÓN 1) Columbus Defense 40
41 Envolvente del Cdg. Ley de combustible COMBUSTIBLE CONSUMIDO DE CADA TANQUE (MISIÓN 1) Columbus Defense 41
42 Tren de aterrizaje DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE Tren triciclo con doble rueda 2 ruedas en tren delantero (D=0,44 m; W=0,16 m) 2 trenes de 4 ruedas en principal (D=0,81 m; W=0,24 m) Hf = 0,47 m Hcdg = 3,87 m T = 4,4 m Columbus Defense 42
43 Tren de aterrizaje CUMPLE REQUISITOS LA COLA NO IMPACTA CON EL SUELO Porcentaje de peso máximo (despegue y aterrizaje) que soporta: Tren principal: 94% peso total entre 80-95% CUMPLE Tren delantero: 19% peso total entre 5-20% CUMPLE Velocidad máxima de taxy y radio de giro mínimo: Vmax = 23 knots, Rmin = 25 m entre 5-25 knots CUMPLE Estabilidad con viento cruzado de 50 knots y peso mínimo (en vacío) situación límite CUMPLE Columbus Defense 43
44 Propulsión Introducción Comparativa motores Característica del motor elegido Posiciones de palanca
45 Introducción Para volar a M = 0.5 P = hp
46 Comparativa Motores NOMBRE CONSUMO ESPECÍFICO [lb/hp h] PESO EN VACÍO [Kg] POTENCIA NOMINAL [hp] Turbodyne XT37 (escalado 1.2) Progress D , Kuznetsov NK12M (escalado 0.8)
47 Características Motores DIMENSIONES (E = 0.8) L = m D = m H = m V = m 3 CARACTERÍTICAS (E = 0.8) Peso en Vacío = Kg Potencia Nominal = hp
48 Posiciones de Palanca MISIÓN 1 (Surveillance / Interdiction) δt,to δt,cl δt,cr1 δt,cr2 δt,lt δt,d MISIÓN 2 (SAR / Low Altitude Patrol) δt,to δt,cl δt,cr1 δt,cr2 δt,lt δt,d MISIÓN 3 (Cargo Mission) δt,to δt,cl δt,cr1 δt,cr2 δt,lt δt,d
49 Posiciones de Palanca MISIÓN 4A (Human Transport) δt,to δt,cl δt,cr1 δt,cr2 δt,lt δt,d MISIÓN 4B (Med-Evac & Multi-Person) δt,to δt,cl δt,cr1 δt,cr2 δt,lt δt,d
50 Actuaciones Despegues (nominal y con fallo de motor) Subidas Cruceros Descensos Aterrizajes Consumos de combustibles por tramos Costes Diagrama carga de pago alcance Envolvente de vuelo Misión mejorada
51 Despegue Nominal MISIÓN 3 TRAMO RODADURA TRANSICIÓN DISTANCIA (m) Supera 35 ft (m) TRAMO RODADURA TRANSICIÓN DISTANCIA (m) Supera 35 ft (m)
52 Despegue Fallo de Motor MISIÓN 3 TRAMO RODADURA TRANSICIÓN DISTANCIA (m) Supera 35 ft (m) TRAMO RODADURA TRANSICIÓN DISTANCIA (m) Supera 35 ft (m)
53 Subidas γ [º] G [%] X [m] t [s] MISIÓN MISIÓN MISIÓN MISIÓN 4 (trans.) MISIÓN 4 (med.)
54 Cruceros Distancia [nmi] R MAX [nmi] Consumo [kg] t [h] MISIÓN MISIÓN MISIÓN MISIÓN 4 (trans.) MISIÓN 4 (med.)
55 Aterrizajes MISIÓN 3 TRAMO ACERCAMIENTO FLARE RODADURA DISTANCIA (m) TOTAL (m) TRAMO ACERCAMIENTO FLARE RODADURA DISTANCIA (m) TOTAL (m)
56 Consumos de Combustibles TRAMO CONSUMO COMBUSTIBLE (kg) TIEMPO DE VUELO (h) DISTANCIA RECORRIDA (km) CARGA DE PAGO (kg) MISIÓN MISIÓN MISIÓN MISIÓN 4 (versión trans.) MISIÓN 4 (versión med.)
57 Costes CAPM DOC MISIÓN 1 MISIÓN 2 MISIÓN 3 MISIÓN 4 (ver.transporte) MISIÓN 4 (ver.médica) CAPM (cent) DOC ( )
58 Envolvente de Vuelo ~ 8436 km
59 Carga de Pago - Alcance MISIÓN 3
60 Misión Mejorada Altura óptima ft MISIÓN 3 (crucero)
61 Misión Mejorada MISIÓN MEJORADA R = 2600 nmi V = 153 m/s h = ft DOC = MISIÓN ORIGINAL R = 2600 nmi V = 153 m/s h = ft DOC = AHORRO DEL 3.78% 1698
62 Estabilidad y control 1. Configuración longitudinal del avión. 2. Trimado longitudinal en vuelo de crucero: Incidencias. Geometría del elevador. α trim, δ e,trim, C D,trim. Derivadas de estabilidad. 3. Equilibrado lateral-direccional: Dimensionado del vertical. Dimensionado del alerón. Fallo de motor, viento cruzado y viraje nivelado. Derivadas de estabilidad. 4. Dinámica del avión. Columbus Defense 62
63 Configuración longitudinal X cg1 =12.83m X cg2 =21.09m X NA =16.53m Fijando SM=33.4% X cg =15.9m. Ubicadas las alas, el centro de gravedad depende del resto de elementos de estructuras. Ley de combustible Columbus Defense 63
64 Análisis del vuelo equilibrado Condiciones de vuelo: Altitud de ft y M=0.495 Punto de diseño: punto medio del crucero para la misión de carga Peso al despegue Departamento de Estructuras Incidencias: i 2 = -1.5 i 1 = 4.1 Departamento de Actuaciones Elevador 25% cuerda media 30% envergadura S e =5.00m S e S 2 =0.085 Columbus Defense 64
65 Análisis del vuelo equilibrado Derivadas de estabilidad: Dificultad en modelar el avión No existe estabilizador horizontal. Dos alas ligadas C L0 = C Lα = C Lδ e = C M0 = > 0 C Mα = < 0 C Mδ e = Centro de gravedad más adelantado= 15.44m. Determinado por potencia de control máxima en despegue Columbus Defense 65
