PEPA Primary Emergency Portable Aid. ESI Universidad de Sevilla

Transcripción

1 + 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 Primary Emergency Portable Aid

2 + Índice 2 Diseño Aerodinámica Estabilidad Estructuras Propulsión Actuaciones

3 + 3 Diseño

4 + 4 Diseño Configuración general

5 + 5 Diseño Configuración general

6 + 6 Diseño Dimensiones generales

7 + 7 Diseño Distribución interior

8 + 8 Diseño Distribución interior

9 + 9 Diseño Distribución interior

10 + 10 Diseño Requisito de RFP: Carga de pago

11 + 11 Diseño Requisito de RFP: Carga/descarga fácil

12 + 12 Diseño Requisito de RFP: Carga/descarga fácil

13 + 13 Diseño Requisito de RFP: Bodega del Hércules

14 + 14 Diseño Vista general de la estructura

15 + 15 Diseño Sistema de desmontaje

16 + 16 Diseño Sistema de desmontaje

17 + 17 Diseño Configuración general

18 + 18 Aerodinámica

19 + Aerodinámica PERFILES AERODINÁMICOS Perfil del ala: NACA 2412 C lα 6,83457 C l,máx 1,609 C l0 0,265 α stall 15º C mac -0, Perfil de los estabilizadores: NACA 0012 C lα 6,8277 C l,máx 1,464 C l0 0 α stall 15º C mac 0

20 + Aerodinámica ALA Geometría en planta del ala: 20 GEOMETRÍA FLAPS Single Slotted A S ref b c λ 8 m 18 m 2 12 m 1,5 m 1 Centro aerodinámico: c.a=0.265 m c f /c S flapped ΔC L,máx 8 m 18 m 2 0,52 (borde de ataque)

21 e + Aerodinámica ALA Eficiencia de Oswald ,95 λ = 1 0,9 0,85 0,8 e = 0, ,75 0,7 0,65 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 λ k = 0,042138

22 Coeficiente de sustentación + Aerodinámica COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN 22 Configuración limpia: Subida Crucero Descenso Loiter 2,1 1,6 Perfil Ala 1,1 0,6 C Lα 5, C L,máx 1,448 C L0 0, α stall 15,18935º 0, ,4 Ángulo de ataque α (deg)

23 Coeficiente de sustentación + Aerodinámica COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN 23 Configuración sucia: Despegue Aterrizaje DESPEGUE δ 30º C L,máx 1,9105 α stall 12,745º Crucero Despegue Aterrizaje 3,5 3,0 2,5 2,0 1,5 ATERRIZAJE δ 45º C L,máx 1,897 α stall 10,894º 1,0 0,5 0, ,5 Ángulo de ataque (deg)

24 + Aerodinámica RESISTENCIA Polar parabólica de coeficientes constantes: 3,5 Crucero 3,0 Despegue Coeficiente de resistencia parásita: 24 2,5 2,0 1,5 1,0 Aterrizaje C D0 Despegue 0, Subida 0, Crucero 0, Descenso 0, Aterrizaje 0, ,5 0,0 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6-0,5

25 E + Aerodinámica EFICIENCIA AERODINÁMICA Eficiencia: ,25-0,05 0,15 0,35 0,55 0,75 0,95 1,15 1,35 1,55 1,75 E máx 14,97857 C L,opt 0, α opt 6º -5 CL

26 + 26 Estabilidad

27 + Estabilidad Configuración inicial 27 Cola alta en π : Estabilizador horizontal (HT) elevado buena eficiencia Doble estabilizador vertical (VT) soporte del horizontal Tailboom reducción de peso y resistencia Volumen reducido Diseño compacto Peso concentrado Posición del ala limitada Ubicación cuidadosa del centro de masas y el punto neutro

28 + Estabilidad Margen estático I 28 Diseño: +/- 5% X_ala = 2m SM = 10.98% Margen estático Situación más desfavorable punto neutro Xna=2.6395m SM 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 Margen estático para diferentes configuraciones: Peso completo: Sin palés: 10.98% 27.66% 0,2 0,1 Sin palés ni combustible: 17.98% 0 1,78 1,98 2,18 2,38 2,58 2,78 2,98 Posición del ala (b.a. respecto morro) Sin combustible: 9.03%

29 + Estabilidad Margen estático II 29 Variación de la posición del centro de masas pequeña Palés Combustible Punto neutro retrasado

30 + Estabilidad Sustentación del HT 30 Centro aerodinámico por delante del centro de masas Cargado con los palés (con y sin combustible) HT contribuye a la sustentación Centro aerodinámico por detrás del centro de masas Sin los palés (con y sin combustible) HT penaliza la sustentación

31 + Estabilidad Equilibrado en crucero I 31 Completamente cargado, en vuelos de crucero 1 y 2 Ángulos de equilibrado Rango de ángulos de ataque: α ϵ [-1.97, -2.67] Rango de ángulos de elevador: -0,5-1 -1,5-2 Alfa Elevador δe ϵ [-0.7, -1.89] -2,5-3

