SIRIUS 1.- DISEÑO 2.- AERODINÁMICA 3.- ESTRUCTURAS 4.- ESTABILIDAD Y CONTROL 5.- PROPULSIÓN Y ACTUACIONES 6.- CONCLUSIONES

Transcripción

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2 1.- DISEÑO 2.- AERODINÁMICA 3.- ESTRUCTURAS 4.- ESTABILIDAD Y CONTROL 5.- PROPULSIÓN Y ACTUACIONES 6.- CONCLUSIONES

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4 1.- EVOLUCIÓN DEL DISEÑO 1.1. MODIFICACIONES 1.2. ESTRUCTURA INTERNA 2.- PRODUCTO FINAL 3.- PLANOS

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6 MODIFICACIONES: - Retraso de la cabina - Espacio para el motor - Distribución interior - Ala y cola con flecha - Estructura interior

7 -ESTRUCTURA INTERNA: SIRIUS

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14 1.- PERFILES AERODINÁMICOS 2.- DISEÑO DEL ALA 3.- DISEÑO DE LA COLA 4.- PARÁMETROS DEL AVIÓN CLmáx. Angulo ataque máx. Polar del avión. 5.- EFICIENCIA.

15 Perfiles definitivos ALA NACA 2415 COLA NACA 0012

16 Cm 0 SIRIUS NACA 2415 NACA 2415 Clo 0,273 C la 6,005 Clmax 1,444 a 0L -2,237 a CLmax 15,000 Cdo 0,0068 Cdmin 0,0068 Clmin,drag 0,273 Cmo -0,053 Clo 0,000 C la 6,828 Clmax 1,540 a 0L 0,000 a CLmax 15,000 Cdo 0,0068 Cdmin 0,0067 Clmin,drag 0 Cmo 0

17 Para estrechamiento 0,9 Factor de Oswald (e) : λ 0,9 K 0,04227 R 0,95951 λ1 7,19769 e 0,94170

18 1 Factor de Oswald SIRIUS 0,95 0,9 0,85 0,8 0,75 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 Coeficiente de Oswald

19 1,8 1,6 1,4 1,2 Polar del perfil y el ala SIRIUS CL 1 0,8 0,6 0,4 0, ,005 0,01 0,015 0,02 0,025 0,03 CD Polar del Ala Polar perfil

20 C L C L 0 C * L Pendiente curva sustentación: CLα=4,8774 Coeficiente de sustentación nulo: C LO =-4,8774*(-0,039)=0,19043

21 CL 1,6 1,4 1,2 1,0 0,8 0,6 0,4 0,2 0,0 CL del Ala y el Perfil SIRIUS Ala Perfil AOA(grados)

22 Coeficiente de momento del ala SIRIUS -0, ,03-0,05 y = -0,0006x - 0,0534-0,07-0,09-0,11-0,13-0,15 Coeficiente de momento C Mα =0,0006

23 Para estrechamiento 0,83 Factor de Oswald (e) : λ 0,833 K 0,1915 R 0,9195 λ1 1,3913 e 0,9966

24 CL 2 1,8 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 Polar Cola 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 CD SIRIUS

25 C L C L 0 C * L Pendiente curva sustentación: CLα=2,45(radE-1) Coeficiente de sustentación nulo: C LO =0 (rade-1)

26 CL 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 CL de la Cola y el perfil AOA(grados) perfil Cola SIRIUS

27 Coeficiente de Momento de la cola SIRIUS Perfil simétrico: C Mα =0

28 Cálculo del CLmáx. Si consideramos que y=3,9 y Λ LE =0, se obtiene que CLmax=1,2996 en configuración limpia. Fowler flaps para aumentar la sustentación: CLmax =2,166 en configuración sucia

29 Cálculo del Angulo de ataque máx. Como: C Lmax CLmax zl C L C Lmax α zl =-2,227 =-0,0039 rad Por tanto α CLmax = 15,2297

30 Cálculo de la polar del avión: Polar parabólica de coef. Constantes. Mediante el Component Build-up Method : DESPEGUE SUBIDA CRUCERO DESCENSO ESPERA ATRRIZAJE V(km/h) 100,2 137,5 259,9 137,6 185,0 93,7 M 0, , , , , ,07675 Cdo (limpio) 0, , , , , ,03285 Cdo (sucia) 0, , , , , ,03285

31 C L 2 1,8 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 Polar del avión SIRIUS Subida Crucero Despegue Espera Aterrizaje 0 0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 C D

32 Cálculo de la polar del avión: Crucero en máx. autonomía y alcance. AUTONOMÍA ALCANCE V(Km/h) 118,94 156,53 M 0, ,12821 Cdo (limpio) 0, ,02276 Cdo (sucia) 0, ,02616