66 Comparación con/sin carga de pago: Con carga de pago δ e Sin carga de pago Columbus Defense 66
67 Comparación con/sin carga de pago: Con carga de pago α Sin carga de pago Columbus Defense 67
68 Comparación con/sin carga de pago: C Dtrim Con carga de pago Sin carga de pago Columbus Defense 68
69 Estudio de trimado para distintas condiciones de vuelo: δ e Columbus Defense 69
70 Estudio de trimado para distintas condiciones de vuelo: α Columbus Defense 70
71 Estudio de trimado para distintas condiciones de vuelo: C Dtrim Columbus Defense 71
72 Dimensionado VTP Condicionado por 3 problemas: FALLO DE MOTOR VIENTO CRUZADO VIRAJE ESTACIONARIO LAS DIMENSIONES CARACTERÍSTICAS Pivota completamente Datos: S v = m 2 L e = 4 m Columbus Defense 72
73 Dimensionado Alerón Longitud del alerón 20 % de la semienvergadura del primer ala. Cuerda del alerón 25 % de la cuerda en cada posición de la envergadura. Columbus Defense 73
74 Equilibrado Lateral -Direccional Derivadas de estabilidad estática lateral-direccional: C yβ = < 0 C lβ = < 0 C nβ = > 0 C yδa = 0 C lδa = > 0 C nδa = < 0 C yδr = > 0 C lδr = > 0 C nδr = < 0 SE CUMPLEN LOS CRITERIOS DE ESTABILIDAD ESTÁTICA Alta potencia de control lateral Nota: Unidades empleadas 1/rad Columbus Defense 74
75 Equilibrado Lateral -Direccional Deflexiones de las superficies de control Fallo de motor (β = 0 ) Viento cruzado (β = 15 ) δ a = δ r = -4,1749 φ = δ a = δ r = φ = Cumple normativa Verifica el Margen de Potencia de control Viraje estacionario (φ = 33 ) δ a = δ r = β = Columbus Defense 75
76 Equilibrado Lateral -Direccional Deflexiones de las superficies de control δ a V β Columbus Defense 76
77 Equilibrado Lateral -Direccional Deflexiones de las superficies de control δ r V β Columbus Defense 77
78 Equilibrado Lateral -Direccional Deflexiones de las superficies de control φ V β Columbus Defense 78
79 Dinámica Derivadas de estabilidad longitudinales: C Lα = > 0 C Dα = C Mα = <0 C Lδ e = C Dδ e = 0 C Mδ e = C L α = C D α = 0 C M α = C Tx 1 = C D 1 C Tx u = 3C T x 1 C Lq = C Dq = 0 C Mq = < 0 C Lu = C Du = 0 C Mu = 0 C L1 = C D1 = C M1 = 0 C MT 1 = C M 1 C MT u = C MT α = 0 C Tx α = 0 Columbus Defense 79
80 Dinámica Modos longitudinales: Fugoide s ph = ± i [1/s] ω n = rad/s ξ = t 1 2 = s N 1 2 = T = 61.8 s δ = Corto Período s ph = ± i [1/s] ω n = rad/s ξ = t 1 2 = 2. 4 s N 1 2 = T = 8.48 s δ = MIL-F-8785C level 2 MIL-F-8785C level 1 Columbus Defense 80
81 Dinámica Plots longitudinales: Columbus Defense SL 81
82 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 82
83 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 83
84 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 84
85 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 85
86 Dinámica Derivadas de estabilidad lateral-direccionales: C Yp = C lp = <0 C np = C Yr = C lr = C nr = <0 C Y β = C l β = C n β = C YTβ = 0 C ntβ = 0 Columbus Defense 86
87 Dinámica Modos longitudinales: Balanceo Holandés s ph = ± i [1/s] ω n = rad/s ξ = t 1 2 = 21. 3s N1 2 = T = 13.3 s δ = Espiral s espiral = [1/s] T 2 = s MIL-F-8785C level 1 Convergencia en balance s balance = [1/s] = 3. 7 s T1 2 MIL-F-8785C level 2 Columbus Defense MIL-F-8785C level 3 87
88 Dinámica Plots lateral-direccionales: Columbus Columbus Defense Defense SL 88
89 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 89
90 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 90
91 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 91
92 Dinámica Columbus Columbus Defense Defense SL 92
93 Diseño 1. Evolución del diseño 2. Bodega de carga 3. Rampa trasera 4. Superficies de control 5. Sistemas 6. Sensores y equipos Columbus Defense 93
94 Evolución Columbus Defense 94
95 Bodega de carga Dimensiones definidas por los requisitos impuestos por el cliente en el RFP. Misión restrictiva: Transporte/Evacuación Dimensiones características Longitud total [m] 27,33 Envergadura [m] 35 Ancho máximo bodega [m] 3,65 Altura máxima bodega [m] 3,63 D eq máximo [m] 3,73 D eq mínimo [m] 3,38 Volumen de bodega [m 3 ] 173,9 Columbus Defense 95