32 + 32 Estabilidad Equilibrado en crucero II Sin los palés, en vuelos de crucero 1 y 2 Ángulos de equilibrado 6,5 Rango de ángulos de ataque: 4,5 α ϵ [-4, -4.66] Rango de ángulos de elevador: ,5 0, ,5 Alfa Elevador δe ϵ [5.34, 2.63] -3,5-5,5

33 + Estabilidad Dimensiones y geometría I 33 Geometría HT Envergadura: 2.6m Cuerda: 0.49m Alargamiento: 5.25 Superficie: 1.28m 2 Incidencia: 1º Timón de profundidad Envergadura: 2.6m Cuerda: 20% Superficie: 0.25m 2 Deflexiones: +/- 20º 2.6m 20% cuerda 0.25m m m

34 + 34 Estabilidad Dimensiones y geometría II Geometría VT (cada uno) Envergadura: 1.82m Cuerda: 0.49m Alargamiento: 3.68 Superficie: 0.9m 2 Timón de dirección (cada uno) Envergadura: 1.78m Cuerda: 6% Superficie: 0.054m 2 Deflexiones: +/- 20º 0.49m Interferencia con elevador Tailboom Longitud: 3m 3m 0.9m m m 1.82m 6% cuerda

35 + Estabilidad Dimensiones y geometría III 35 Geometría del ala Incidencia: 6º (α Ópt ) Ángulo diedro: -3.5º Alerones Envergadura: 2.3m Cuerda: 30% Superficie: 1.03m 2 Fin alerones: 100% 6m 1.5m 9m m 2 30% cuerda 2.3m

36 + 36 Estructuras

37 + Estructuras Fracciones de peso 37 En esta fase del análisis se ha calculado el peso de los diferentes componentes del avión, utilizando las ecuaciones de los métodos CESSNA, USAF y Torembeek y calculando, al final, la media de los datos así obtenidos. La tabla siguiente muestra los resultados conseguidos: Fracciones de peso Peso [ kg ] Ala Fuselaje Estabilizador horizontal Estabilizador vertical Tail boom Tren de aterrizaje Motor Equipment

38 + Estructuras Cálculo del peso total El peso de la estructura del avión entonces es: 38 Westruct Wala Wfus Wh ( 2 Wv ) (2 Wtb) Wmot Wequip 1165' 973kg Considerando que el peso de la carga de pago es: W payload 816' 47kg y que el peso del combustible embarcado es: W comb 568' 557kg el peso total, dado por la suma de los tres componentes es: W tot 2551kg

39 + Estructuras Variación de peso en las etapas de vuelo 39 Considerando el consumo de combustible en cada fase de vuelo: N etapa Etapa de vuelo Peso [ kg ] 1 Fase inicial Despegue Subida Crucero Descenso Loiter Aterrizaje Despegue Subida Crucero Descenso Loiter Aterrizaje

40 + Estructuras Variación del centro de gravedad 40 Teniendo en cuenta concentraciones de peso en algunos puntos críticos de la estructura y aproximando los componentes del avión con elementos geométricamente elementales, ha sido posible calcular la variación del centro de gravedad:

41 + Estructuras Tren de aterrizaje 41 Ha sido efectuado también un dimensionamiento preliminar del tren de aterrizaje. De hecho, a través de la siguiente ecuación: 2 h g tan tan b t ha sido posible calcular su altura, que resulta: h g 1m También hemos calculado el ángulo de despegue: LOF Donde: LOF p 0.15 d l2 CLLOF LOF 13 dt g CL, 1 C L, C C p C Lmax cruise L0 Lmax to 11.5

42 + 42 Propulsión

43 + Propulsión SELECCIÓN PLANTA MOTORA Requerimiento Actuaciones: potencia 600 hp (segmento más exigente = crucero) 43 Motor turboprop seleccionado: Avco Lycoming LTP A-1A Características: Potencia: 615 hp = kw Consumo específico a nivel del mar: lb/(hp*h) kg/(w*s) Longitud: 37 4 pulgadas m Diámetro: 23 3 pulgadas m Peso: 325 lb kg

44 Empuje (N) + 44 Propulsión 9000 T Requerida vs T Disponible (crucero) T vs v T disponible a 609'6m T disponible a 2438'4m T disponible a 4572m T requerido a 609'6m T requerido a 2438'4m T requerido a 4572m Velocidad crucero RFP Velocidad (m/s)

45 Potencia (W) + 45 Propulsión P Requerida vs P Disponible (crucero) P vs v P disponible a 609'6m P disponible a 2438'4m P disponible a 4572m P requerida a 609'6m P requerida a 2438'4m P requerida a 4572m Velocidad crucero RFP Velocidad (m/s)

46 Empuje (N) + Propulsión 7400 OPTIMIZACIÓN PALANCA CRUCERO Para volar a 8000ft a los 140kt del RFP: T vs v T requerido a 2438'4m Velocidad crucero RFP Delta_t 0'85 Delta_t 0'75 Delta_t 0'65 Delta_t 0'55 Delta_t 0'45 Delta_t 0'35 Delta_t 0' Velocidad (m/s)