33 CL 1,6 Polar crucero SIRIUS 1,4 1,2 1 0,8 0,6 Autonomia Alcance 0,4 0,2 0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 0,07 0,08 CD

34 Un avión tiene un alto L/D si es elevada su sustentación y/o baja su resistencia. La eficiencia máxima se obtiene en crucero:

35 L/D Eficiencia Aerodinámica del avión SIRIUS Subida Crucero Despegue Espera Aterrizaje 0 0 0,5 1 1,5 2 CL

36 La Eficiencia máxima para las distintas configuraciones del avión: DESPEGUE SUBIDA CRUCERO DESCENSO ESPERA ATERRIZAJE V 100,2 137,5 259,9 137,5 185,0 93,7 M 0,0820 0,1126 0, , ,1515 0,0767 Cdo 0,0321 0, , , ,0269 0,0328 Emax 13, , , , , ,4182

37 E Eficiencia crucero SIRIUS E autonomia E alcance 0 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 CL

38 La Eficiencia máxima para crucero en máx. autonomía y máx. alcance: AUTONOMIA ALCANCE V 118,9 156,5 M 0, , Cdo 0, , Emax 15, ,03627

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40 1.ESTIMACIÓN DE PESOS DEFINITIVA 1.1 Método combinado: Cessna+USAF+Torenbeek Novedades Avance de resultados 1.2 Resultados estimación de pesos Estructuras Equipos Estructuras + equipos Combustible Despegue 1.3 Desglose de pesos 2. CÁLCULO DE LA POSICIÓN DEL CDG

41 1.1 Método Combinado: Cessna+USAF+Torenbeek - Mejor herramienta de que disponemos. - Objetivo: Refinar estimación de pesos de ala y fuselaje mediante compensación entre métodos. -Últimos resultados obtenidos: ALAS FUSELAJE Kg 81.2 Kg

42 1.1.1 NOVEDADES: - Se ha prescindido de la APU. - Las 2/3 partes de las alas serán fabricadas en material compuesto. - El tanque de combustible se ha dividido en 2. - El resto de parámetros se han mantenido AVANCE RESULTADOS: COMPARATIVA CESSNA COMBINADO DIFERENCIA ALAS Kg 84.6 Kg 47.7 Kg FUSELAJE 81.2 Kg 84.5 Kg -3.3 Kg

43 1.2.1 Estructuras TOTAL ESTRUCTURAS Kg ALA COLA EN V FUSELAJE ALAS COLA EN V 84.6 Kg 6.8 Kg TREN DE ATERRIZAJE FUSELAJE 84.5 Kg TREN DE 48.4 Kg ATERRIZAJE

44 1.2.2 Equipos TOTAL EQUIPOS Kg ELÉCTRICO AVIÓNICA MOBILIARIO MOTOR ELÉCTRICO AVIÓNICA 16 Kg 4 Kg MOBILIARIO 14 Kg MOTOR 81.8 Kg

45 1.2.3 Estructuras + Equipos ESTRUCTURAS EQUIPOS W0 W0 ESTRUCTURAS EQUIPOS Kg Kg 115,2 Kg Restricción RFP: 450 Kg

46 1.2.4 Combustible TOTAL COMBUSTIBLE: 77.6 Kg

47 DESPEGUE PESO MÁX DESPEGUE W0 COMBUSTIBLE Kg Kg Kg PAYLOAD 170 Kg Restricción RFP: 600 Kg

48 Payload: 170 Kg Alas: 84.6 Kg Fuselaje: 84.5 Kg Cola en V: 6.8 Kg Combustible: 77.6 Kg Tren de aterrizaje: 48.4 Kg Motor: 81.8 Kg Mobiliario: 14 Kg Aviónica: 4 Kg Eléctrico: 16 Kg

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51 1.ESTABILIDAD LONGITUDINAL 1.1 Derivadas de Estabilidad Longitudinal 1.2 Margen Estático 1.3 Trimado Longitudinal 2. ESTABILIDAD LATERAL-DIRECCIONAL 2.1 Derivadas de Estabilidad Lateral-Direccional 2.1 Trimado con β=15º 2.1 Viraje coordinado 3. ESTABILIDAD DINÁMICA 3.1 Longitudinal. 3.2 Lateral-Direccional. 4. CRITERIOS DE ESTABILIDAD Y NORMATIVA SIRIUS