96 Bodega de carga Misión humanitaria Capacidad de transporte Arroz 25 T Aceite 25 T Leche en polvo 25 T Medicamentos 25 T Mantas ud Ropa 15 T Tiendas de campaña 625 ud. Cajas de herramientas 625 ud. * Datos extraídos de Handbook for delegates. International Federation of Red Cross and Red Crescent Societies Columbus Defense 96
97 Rampa trasera Diseño optimizado para reducir el upsweep angle 8,91 o Objetivo: Minimizar la resistencia Uso de tail strakes C D se reduce un 3,3% Columbus Defense 97
98 Superficies de control Objetivo: Minimizar la resistencia Uso de flexsys de Flexfoil TM ΔC D0 =-12% Columbus Defense 98
99 Sistemas Columbus Defense 99
100 Sistemas Columbus Defense 100
101 Sistemas Columbus Defense 101
102 Sensores y equipos Columbus Defense 102
103 Columbus Defense 103
104 GRACIAS POR SU ATENCIÓN Ana Meroño Garnica Laura Susana Álvarez Mera Manuel Moreno Morón Jorge Narbona González José Manuel Carmona Romero José María Cruz Marín Enrique Hinojosa Mármol Juan Pérez González Daniel García Teba Julián Peral González Alberto Mañero Contreras Nuestro nombre de empresa SL 104 Columbus Defense
105 Aerodinámica POLAR DEL AVIÓN: COEFICIENTE DE OSWALD: Desglose C D0 : C D0,fuselaje = C D0, alas = C D0, vertical = C D0, góndolas = C D0, upsweep = C di trimado = C Dmis, LG = C D0, flaps, TO = C D0, flaps, LNDG = Diversos estudios sobre Box Wing: Best Wing System, Prandtl Non planar wing concept, Kroo Estudios CFD. Tunel de viento (e=1.23). Columbus Defense 105
106 Aerodinámica SMART SURFACE: Se trata de un nuevo tipo de superficie de composite que combina riblets con revestimiento elástico. Está inspirado en pieles de animales marinos y diseñados para que según las condiciones del flujo, este ínteractúe con la superficie de diferente forma. Columbus Defense 106
107 Selección de materiales Columbus Defense 107
108 Selección de materiales Columbus Defense 108
DISEÑO DE UN HR-UAV PARA AYUDA HUMANITARIA
DISEÑO DE UN HR-UAV PARA AYUDA HUMANITARIA FLY AID Juan Carlos Cantero Moriano Cristina Fernández Ruiz David Lucena Pacheco Gabriela Marín Jiménez María del Carmen Martínez Moreno Grupo 4 Cálculo de Aviones
Estudio de características Aerodinámicas y de Estabilidad de un Ala Voladora
Estudio de características Aerodinámicas y de Estabilidad de un Ala Voladora Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Jorge Narbona González Tutor: Sergio Esteban Roncero Índice general Descripción
ENTREGA FINAL Cálculo de Aviones 5º Ing. Aeronaútica Escuela Superior Ingenieros Universidad de Sevil a
ENTREGA FINAL Cálculo de Aviones 5º Ing. Aeronaútica Escuela Superior Ingenieros Universidad de Sevilla ÍNDICE 1. Diseño 2. Estructuras 3. Actuaciones y Propulsión 4. Estabilidad y Control 5. Aerodinámica
CÁLCULO DE AVIONES PERRY-I
CÁLCULO DE AVIONES PERRY-I Ricardo Blanco Poole Elio Carrasco Guerrero José Carlos García Hiniesta Francisco José Macías Beltrán Alejandro Martín Garrido 2 ÍNDICE DISEÑO AERODINÁMICA ESTABILIDAD Y CONTROL
Perfiles aerodinámicos
PRESENTACIÓN FINAL Perfiles aerodinámicos Análisis perfiles 2D NACA Report 824 Permiten determinar coeficientes del perfil y caracterizar su entrada en pérdida. Datos experimentales, por lo que podemos
David Morán de Godos Miguel Ángel Martín Sanz Vito Mario Fico Jorge Cordero Freile Anna Folch Codera Noelia Pérez Molina
David Morán de Godos Miguel Ángel Martín Sanz Vito Mario Fico Jorge Cordero Freile Anna Folch Codera Noelia Pérez Molina Vito Mario Fico Diseño Justificación del modelo Diseño Evolución Diseño Evolución
CÁLCULO DE AVIONES 2012/2013 GRUPO 5
CÁLCULO DE AVIONES 2012/2013 GRUPO 5 DISEÑO 3 ESTRUCTURAS 9 AERODINÁMICA 17 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN 24 ESTABILIDAD Y CONTROL 32 CONCLUSIONES 47 2 Mario Rodríguez García Marta Romero López Evolución. Primera
Grupo 8. Alberto Galán Vergara. Francisco Javier Pérez Méndez. Armando Matencio Moreno. Jesús García Martínez. José Eduardo Fernández Guerra
Grupo 8 Alberto Galán Vergara Francisco Javier Pérez Méndez Armando Matencio Moreno Jesús García Martínez José Eduardo Fernández Guerra Alejandro Andrés Melón Diego Cavero Alonso Vista general Vista componentes
Departamento de Diseño
Departamento de Diseño DISEÑO Diseños Preliminares DISEÑO Primeras Innovaciones DISEÑO Especificaciones 150 pasajeros en dos clases DISEÑO Capacidad para 168 personas en una sola clase DISEÑO Dimensionamiento
ASLAN. PROYECTO DANDELION.