47 Potencia (W) + Propulsión OPTIMIZACIÓN PALANCA CRUCERO Para volar a 8000ft a los 140kt del RFP: P vs v P requerida a 2438'4m Delta_t 0'85 Delta_t 0'75 Delta_t 0'65 Delta_t 0'55 Delta_t 0'45 Delta_t 0'35 Delta_t 0'25 Velocidad crucero RFP Velocidad (m/s)

48 Empuje (N) + Propulsión OPTIMIZACIÓN PALANCA LOITER Para el loiter: T vs v T requerido a 609'6m Delta_t 0'85 Delta_t 0'75 Delta_t 0'65 Delta_t 0'55 Delta_t 0'45 Delta_t 0'35 Delta_t 0'3 Velocidad loiter Velocidad (m/s)

49 Potencia (W) + Propulsión OPTIMIZACIÓN PALANCA LOITER Para el loiter: P vs v P requerida a 609'6m Delta_t 0'85 Delta_t 0'75 Delta_t 0'65 Delta_t 0'55 Delta_t 0'45 Delta_t 0'35 Delta_t 0'3 Velocidad loiter Velocidad (m/s)

50 + Propulsión OPTIMIZACIÓN PALANCA Resumen de las posiciones de palanca: 50 Modelo propulsivo genérico Despegue 1 Subida Subida Optimización Crucero Loiter Descenso 0 25 Aterrizaje 0 4

51 + Propulsión VALORES DEL CONSUMO ESP. EQUIV. 51 Resumen de los consumos específicos equivalentes en cada tramo: Cbhp [kg/(w*s)] Despegue Subida 1 Subida 2 Crucero Loiter Descenso Aterrizaje *[10^(-7)] *[10^(-7)] *[10^(-7)] *[10^(-7)] *[10^(-7)] *[10^(-7)] *[10^(-7)]

52 + 52 Actuaciones

53 + Actuaciones INTRODUCCIÓN Estudio detallado de los segmentos: Pautas de vuelo Cálculo de combustibles 53 Consideraciones más importantes: Despegue en 152,4 m 2 segmentos de crucero: 555,6 km 20 minutos de reserva VAMOS A VER CON DETALLE LOS SEGMENTOS DE LA IDA

54 + Actuaciones DESPEGUE 54 Características del segmento Velocidad: 39,74 m/s Distancia de despegue: 145,70 m < 152,4 m Combustible consumido 0,35 kg aprox. tiempo 7 segundos

55 + Actuaciones SUBIDA 55 Dos tramos: 1º tramo: 15,24 m 457,2 m V= 41,5 m/s Gradiente: 25% 2º tramo: 457,2 m 2438,4 m V= 72,02 m/s Gradiente: 3,4% SE CUMPLEN REQUISITOS DE GRADIENTE DEL RFP Combustible consumido total 36 kg tiempo 15 min

56 + Actuaciones SEGMENTOS DE CRUCERO 56 Requisitos de misión Dos segmentos de 555,6 km Para ser más realistas, no contamos la subida: 448,37km Velocidad de 72,02 m/s Marcada RFP Altura de 609,6 m Combustible consumido en cada segmento 120,58 kg tiempo 1 h 52 min

57 + Actuaciones DESCENSO 2 tramos, los mismos que en ascenso: 1º tramo: 2438,4 m - 457,2 m V= 72,02 m/s 57 2º tramo: 457,2 m 15,24 m V= 41,5 m/s Combustible consumido total 9,6 kg tiempo 12 min Avance total: 72,78 km No vamos a añadir alcance por gestión de descensos

58 + Actuaciones LOITER VIRAJE 58 Ante la posibilidad de espera en el aire para aterrizar, se introduce un segmento de vuelo de espera. Se supone que será 20 minutos Combustible de reserva Características: Velocidad de máxima autonomía =42 m/s Al estar muy cercana a la de pérdida, establecemos por seguridad Vloiter=45 m/s. Alcance 50,6 km Radio de viraje 172 m

59 + Actuaciones ATERRIZAJE 59 Características del segmento Velocidad 32 m/s Distancia de aterrizaje: 136, 43 m < 152,4 m Se precisan de frenos para realizar la maniobra Combustible consumido 0,15 kg aprox. tiempo 7 segundos

60 + Actuaciones VUELO DE VUELTA 60 Detalles a comentar El despegue se realizará en menos distancia El aterrizaje puede ser llevado a cabo sin uso de frenos

61 + Actuaciones CONSUMOS DE COMBUSTIBLES Visualización cuantitativa del consumo 61 32% 8% 1% 4% 3% TAXI 1 10% DESPEGUE 1 SUBIDA 1 CRUCERO 1 DESCENSO 1 VIRAJE 1 ATERRIZAJE 1 TAXI 2 32% DESPEGUE 2 SUBIDA 2 CRUCERO 2 DESCENSO 2 VIRAJE 2 3% 4% 3% ATERRIZAJE 2

62 + 62 Actuaciones DIAGRAMA V-N

63 + 63 Actuaciones DIAGRAMA PAYLOAD - ALCANCE TOW ZFW Ra : distancia recorrida OEW Rb: máximo alcance con combustible de reserva km Ra= 1162 km Rb=2205 km

64 + Gracias por vuestra atención Preguntas? 64