52 Peso=555 kg Velocidad=72 m/s xacw=2.2m xcg=2.15m xact=5.25m iw=0 it=-1.7 Motor centrado L T =N T =F T =0 S E /S t =S R /S v =0.4 cola en V Diedro del Ala = 3 c a /c w =0.25 Alerón desde y=2.5m hasta y=3.8m

53 1.1 Derivadas de Estabilidad Longitudinal 1.2 Margen Estático 0 α δe CL CM Entrega SM 2ª ª Final 0.145

54 1.3 Trimado Longitudinal α δe CDi

55 2.1 Derivadas de Estabilidad Lateral-Direccional CYβ CYδa 0 CYδr CLβ CLδa CLδr CNβ CNδa CNδr Trimado con β fijo β=15 δa 6.65º δr 16.45º ϕ 7.54º

56 2.3 Viraje Coordinado Momentos de Inercia (kg/m2) Ixx Izz Ixz Iyy Ixy Iyz Factor de carga = 1.2 Velocidad = 35 m/s β º δa º δr º

57 3.1. Dinámica Longitudinal Derivadas de Estabilidad Adimensionales CLα CDα CMα CLu 0 CDu 0 CMu 0 CLq CDδe CMα CLδe CLα 1.73 CMδe Modo Corto Periodo y Fugoide Corto Periodo Fugoide ωn[s -1] ξ[kg/s]

58 3.1.2 Modo Corto Periodo y Fugoide SIRIUS

59 3.2 Dinámica Lateral-Direccional Derivadas de Estabilidad CYδa 0 CYr CYp CLδa CLr CLp CNδa CNr CNp Modo Balanceo Holandés, Espiral y Roll ωndr 2.484s -1 ξdr kg/s Sspiral s -1 Ts s Sroll s -1 Ts s

60 4.1 Criterios de Estabilidad Forward speed stability: -CDu = 0<0 Side Speed Stability: CYβ = <0 Vertical Speed Stability: CLα = >0 Angle of Attack Stability: CMα = <0 Angle of Sideslip Stability: CNβ = >0 Roll Rate Stability: CLp = <0 Pitch Rate Stability: CMq = <0 Forward Speed on Pitch Moment CMu = 0>0 Sideslip on Rolling Moment CLβ = <0 Yaw Rate Stability CNr = <0 Yβ Nr Nβ Yr = 7.49 > 0

61 4.2. Normativa Fugoide ξph = Corto Periodo ξsp = Balanceo Holandés ξdr =

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63 1.- CARACTERÍSTICAS DE LA PLANTA MOTORA 2.- CURVAS DE ACTUACIONES 3.- POTENCIA REQUERIDA vs POTENCIA DISPONIBLE 4.- CARACTERÍSTICAS DE LOS SEGMENTOS DE VUELO 5.- CONSUMO DE COMBUSTIBLE 6.- ENVOLVENTE DE VUELO 7.- DIAGRAMA CARGA DE PAGO - ALCANCE

64 ROTAX 914 UL Motor de pistón de 4 tiempos Configuración puller

65 MODELOS DE POTENCIA Y CONSUMO DE COMBUSTIBLE

66 MODELOS DE POTENCIA Y CONSUMO DE COMBUSTIBLE La posición de la palanca y la velocidad de giro del motor en cada segmento de vuelo serán tales que se proporcione la potencia necesaria para cumplir las condiciones de velocidad especificadas. Hélice De paso variable Tres palas con perfil Clark Y Diámetro = 1.73 m η P máximo

67 Tsl/W0 SIRIUS DIAGRAMA EMPUJE/PESO VS CARGA ALAR 1.4 W 670 Pa W 600 kg S m 0 0max S Tsl/W0 = crucero dirty stall despegue subida viraje a 5g maxima autonomia maxima carga de potencia ELECCIÓN Wto/S (Pa)

68 Tsl/W0 Tsl/W0 SIRIUS DIAGRAMA EMPUJE/PESO VS CARGA ALAR Wto/S (Pa) Wto/S (Pa)

69 Potencia (W) SIRIUS POTENCIA 10 x nivel del mar 1000 m 2000 m 3000 m 4000 m velocidad (m/s)

70 Empuje (N) SIRIUS EMPUJE m 1000 m 2000 m 3000 m 4000 m velocidad (m/s)

71 Consumo específico (N/s)/N SIRIUS CONSUMO ESPECÍFICO x m 1000 m 2000 m 3000 m 4000 m Velocidad (m/s)

72 Potencia (W) SIRIUS CRUCERO 10 x 104 Potencia requerida & potencia disponible en crucero V(m/s)

73 Potencia (W) SIRIUS CRUCERO: velocidad máxima Régimen de motor 5500 rpm (δ t =1) Potencia hp Velocidad máxima km/h (79.86 m/s) 10 x Potencia requerida en crucero Potencia disponible a 5800 rpm Potencia disponible a 5500 rpm 5800 rpm (δ t =1) hp km/h (84.30 m/s) V(m/s)

