ENTREGA FINAL Cálculo de Aviones 5º Ing. Aeronaútica Escuela Superior Ingenieros Universidad de Sevil a

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1 ENTREGA FINAL Cálculo de Aviones 5º Ing. Aeronaútica Escuela Superior Ingenieros Universidad de Sevilla

2 ÍNDICE 1. Diseño 2. Estructuras 3. Actuaciones y Propulsión 4. Estabilidad y Control 5. Aerodinámica 6. Operaciones

3 DISEÑO

4 DISEÑO

5 DISEÑO Detalle de tren de aterrizaje Detalle de motor y estabilizadores Detalle del ala con pod y winglet

6 DISEÑO Vista interior láser y torreta tren de aterrizaje sistemas motor

7 DISEÑO Detalle de costillas y largueros del ala Detalle de cuadernas del fuselaje

8 ESTRUCTURAS. Refuerzos Componente Porcentaje [%] Peso [kg] Material Ala Aluminio Est. horizontal 20 50,59 Titanio Est. vertical 20 46,606 Titanio Fuselaje ,88 Aluminio Motor ,85 Titanio Tren de aterrizaje 10 50,9 Acero Láser Titanio Inc. peso 1112,626

9 ESTRUCTURAS. Refuerzos

10 ESTRUCTURAS. Pesos Finales Componente Peso [kg] Ala 2656,76 Estabilizador horizontal 277,94 Estabilizador vertical 231,53 Fuselaje 1259,23 Tren de aterrizaje 508,99 Motor completo 3098,5 Refuerzos 951,59 Sistemas 1442,4 Peso Combustible 7355,83 Carga de pago 6380,68 Peso en Vacío (con refuerzos) Máximo peso al Despegue (con refuerzos)

11 ESTRUTURAS. Distribución de Pesos Pesos Totales 43% 26% Carga de Pago Combustible Peso Estructural 31% Pesos en Vacío Ala HTP 9% 14% 30% 25% 12% 3% 2% 5% VTP Tren Aterrizaje Fuselaje Motor Refuerzos estructurales Sistemas

12 ESTRUCTURAS. Evolución de Pesos Revisión 1 Métodos Estadísticos W 0 = kk Revisión 2.1 Cambios: Introducción de ecuaciones por componentes Multiplicadores Lineales W 0 = kk Revisión 2.2 Cambios: Introducción de ecuaciones más complejas GD Method W 0 = kk Revisión 3 Cambios: Introducción de Torenbeek Method y Método Alternativo Combinación de Roskam Method y Método Alternativo W 0 = 23211,85 kk Revisión Final Cambios: Introducción de refuerzos y últimos ajustes Combinación de Roskam Method y Método Alternativo W 0 = 24125,05 kk

13 ESTRUCTURAS. Cargas Cargas Aerodinámicas: - De maniobra - Por Ráfagas - Por movimientos - Superficies Control Cargas Estructurales: - De Inercia - Debidas al Grupo Motopropulsor - Debidas en el Tren de Aterrizaje - Cargas de Rodaje - Otras Cargas ( p. ej debidas a Impactos)

14 ESTRUCTURAS. Centros de Gravedad

15 ESTRUCTURAS. Envolvente del Centro de Gravedad

16 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - II MOTOR ESCOGIDO: CFM56-5A4 Gasto másico de aire en condiciones nominales: G = kg/s Toma de entrada: A = m 2

17 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - III Despegue Subida Crucero Ida Loiter Crucero Vuelta Descenso Aterrizaje TOTAL W1/W0 W2/W1 W3/W2 W4/W3 W5/W4 W6/W5 W7/W6 W7/W0 0,9983 0,9897 0,9492 0,8140 0,9401 0,9769 0,9999 0,7011 W0 (kg) W1 (kg) W2 (kg) W3 (kg) W4 (kg) W5 (kg) W6 (kg) W7 (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δm (kg) Δt (s) Δt (min) Δt (h) Δt (h) Δt (h) Δt (h) Δt (s) Δt (h) Consumo total: 7355 kg de fuel!! Wf/W0 = MUY ALTA EFICIENCIA CUÁL ES EL SECRETO?