PROYECTO DANDELION Diseño Evolución Dibujos CAD Detalles Dibujos CAD. Planos y dimensiones. Diseño interior Sistemas Justificación del diseño Avances tecnológicos Justificación elementos diseño MOTORES
CÁLCULO DE AVIONES. Grupo 1
CÁLCULO DE AVIONES Grupo 1 ÍNDICE 0. Empresa y Departamentos 1. Hidrógeno -1.1 Por qué hidrógeno? -1.2 Hidrógeno en el mundo 2. Diseño - 2.1 Evolución del diseño - 2.2 Diseño completo CAD 3. Propulsión
Quiénes somos? Soluciones innovadoras con los pies en la tierra
GRUPO2: ATP1 MIRLO Andrés Fernández Lucena Miguel Á. Vidal Señas José Luis Almenara Ariza Gloria Ortega Pino Luis Ferreira Población Carlos Lucas Rodríguez Área de Diseño: Quiénes somos? Empresa con capital
DISEÑO DE UN UAV LIGERO DE PROPULSIÓN ELÉCTRICA PARA MONITORIZACIÓN MEDIOAMBIENTAL
Escuela Superior de Ingenieros Universidad de Sevilla DISEÑO DE UN UAV LIGERO DE PROPULSIÓN ELÉCTRICA PARA MONITORIZACIÓN MEDIOAMBIENTAL Noviembre_2010 Autor: Tutor: Aníbal Ollero Baturone Agradecimientos
SIRIUS 1.- DISEÑO 2.- AERODINÁMICA 3.- ESTRUCTURAS 4.- ESTABILIDAD Y CONTROL 5.- PROPULSIÓN Y ACTUACIONES 6.- CONCLUSIONES
1.- DISEÑO 2.- AERODINÁMICA 3.- ESTRUCTURAS 4.- ESTABILIDAD Y CONTROL 5.- PROPULSIÓN Y ACTUACIONES 6.- CONCLUSIONES 1.- EVOLUCIÓN DEL DISEÑO 1.1. MODIFICACIONES 1.2. ESTRUCTURA INTERNA 2.- PRODUCTO FINAL
PEPA Primary Emergency Portable Aid. ESI Universidad de Sevilla
+ ESI Universidad de Sevilla Beatriz Arias Alonso Guillermo Casais Sancho Elena Di Silvestro Elena Escudero Ramos Alberto Márquez Lepe Ana Belén Martín Macareno Cálculo de Aviones 30 de Junio de 2012 PEPA
Cálculo de aviones Aviones - ULCT. 150 XT The Versatile Freighter DEFAY: 150-XT. Cálculo de Aviones 22/01/07 Pag. 1
Cálculo de aviones Aviones - ULCT 150 XT The Versatile Freighter Cálculo de Aviones 22/01/07 Pag. 1 Cálculo de aviones Aviones - ULCT Grupo 8: Álvaro CARRASCO Fanny DUCERF David GALLEGO Izabella KASINSKA
OBJETIVOS. Aumentar la eficiencia. Reducir el impacto ambiental. No aumentar significativamente el tiempo de vuelo
OBJETIVOS Aumentar la eficiencia Reducir el impacto ambiental No aumentar significativamente el tiempo de vuelo MOTIVACIÓN Diseño atractivo: Las hélices están anticuadas Diseño cómodo: Espacio Ruido Análisis
HISPIAN Solución para personas de altos vuelos. 5º IAN Cálculo de Aviones 1
HISPIAN 2007 Solución para personas de altos vuelos 5º IAN Cálculo de Aviones 1 Hispian 2007 Introducción Diseño preliminar Diseño Aerodinámica Estructuras Estabilidad y Control Propulsión y Actuaciones
Grupo 1. Mª Cielo Velandrino Rafael Campos Alberto Soriano Moisés Blanco Daniel García
Mª Cielo Velandrino Rafael Campos Alberto Soriano Moisés Blanco Daniel García José López Andrés Jesús García Andrés Galdames Christian Quirós Célia Brossard Grupo 1 Matthieu Tonso Adrien Piot Juan Manuel
Revisión de Tareas para la 3ª Entrega
1 Revisión de Tareas para la 3ª Entrega Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos Revisión de las diferentes áreas Aerodinámica Estructuras y Pesos Estabilidad
ÍCARO 09 CÁLCULO DE AVIONES. GRUPO 8: Desarrollo de UAV
CÁLCULO DE AVIONES GRUPO 8: Desarrollo de UAV ÍCARO 09 Mª Ángeles González Doval Mª Ángeles González Doval Mª Victoria de la Torre Mateo Daniel Sánchez Pizarro Carlos Sanz Cordovilla Eduardo Peñas Espinar
Diseño conceptual de un UAV
Diseño conceptual de un UAV Bernal Ortega Carlos De Augusto Gil, José Luis López Teruel, Pedro Martín Cañal, Adrián Pérez Alcaraz, Daniel Samblás Carrasco, Francisco Ventura Diseño conceptual de un uav
Análisis de la Estabilidad y el Control de un avión no tripulado. El proyecto Céfiro
Análisis de la Estabilidad y el Control de un avión no tripulado. El proyecto Céfiro Autor: Pedro López Teruel Tutor: Sergio Esteban Roncero Departamento Ingeniería Aeroespacial Índice Por qué? Introducción
Ingenieria Concurrente Revision II Tema 10
1 Ingenieria Concurrente Revision II Tema 10 Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos 2 Revisión de las diferentes áreas Diseño y Sistemas Aerodinámica Estructuras
Mecánica del Vuelo del Avión
Mecánica del Vuelo del Avión Parte II: Estabilidad y Control Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Superior de Ingenieros
BRAIN STORMING ALA BAJA. PLANTA PROPULSIVA: 4 motores en cola SUPERFICIES DE COLA. DERIVA HORIZONTAL: Baja COLA EN H
BRAIN STORMING ALA BAJA PLANTA PROPULSIVA: 4 motores en cola SUPERFICIES DE COLA DERIVA HORIZONTAL: Baja DERIVA VERTICAL: Plano deriva doble COLA EN H TREN DE ATERRIZAJE: un boggie delantero y 4 traseros
Cálculo de Aviones 5º Ingeniería Aeronáutica
1 Cálculo de Aviones 5º Ingeniería Aeronáutica Proyecto Final Mª Isabel Jurado Molina - Estructuras David Luque Jiménez - Aerodinámica Noelia Medina Zamora - Actuaciones y Propulsión Mario Pérez Rodríguez