74 Potencia (W) SIRIUS CRUCERO: techo máximo h = 0 m h = 2500 m h = 5000 m h = 7500 m 10 x Diagrama de potencias para calcular el techo máximo h = m 6 5 TECHO MAXIMO = m velocidad (m/s)

75 Potencia (N) SIRIUS CRUCERO: velocidad de máxima autonomía 10 x Potencia necesaria Vmaxautonomia = m/s Vstallclean = m/s V (m/s)

76 Empuje (N) SIRIUS CRUCERO: velocidad de máximo alcance Potencia necesaria Vmaxalcance = m/s Vstallclean = m/s V (m/s)

77 Potencia (W) SIRIUS SUBIDA subida de 0 a 5000 ft subida de 5000 a ft 10 x Potencia requerida & potencia disponible en subida Tramo Velocidad Palanca RPM 6 Subida 1 Subida km/h (41.11 m/s) 203 km/h (56.39 m/s) V(m/s)

78 Potencia (W) SIRIUS ESPERAS espera a 5000 ft espera a 1500 ft Tramo Velocidad Palanca RPM Espera 1 Espera km/h (51.39 m/s) 185 km/h (51.39 m/s) x Potencia requerida & potencia disponible en espera V(m/s)

79 RESTO DE LOS TRAMOS Utilizan regímenes predeterminados del motor: Segmento Régimen Palanca RPM Despegue Máxima potencia Descensos Ralentí Aterrizaje Ralentí

80 DESPEGUE CALENTAMIENTO Y TAXI RODADURA ROTACIÓN TRANSICIÓN 8 minutos en ralentí Vfinal = km/h Srodadura = m trodadura = seg Srotacion = m Vtransicion = m γclimb = º Stransicion = m

81 SUBIDA: γclimb = 0.09, 15.24m 3048m (10000 ft) TRAMO 1 (hasta 5000 ft) TRAMO 2 (hasta ft) Vsub1 = 148 km/h tsub1 = s Ssub1 = km Vsub2 = 203 km/h tsub2 = s Ssub2 = km

82 Velocidad vertical (m/s) SIRIUS SUBIDA: Velocidad vertical Angulo de subida optimo Velocidad de entrada en perdida en limpio Velocidad vertical máxima Ángulo de subida máximo Ángulo de subida óptimo 6.75 m/s o o V (m/s)

83 CRUCERO: V 260 km / h R 1200 km t 4.62 h crucero crucero Alcance máximo = km ( km/h)

84 DESCENSO 1: de a 5000 ft Velocidad de descenso mínima = m/s ( km/h) AUTONOMÍA MÁXIMA Ángulo de descenso mínimo = 3.87 o (138.1 km/h) ALCANCE MÁXIMO V km / h S km t s descenso 1 descenso 1 descenso 1

85 ESPERA 1: 5000 ft Espera de 10 min. a 185 km/h Velocidad de máxima autonomía = km/h Emax = 4h 24min Radio mínimo de giro = m

86 DESCENSO 2: de 5000 a 1500 ft Velocidad de descenso mínima = m/s (98.34 km/h) AUTONOMÍA MÁXIMA Ángulo de descenso mínimo = 3.87 o ( km/h) ALCANCE MÁXIMO V km / h S km t s descenso 2 descenso 2 descenso 2

87 ESPERA 2: 1500 ft Espera de 5 min. a 185 km/h Velocidad de máxima autonomía = km/h Emax = 5h 14min Radio mínimo de giro = m

88 DESCENSO 3: de 1500 ft a nivel del mar Velocidad de descenso mínima = m/s (94.75 km/h) AUTONOMÍA MÁXIMA Ángulo de descenso mínimo = 3.87 o ( km/h) ALCANCE MÁXIMO V km / h S 6.76 km t s descenso 3 descenso 1 descenso 1

89 ATERRIZAJE APROXIMACIÓN FLARE ROTACIÓN LIBRE ROTACIÓN EN FRENADO V = km/h γdescenso= 1.82 o tdescenso= seg Vflare= km/h Sflare= m tflare= 0.45 seg Srotacion = m Sfrenado = m trodadura= 6.35 seg

90 Segmento Consumo total (kg) Despegue Subida Crucero Descenso Espera Descenso Espera Descenso Aterrizaje TOTAL Wo= kg

91 factor de carga SIRIUS Vs Vsneg Vg VA Vc VD KEAS

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