18 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - IV ECUACIONES DEL MOVIMIENTO EN UN PLANO VERTICAL: Es necesario imponer dos ligaduras de vuelo en cada segmento de la misión. Existen ligaduras de vuelo que optimizan el consumo en los segmentos. Las ligaduras elegidas son: Subida: δ = cte, Vv máxima Crucero: h = cte, C L = cte Autonomía: h = cte, C L = cte Descenso: δ = cte, γ mínimo

19 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - V OPTIMIZACIÓN DE LA SUBIDA - δ = cte - Vv máxima Se impone δ = 0.95 de forma arbitraria, de manera que la subida sea lo más rápida posible. Para ese valor de δ, se determina en cada instante V tal que V v sea máxima.

20 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - VI OPTIMIZACIÓN DE LOS CRUCEROS Se impone h = ft de forma arbitraria, debido a los requisitos del RFP. Para este valor de h, se determina en cada instante V tal que D/V es mínima. Para estos valores de h y V, se determina en cada instante δ tal que T=D y C L tal que L=W - h = cte - C L = cte

21 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - VII OPTIMIZACIÓN DE LOS CRUCEROS Se demuestra fácilmente que que la solución obtenida equivale a volar con C L cte mientras que V disminuye con el peso. - h = cte - C L = cte

22 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - VIII OPTIMIZACIÓN DE LA AUTONOMÍA Se impone h = ft de forma arbitraria. Para este valor de h, se determina en cada instante V tal que D es mínima y δ tal que T=D y C L tal que L=nW. De nuevo, equivale a C L cte y V disminuye con el peso. - h = cte - C L = cte

23 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - IX Se impone δ = 0.05 de forma arbitraria: motor en ralentí. Para ese valor de δ, se determina en cada instante V tal que γ sea mínimo. Se intercalan dos tramos de autonomías, a ft de 20 min y a 2000 ft de 30 min. OPTIMIZACIÓN DEL DESCENSO - δ = cte - γ mínimo

24 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - X

25 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - XI

26 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN - XII Envolvente de vuelo

27 ESTABILIDAD - I 1- Estudio de la estabilidad de la aeronave para todas las condiciones de vuelo. Condición Despegue Subida Crucero 1 Loiter Crucero 2 Descenso Aterrizaje SM (%) X NN [m] * * X cc [m] SS 14,30

28 ESTABILIDAD - II 2- Análisis de trimado. Consideración I Ligadura de vuelo C L = ccccccccc α = 0,0361 º δ e = 2,2336 [º]

29 ESTABILIDAD - III 2- Análisis de trimado. Consideración II Incidencia del HTP variable. Permite volar con menores deflexiones de elevador.

30 ESTABILIDAD - IV 3- Estabilidad Estática. Dimensionado de superficies. S e S HHH = 0,35 S r S VVV = 0,35 S a S = 0,129 y c a c = 0,15

31 ESTABILIDAD - V 3- Estabilidad Estática. Viraje estacionario. n = = 1 cos φ R t = U 1 2 g tan φ φ = [º] = [kk] Ángulo Valor [º] β δ a δ r

32 ESTABILIDAD - VI 4- Estabilidad Dinámica. Modos Longitudinales. Modos Lateral-Direccional Corto Periodo: ω nss [ rrr s ] ζ sp Balanceo Holandés (Dutch Roll): ω nd [ rrr s ] ζ d Fugoide: ω npp [ rrr s ] ζ ph Espiral: T s [s] Convergencia en balance: T r CUMPLE NIVEL 1

33 AERODINÁMICA : Selección del perfil del ala 2 COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL Vs. AOA Perfil: USA 98 C l [-] Ángulo de Ataque [º] C l,mmm C ll C lα α 0 (º) α sssss (º) C mm C mα