CÁLCULO DE G5 AVIONES
CÁLCULO DE G5 AVIONES INTRODUCCIÓN María Luisa López Villarejo Juan Carlos Rayo Linares DISEÑO Ana María Huerta Rivera CONTROL Y ESTABILIDAD AERODINÁMICA Diego Martínez Fernández INGENIERÍA CONCURRENTE
MATERIA: AERODINÁMICA TRIPULANTES DE CABINA
MATERIA: AERODINÁMICA TRIPULANTES DE CABINA 1. CUANDO HABLAMOS DE LA RAMA DE LA FÍSICA, QUE ESTUDIA LAS REACCIONES DE UN CUERPO QUE SE SITÚA EN UNA CORRIENTE DE AIRE, O AIRE RELATIVO CON RESPECTO A SUS
Revisión de Tareas para la 2ª Entrega
Cálculo de Aviones 2011 Sergio Esteban Roncero 1 Revisión de Tareas para la 2ª Entrega Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos 2 Revisión 2.0 - I Diseño: Definir
Presentación final. MIACA: Sprinkler M1
Presentación final MIACA: Sprinkler M1 Presentaciones: Empresa En EEUU, en el año 2014: 610,500 incendios, 70 víctimas mortales, 900 heridos, y 237 millones en daños. MIACA, surge para diseñar un avión
Cálculo de Aviones 2011 Sergio Esteban Roncero 1. para la 2ª Entrega. Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos
Cálculo de Aviones 2011 Sergio Esteban Roncero 1 Revisión de Tareas para la 2ª Entrega Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos 2 Revisión 2.0 (01-04-11) -I
Alcalde Cano, Mª Teresa Elia Lerida, Elena Amo Lledó, Ignacio Fernández Pisón Pilar Arteaga Palma, José Manuel Fuentes Navarro, Sergio Ayuso
Alcalde Cano, Mª Teresa Elia Lerida, Elena Amo Lledó, Ignacio Fernández Pisón Pilar Arteaga Palma, José Manuel Fuentes Navarro, Sergio Ayuso Martínez, Cristina Galiano Andrades, Miguel Ángel Bolaño Cruz,
Introducción. Sergio Esteban Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos
1 Calendario de la Asignatura Curso 2011/2012 Introducción Sergio Esteban sesteban@us.es Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos 2 Planificación de la Asignatura 11/12 Definir 5 áreas
MLF-Jet. Departamento de Diseño
MLF-Jet AVLJ MLF-Jet Departamento de Diseño Diseño. Requisitos RFP. -Entre 4 y 6 pasajeros y uno o dos pilotos. Vamos a diseñar para 6 pasajeros, dos pilotos y una azafata. -Cabina presurizada. Entonces
Índice Cálculo de Aviones
1. Diseño FWBJ Acceso Tren de Aterrizaje Ala y Estabilizadores Cabina de Pilotaje y Distribución General 2. Aerodinámica Forma en Planta del ala. NACA 64-415 Coeficientes de Sustentación y Momento en función
MATERIA: AERODINÁMICA ULTRALIVIANO
MATERIA: AERODINÁMICA ULTRALIVIANO 1. LA LÍNEA RECTA QUE UNE EL BORDE DE ATAQUE CON EL BORDE DE SALIDA DE UN PERFIL ALAR, SE DENOMINA: a. CURVATURA MEDIA b. CUERDA c. ESPESOR d. VIENTO RELATIVO 2. VIENTO
Request for Proposal Next Generation Interdictor (NGI) Design II
Request for Proposal Next Generation Interdictor (NGI) Design II 1. Descripción de oportunidad de mercado Dentro del nuevo contexto internacional en el que se ve inmerso el tanto el Gobierno Español, como
MATERIA: AERODINÁMICA CONTROLADORES DE TRANSITO AÉREO
MATERIA: AERODINÁMICA CONTROLADORES DE TRANSITO AÉREO 1. EL FACTOR DE CARGA MÁXIMO (NMAX) ES UNA LIMITACIÓN ESTRUCTURAL ESTABLECIDA POR EL FABRICANTE Y ASENTADA EN LA SECCIÓN DE LIMITACIONES DEL MANUAL
Diseño aerodinámico de un UAV de baja velocidad
Diseño aerodinámico de un UAV de baja velocidad Autor: Adrián Martín Cañal Tutor: Francisco Gavilán Jiménez Índice 1. Introducción 2. Algoritmos numéricos de cálculo aerodinámico 3. Optimización del ala
Módulo 9 MECÁNICA DEL VUELO
Módulo 9 MECÁNICA DEL VUELO Primera parte: INTRODUCCIÓN 3 1.VISIÓN GENERAL: 2. SISTEMAS DE REFERENCIA: Sistema de ejes Horizonte Local F h Sistema de ejes Viento F w Origen en el centro de masas del avión
PRINCIPIOS DE VUELO-4
1) El ángulo de ataque es: a) El ángulo formado entre la cuerda aerodinámica y el eje longitudinal del avión b) El ángulo formado entre la cuerda aerodinámica y la dirección del viento relativo c) El ángulo
DISEÑO Y SIMULACIÓN AERODINÁMICA Y ESTRUCTURAL DE UN VEHÍCULO AÉREO NO TRIPULADO
DISEÑO Y SIMULACIÓN AERODINÁMICA Y ESTRUCTURAL DE UN VEHÍCULO AÉREO NO TRIPULADO AUTOR: JONATHAN VÉLEZ DIRECTOR: ING. FÉLIX MANJARRÉS CODIRECTOR: ING. OSCAR ARTEAGA PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA El problema
EVALUACIÓN DE LA ESTABILIDAD ESTÁTICA DE UN AVIÓN NO TRIPULADO EMPLEANDO EL MÉTODO VORTEX LATTICE
EVALUACIÓN DE LA ESTABILIDAD ESTÁTICA DE UN AVIÓN NO TRIPULADO EMPLEANDO EL MÉTODO VORTEX LATTICE Elsa M. Cárdenas elsamcardenasa@yahoo.com Dirección de Investigación, Universidad Simón Bolívar, Sede del
Proyecto de diseño de un avión contra incendios
Grau en Enginyeria de Vehicles Aeroespacials Proyecto de diseño de un avión contra incendios TRABAJO DE FINAL DE GRADO Pliego de condiciones Autora: Sílvia Fernández Torres Director: Joan Llargués Septiembre
AERODINÁMICA Básica e Intermedia.
Por: Mauricio Azpeitia Perez AERODINÁMICA Básica e Intermedia. Introducción. La teoría de vuelo está basada en la aerodinámica. El término aerodinámica sederiva de la combinación de dos palabras griegas:
Mecánica del Vuelo. Tema 8: Estabilidad Estática y Control: Movimiento Lateral-Direccional. Damián Rivas Rivas y Sergio Esteban Roncero
Intro F y M C F C M Estab. Est. Lat-Dire Control Lat-Dire Mecánica del Vuelo Tema 8: Estabilidad Estática y Control: Movimiento Lateral-Direccional Damián Rivas Rivas y Sergio Esteban Roncero Departamento
Mecánica del Vuelo del Avión
Mecánica del Vuelo del Avión Parte II: Estabilidad y Control Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Superior de Ingeniería
2. CO CEPTOS BÁSICOS SOBRE AERO AVES
2. CO CEPTOS BÁSICOS SOBRE AERO AVES 2.1. PRINCIPIOS AERODINÁMICOS Sobre una aeronave actúan varias fuerzas, algunas favorables y otras desfavorables. Las fuerzas básicas que actúan sobre una aeronave
PROBLEMAS. Problema 1
PROBLEMAS Problema 1 Se considera un avión en vuelo de crucero a altitud h y velocidad V constantes. La altitud de vuelo está fijada. Sabiendo que la resistencia aerodinámica viene dada por D = k 1 V 2
Mecánica del Vuelo del Avión
Mecánica del Vuelo del Avión Parte I: Actuaciones del Avión Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Escuela Superior de Ingenieros Universidad de Sevilla Curso 2007-2008 23/03/2009 Aeronaves y
DOCUMENTACIÓN DE CONSULTA PARA LA PRUEBA DE CONOCIMIENTOS BÁSICOS, SOBRE MATERIAS NO ESPECÍFICAS DEL CONTROL DE TRÁFICO AÉREO. TEMA: MECÁNICA DE VUELO
Convocatoria de Becas para el Curso Básico de Formación de Controladores de la Circulación Aérea, (año 2001). DOCUMENTACIÓN DE CONSULTA PARA LA PRUEBA DE CONOCIMIENTOS BÁSICOS, SOBRE MATERIAS NO ESPECÍFICAS
Resumen del Curso Características de la Aeronave
INTRODUCCIÓN: Interjet basó su operación con una flota de aviones Airbus A320 desde el año 2005, ofreciendo una alternativa de transporte aéreo para satisfacer la creciente demanda en el mercado de pasajeros.
F1 Mecánica del Vuelo
F1.1 Introducción n a la Mecánica del Vuelo Miguel Ángel Gómez G Tierno DVA/ETSIA Madrid, 7 octubre 2008 ÍNDICE Definición de la Mecánica del Vuelo Áreas de la Mecánica del Vuelo Actuaciones Estabilidad
DIRECCION DE PERSONAL AERONAUTICO DPTO. DE INSTRUCCION PREGUNTAS Y OPCIONES POR TEMA
DIRECCION DE PERSONL ERONUTICO PREGUNTS Y OPCIONES POR TEM 1 TEM: 0824 Lic_TC _erodinámica ásica COD_PREG: PREG20102725 PREGUNT: Se denomina erodinámica a la ciencia que estudia las leyes que rigen el
PRESENTACIÓN FINAL SUPPA PROP FIRE SEVILLA, A 16 DE JUNIO DE 2015
PRESENTACIÓN FINAL SUPPA PROP FIRE SEVILLA, A 16 DE JUNIO DE 2015 Nuestra compañía Perwings Diseño y Sistemas: Alberto Fernández Figueroa Sandra Sánchez Ligero Propulsión y Actuaciones: Francisco Jiménez
1. Descripción de oportunidad de mercado
Request for Proposal High Altitude Long Endurance (HALE) Unmanned Aerial System (UAS) for Near Earth Orbit Asteroid Suppression (NEOAS) with Di-rected Energy (DE) Laser Weapon. v 1.0 1. Descripción de
Mecánica del Vuelo del Avión
Mecánica del Vuelo del Avión Parte I: Actuaciones del Avión Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Superior de Ingenieros
SANDGLASS PATROL El Ala y el Perfil, definiciones previas Por Gizmo
El Ala y el Perfil, definiciones previas Por Gizmo El Perfil aerodinámico Imagen del Naca Report Summary of airfoil data de I.H. Abott y A.E. von Doenhoff (NACA Report 824 NACA-ACR-L5C05 NACA-WR-L-560,
ANÁLISIS AERODINÁMICO Y ESTRUCTURAL DE UNA AERONAVE UAV TLÁLOC II EN MATERIALES COMPUESTOS
ANÁLISIS AERODINÁMICO Y ESTRUCTURAL DE UNA AERONAVE UAV TLÁLOC II EN MATERIALES COMPUESTOS Gonzalo Anzaldo Muñoz, gonzzo2012@hotmail.com Aeronave no tripulada Tláloc II Gracias a la tecnología de la automatización
Problemas - Aeronaves
Chapter Problemas - Aeronaves. Problema A. Se considera una avioneta con tren fijo en vuelo simétrico, sin balance, en un plano vertical, conla atmósfera en calma, a un nivel de vuelo dado y en configuración
Maniobras Simétricas Estacionarias (1/6)
() Maniobras Simétricas Estacionarias (1/6) a) Viraje Horizontal b) Variación de nivel de vuelo: Las maniobras simétricas estacionarias se definen como condiciones en las cuales se supone que la aceleración
Ejercicio = 216,65 K; P 0. /S para resolver el problema. SOLUCIÓN: Condición de vuelo: M 0
Ejercicio Calcular el exceso de potencia específica y la relación empuje/peso que tiene que tener un avión comercial para que en condiciones de crucero: M 0 = 0,85; a = 11000 m (T 0 = 216,65 K; P 0 = 22,6345
Definición RFP Curso Future Turboprop-Powered Passenger Aircraft (FTPPA)