34 AERODINÁMICA : Selección del perfil del HTP / VTP / Winglets 2 COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL Vs. AOA Perfil: NACA 0012 C l [-] Ángulo de Ataque [º] C l,mmm C ll C lα α 0 (º) α sssss (º)

35 AERODINÁMICA : Configuración del ala Criterios diseño: Eficiencia Oswald máxima Restricción apertura láser Flecha positiva Baja resistencia: Forma en planta trapezoidal Winglets S b c r 3.23 λ 0.19 AR 25 Λ LL (º) 15

36 AERODINÁMICA : Características del ala 1.8 COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN Vs. AoA Corrección 2D 3D C L [-] AoA [deg] C L,mmm C LL C Lα C MM C Mα α 0 (º) α sssss (º) 11.24

37 AERODINÁMICA : Dispositivos Hipersustentadores Borde de salida Slotted Flap Mayor C L c f c = S ww S = Limpia Despegue Aterrizaje C L,mmm 1,653 2, α sssss (º) 11, C L [-] COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN Vs. AoA Configuración limpia Despegue Aterrizaje AoA [deg]

38 AERODINÁMICA : Mejora de Resistencia Inducida Introducción de Winglets: Reducción de Resistencia Inducida 20% Aumento de Eficiencia Aerodinámica 11% Geometría: AA eeeeeeee =1.25 AR=31.25 λ=0.3 c r,w =0.613m b w =2.29m Λ LL,w =15º

39 AERODINÁMICA : Resistencia Parásita Configuración Limpia Loiter Subida Crucero 1 Loiter Crucero 2 Descenso CD0 0,0136 0,0148 0,0153 0,0158 0,0144 3% 5% 6% 12% 31% 43% Ala Fuselaje HTP VTP Pilón-Pods L&P

40 AERODINÁMICA : Resistencia Parásita Configuración Sucia Despegue 0,06 0,05 0,04 0,03 0,02 0,01 0 Despegue Aterrizaje CD0 0,0443 0, % 31% 12% 11% 5% 2% 3% Ala Fuselaje Empenaje Pilón-Pods L&P Tren Flaps

41 AERODINÁMICA : Polar y Eficiencia del avión C L [-] POLAR PARABÓLICA NO COMPENSADA DESPEGUE SUBIDA CRUCERO IDA LOITER CRUCERO VUELTA DESCENSO ATERRIZAJE E [-] EFICIENCIA AERODINÁMICA NO COMPENSADA DESPEGUE SUBIDA CRUCERO IDA LOITER CRUCERO VUELTA DESCENSO ATERRIZAJE C D [-] C L [-] Crucero 1 Loiter Crucero 2 E mmm C L,ooo α ooo 3.82º 4.00º 4.17º

42 OPERACIÓN - I 6 DEPARTAMENTOS CON UN MISMO OBJETIVO Estructuras Diseño Propulsión Estabilidad Aerodinámica Actuaciones

43 OPERACIÓN - I PROTEGER AL MUNDO DE ASTEROIDES

44 OPERACIÓN - I MEDIANTE K-XO WING

45 OPERACIÓN - II SIMULACIÓN DE 3 MISIONES DIFERENTES PARA PROTEGER DIFERENTES ÁREAS CAPTAR CLIENTES VISIÓN PRÁCTICA DEL PROYECTO

46 OPERACIÓN III MÁXIMA COBERTURA DE PROTECCIÓN EN TODO EL ENTORNO DE K-XO WING OFERTA 4X3

47 OPERACIÓN K-XO WING EN EUROPA

48 OPERACIÓN K-XO WING EN EL MUNDO SUPERFICIE MUNDIAL = km 2 SON NECESARIOS 1804 K-XO WINGS

49 OPERACIÓN K-XO WING EN EL MUNDO