Cálculo de Aviones Definición RFP Curso 2016-2017 Future Turboprop-Powered Passenger Aircraft (FTPPA) Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos 1 Introducción
Mecánica del Vuelo del Avión
Mecánica del Vuelo del Avión Parte I: Actuaciones del Avión Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Superior de Ingeniería
F3/Área de Arquitectura de Avión n y Estructuras
F3/Área de Arquitectura de Avión n y Estructuras F3.5-F3.6/Normas F3.6/Normas de Cálculo C Estructural (3). Envolvente de Maniobra Dra. Cristina Cuerno Rejado Dpto. Vehículos Aeroespaciales, E.T.S.I.A,,
Diseño estructural y construcción de un avión no tripulado: El Proyecto Céfiro. Autor: Daniel Pérez Alcaraz Tutor: Sergio Esteban Roncero
Diseño estructural y construcción de un avión no tripulado: El Proyecto Céfiro Autor: Daniel Pérez Alcaraz Tutor: Sergio Esteban Roncero Índice Introducción Tareas realizadas en el Proyecto Fin de Carrera
Clases 5 y 6 Piloto Comercial con HVI Aerodinámica Construcción y uso de las curvas de un avión para el VRN
Construcción y uso de las curvas de un avión para el VRN Si ud conoce el perfil del ala de su avión, el peso y la superficie alar puede construir en forma aproximada las curvas de su avión, para ser utilizadas
CARGAS EN COMPONENTES ESTRUCTURALES ESTRUCTURAS DE AERONAVES MATERIALES
CARGAS EN COMPONENTES ESTRUCTURALES ESTRUCTURAS DE AERONAVES MATERIALES RECORDATORIO TIPOS BÁSICOS DE CARGAS Tensión( esfuerzo) σ = PA Deformación ε =ΔLL Módulo deyoung o módulo de Elasticidad Ley de Hooke
DIRECCION DE PERSONAL AERONAUTICO DPTO. DE INSTRUCCION PREGUNTAS Y OPCIONES POR TEMA
MT DIREION DE PERSONL ERONUTIO DPTO. DE INSTRUION PREGUNTS Y OPIONES POR TEM 1 TEM: 0832 Lic_Piloto PRI- - erodinámica OD_PREG: PREG20103076 (3312) PREGUNT: En qué consiste el efecto suelo? El resultado
Los Vehículos Aéreos
Tecnologías asociadas a sistemas de Enjambres de µuavs Los Vehículos Aéreos «Los UAVs (Ventajas)» Variedad y Flexibilidad de Misiones Mínimo Tiempo de Reacción Mínimo Impacto Ambiental Mínimo Coste de
Area Estructuras y Materiales
Area Estructuras y Materiales Cátedras de Estructuras Estructuras I Estructuras II Estructuras III Contenidos Generales para todas las carreras Estructuras IV Estructuras V Contenidos Específicos para
GUÍA DE ESTUDIO PARA LA PRESENTACIÓN DEL EXAMEN DE TITULACIÓN
GUÍA DE ESTUDIO PARA LA PRESENTACIÓN DEL EXAMEN DE TITULACIÓN ASIGNATURA: OPERACIONES AERONÁUTICAS 1. OPERACIONES DE VUELO 1.1. Leyes, reglamentos y documentos aplicables 1.2. Libros, manuales y otros
3 CAPÍTULO Cálculo de derivadas de estabilidad. 3.1 Aclaraciones previas
3 APÍTULO 3 3. álculo de derivadas de estabilidad En el capítulo anterior las fuerzas y momentos que afectan a la aeronave se presentaron como un desarrollo de Taylor en torno a un punto de equilibrio.
Clase 1 Piloto Comercial con HVI Aerodinámica 2015 AERODINÁMICA
AERODINÁMICA La aerodinámica estudia el movimiento de los gases. En el caso aeronáutico nos interesan los efectos del aire que rodea la Tierra en el movimiento de las aeronaves. La atmósfera tiene un espesor
3. Según el modelo de Atmósfera Estándar Internacional, si en la troposfera aumenta la altura:
Preguntas de teoría 1. La Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) se crea a) en 1944 a raíz de la firma del Convenio de la Haya. b) en 1944 a raíz de la firma del Convenio de Chicago. c) en
PRINCIPIOS DE VUELO-1
1) La línea recta que une el borde de ataque con el borde de salida de un perfil alar, se denomina: a) Curvatura media b) Cuerda c) Espesor d) Viento relativo 2) Las cuatro fuerzas principales que actúan
Aeronaves y Vehículos Espaciales
Aeronaves y Vehículos Espaciales Tema 4 Aerodinámica del Avión Parte II - Alas en Régimen Incompresible Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica
MATERIA: PESO Y BALANCE B
MATERIA: PESO Y BALANCE B 1. BRAZO (ARM) ES LA DISTANCIA MEDIDA ENTRE EL PUNTO DE APLICACIÓN DE UNA FUERZA Y EL PUNTO DE APOYO: a. CIERTO b. FALSO 2. LA LÍNEA DE REFERENCIA O DATUM LINE ES: a. UN PUNTO
Masa y Centrado I (PYB1)
Fecha de Impresión: 10/07/2010 pág. 1 1) CUÁLES DE LAS SIGUIENTES AFIRMACIONES INDICAN UN CENTRO DE GRAVEDAD ATRASADO Y FUERA DE SUS LIMITES? 2) BRAZO (ARM) ES LA DISTANCIA HORIZONTAL ENTRE EL PUNTO DE
ESTRUCTURA GENERAL DEL CURSO PARA LA OBTENCION DEL CARNET DE PILOTO DE ULTRALIGERO. PROGRAMA DE ENSEÑANZA DEL CURSO.
ESCUELA DE VUELO SAN TORCUATO ESTRUCTURA GENERAL DEL CURSO PARA LA OBTENCION DEL CARNET DE PILOTO DE ULTRALIGERO. PROGRAMA DE ENSEÑANZA DEL CURSO. A.- CURSO TEORICO I. 1.- Teoría elemental. 1.1.- Introducción.
Las características del avión se fijan intentando satisfacer al máximo las necesidades del cliente al que queremos llegar.
5. DISEÑO PRELIMINAR DEL PROTOTIPO. Una vez que se tiene confianza en la posibilidad de satisfacer una fabricación fluida de los aviones con las instalaciones disponibles es el momento de dedicarse al
DIRECCION DE PERSONAL AERONAUTICO DPTO. DE INSTRUCCION PREGUNTAS Y OPCIONES POR TEMA
MT DIREION DE PERSONL ERONUTIO DPTO. DE INSTRUION PREGUNTS Y OPIONES POR TEM Pag.: 1 TEM: 0042 DESPHDOR (P. 03) - ERODINMI OD_PREG: PREGUNT: RPT: 8324 uándo se utiliza por lo general los alerones interiores
Centro de presiones, centro aerodinámico y cuerda media aerodinámica
Centro de presiones, centro aerodinámico y cuerda media aerodinámica Apellidos y nombre: García-Cuevas González, Luis Miguel (luiga12@mot.upv.es) 1 Carreres Talens, Marcos (marcarta@mot.upv.es) 1 Tiseira
METODOLOGIA PARA EVALUAR LOS ESFUERZOS Y LA DEFORMACION DE LA CAJA DE TORSION DE UN ALA USANDO EL METODO DE LOS ELEMENTOS FINITOS
UANL FIME METODOLOGIA PARA EVALUAR LOS ESFUERZOS Y LA DEFORMACION DE LA CAJA DE TORSION DE UN ALA USANDO EL METODO DE LOS ELEMENTOS FINITOS Dr. Martín Castillo Morales Dra. Tania P. Berber Solano MC María
Estabilidad y Control Preliminar
Cálculo de Aeronaves 2014 Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es 1 Estabilidad y Control Preliminar Tema 8 Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos Cálculo de
DIRECCION DE PERSONAL AERONAUTICO DPTO. DE INSTRUCCION PREGUNTAS Y OPCIONES POR TEMA
MT DIREION DE PERSONL ERONUTIO DPTO. DE INSTRUION PREGUNTS Y OPIONES POR TEM 1 TEM: 0715 PI omercial-áp.8-performance OD_PREG: PREG20100088 (5164) PREGUNT: Se coloca equipaje de 90 libras en el compartimiento
COMPORTAMIENTO AERODINAMICO DE CUERPOS FUSELADOS Y PERFILES ALARES (C207)
UNIVERSIDAD DE SANTIAGO DE CHILE DEPARTAMENTO DE INGENIERIA MECÁNICA AREA DE TERMOFLUIDOS GUIA DE LABORATORIO DE MECANICA DE FLUIDOS COMPORTAMIENTO AERODINAMICO DE CUERPOS FUSELADOS Y PERFILES ALARES (C207)
Tema 6: Diseño del Tren de Aterrizaje
Tema 6: Diseño del Tren de Aterrizaje 1 Tema 6: Tren de aterrizaje 1. Tren de aterrizaje 2. Disposición del tren de aterrizaje 2.1. Vista de perfil 2.2. Vista en planta 2.3. Vista en alzado 2.4. Límites
DISEÑO MODULAR DE UN RPAS DE ALA TÁNDEM DE DESPEGUE VERTICAL MULTIROLE
DISEÑO MODULAR DE UN RPAS DE ALA TÁNDEM DE DESPEGUE VERTICAL MULTIROLE C. Cuerno, L. García, A. Sánchez, A. Fernández y J.M. Pintado E.T.S. Ingeniería Aeronáutica y del Espacio Universidad Politécnica
Tema 4 Aerodinámica del Avión
Introducción a la Ing. Aeroespacial Tema 4 Aerodinámica del Avión Parte II - Alas en Régimen Incompresible Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica
DIRECCION DE PERSONAL AERONAUTICO DPTO. DE INSTRUCCION PREGUNTAS Y OPCIONES POR TEMA
MT DIREION DE PERSONL ERONUTIO DPTO. DE INSTRUION PREGUNTS Y OPIONES POR TEM 1 TEM: 0042 DESPHDOR (P. 03) - ERODINMI OD_PREG: PREG20074565 (8324) PREGUNT: uándo se utiliza por lo general los alerones interiores
Optimización del Diseño Sizing and Trade Studies
Optimización del Diseño Sizing and Trade Studies Tema 18 Sergio Esteban Roncero Departamento de Ingeniería Aeroespacial Y Mecánica de Fluidos Cálculo de Aeronaves Sergio Esteban Roncero, sesteban@us.es
ACTUACIONES VUELO-4. 10) El aumento de flaps hace que la resistencia: a) Aumente. b) Disminuya. c) Permanezca constante.
1) La altitud de presión se define como: a) La presión que marca el altímetro que se ha reglado a la elevación del aeródromo. b) La presión que marca el altímetro que se ha reglado al nivel del mar con
ETSI AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO UNIVERSIDAD POLITÉCNICA DE MADRID PR-CL COORDINACIÓN DE LAS ENSEÑANZAS GUÍA DE APRENDIZAJE
ETSI AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO UNIVERSIDAD POLITÉCNICA DE MADRID PR-CL-001.- COORDINACIÓN DE LAS ENSEÑANZAS GUÍA DE APRENDIZAJE CURSO 2016/17 ÍNDICE 1. DESCRIPCIÓN DE LA ASIGNATURA 2. CONOCIMIENTOS PREVIOS
Diseño de un UAV ligero de propulsión eléctrica para monitorización medioambiental
2 DISEÑO CONCEPTUAL La configuración de este tipo de aeronaves es bastante variada, es decir, no existe un patrón estereotipado de diseño debido a la multitud de tipos de misiones a las que se pueden dedicar
ACTUACIONES VUELO-1. 5) La línea roja en un anemómetro indica: a) VNE b) VNO c) Vs1 d) Vs2
1) Qué significado tiene en un avión, un coeficiente de planeo 7:1? a) Desciende 7 metros en un segundo. b) Recorre 7 metros en un segundo. c) Recorre 7 metros en horizontal por cada 1 metro de descenso.
DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES
DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES Clasesv3 y 4 Un dispositivo hipersustentador es un ingenio aerodinámico diseñado para aumentar la sustentación, en determinadas fases del vuelo de una aeronave. Su fin es