PROYECTO DE DISEÑO DE UN AVIÓN CONTRA INCENDIOS

Transcripción

1 Grau en Enginyeria de Vehicles Aeroespacials PROYECTO DE DISEÑO DE UN AVIÓN CONTRA INCENDIOS Trabajo de Final de Grado Autora: Sílvia Fernández Director: Joan Llargués Septiembre 2015

2 Introducción Objetivo Alcance 1. Estudio de los incendios y las necesidades del sector 2. Estudio de mercado 3. Definición y diseño de la aeronave 4. Estudio de la estabilidad de la aeronave en el agua 5. Cálculo de la estructura primaria 6. Estudio económico del proyecto y viabilidad del diseño. Requerimientos - Aeronave anfibia - Radio de acción entre 1000 y 1200 km - Capacidad de agua de 5000 litros - Capacidad de retardantes químicos de 1000 litros - Velocidad de crucero entre 300 y 350 km/h Justificación

3 Conceptos s Tipos de Hidroaviones: - Hidroaviones de flotadores (floatplanes) - Hidrocanoas (flying boats) - Aviones anfibios

4 Conceptos s Inicios históricos: 1910 Se inventa el primer hidroavión 1911 Schneider crea el Trofeo Schneider de hidroaviones 1918 El Final de la Primera Guerra Mundial supone un excedente de aviones Años Se desarrollan varios Trofeos que significan una evolución del sector de los hidroaviones En la Segunda Guerra Mundial se inventa el Supermarine Spitfire, basado en los hidroaviones ganadores del Trofeo Schneider de las últimas ediciones.

5 Lucha contra incendios Tareas de los aviones contra incendios. Patrullaje Reconocimiento de zonas más vulnerables Coordinación aérea en la extinción del incendio Trabajo para la extinción del incendio. Para el buen desarrollo de las tareas es importante: La coordinación entre sector tierra y sector aire Coordinación entre aeronaves Precauciones en las maniobras Gestión de protocolos y permisos

6 Lucha contra incendios Particularidades de las maniobras: Poco margen para el error Poco tiempo para tomar decisiones Vuelo a muy baja cota Elevado nivel de estrés Malas condiciones de visibilidad Tipos de maniobras: Maniobra de descarga sobre el incendio Maniobra de recarga de depósitos en lámina de agua

7 Lucha contra incendios Necesidades técnicas de los aviones contra incendios: Depósitos de agua y retardantes Sistema de mezclado de retardantes Autonomía suficiente para desarrollar la tarea Buena visibilidad de cabina, vuelo visual. a baja velocidad y altitud. Control de apertura de la compuerta Indicador especial del tren de aterrizaje

8 Estudio de mercado Segmentos del mercado de los hidroaviones Ocio Semicomercial Regionales Cargueros Contra incendios

9 Estudio de mercado Evolución de la compra de hidroaviones y anfibios del 1985 al 2011

10 Estudio de mercado DEBILIDADES Pocos operadores Baja confianza de seguridad Alta sensibilidad a la meteorología AMENAZAS Temas ecológicos y preservación de la naturaleza Oposición de las poblaciones cercanas a la operación FORTALEZAS Pocos operadores especializados Baja competencia Análisis DAFO OPORTUNIDADES La posibilidad de llegar a zonas remotas sin una pista de aterrizaje o carretera 71% de la superficie de la Tierra es agua

11 Principal competencia Beriev Be-200 Canadair CL-215T Air Tractor AT802 Fire Boss Grumman G-111 Albatross

12 Estudio de mercado Objetivo para el diseño: Reducción de los costes de fabricación Reducción de los costes de operación Diseño versátil Posibilidad de hacer un modelo para el transporte de pasajeros

13 Determinación de los pesos del avión Calcular PL TOW*=TOW Estimar TOW* Calcular FW OEW*=TOW*-FW-PL MTOW= kg OEW= kg MPL= 6000 kg FW= 3937 kg EW*=OEW*-Wtfo-Wcrew No EW Max(EW*-EW)<δ? Sí Fin

14 Determinación del Punto de diseño: Distancia de despegue P to W to 1 2η 1,44 W to 1 2 ρs w C Lmax to 3 2 Distancia de aterrizaje W to ηg Wto ρ C S w 1,69 W Lmax L s lfl L Velocidad de crucero P to W to P to P cr Wcr W to 1 2 ρv3 W to S w Subida en segundo segmento P to N e Pto,1e W2 W to N e 1 P 2,1e W to Wcr W to C D0 + 1 s tofl g W to S w 1 2 ρv2 Wcr W to 2 C D C L 2 + γ 2 V asc 2 πae

15 P/W to [W/N] Introducción Determinación del Punto de diseño: Punto de diseño 35,00 30,00 25,00 20,00 15,00 10,00 5,00 0, W/S to [N/m^2] Crucero 2º segmento Despegue 1,6 Despegue 1,8 Despegue 2 Despegue 2,2 Aterrizaje 1,8 Aterrizaje 2,2 Aterrizaje 2,6 Aterrizaje 3 Punto de diseño

16 La configuración general del avión: Hidrocanoa Ala alta Bimotor Turbohélice en configuración tractor Motores encima del ala Tren de aterrizaje retráctil

17 P/W to [W/N] Introducción Punto de diseño 35,00 Crucero 2º segmento 30,00 Despegue 1,6 25,00 Despegue 1,8 Despegue 2 20,00 Despegue 2,2 Aterrizaje 1,8 15,00 Aterrizaje 2,2 Aterrizaje 2,6 10,00 Aterrizaje 3 Punto de diseño 5,00 P&W 123 P&W 123B 0,00 P&W 127E W/S to [N/m^2] Comparación de las 3 opciones iniciales para la propulsión

18 Elección del perfil: Perfil Max. Eficiencia aerodinámico (C l /C d ) α óptimo [ o ] C m (α óptimo) NACA NACA NACA NACA NACA NACA 23017

19 Elección de la forma en planta Diseño de las superficies de la cola

20 Resistencia Resistencia aerodinámica Resistencia [N] Velocidad [m/s]

21 y Control Procedimiento para el cálculo de la posición del centro de gravedad: 1. Estimación de los pesos de los componentes 2. Estudio de las varias configuraciones de peso: Máxima carga de pago (MZFW) Máximo peso de combustible (MFW) 3. Estudio de los diferentes procedimientos de carga del avión Combustible + Retardante + Agua Combustible + Agua + Retardante Retardante + Agua + Combustible Retardante + Combustible + Agua Agua + Combustible + Retardante Agua + Retardante + Combustible

22 Peso (kg) Introducción y Control Variación Xcg durante la carga (MZFW) ,80 4,90 5,00 5,10 5,20 5,30 5,40 5,50 Posición X centro de gravedad (m) En vacío (+) Tripulación (+) Combustible (+) Retardante (+) Agua (+) Retardante (+) Agua (+) Combustible (+) Agua (+) Retardante (+) Retardante (+) Combustible (+) Agua (+) Combustible (+) Retardante (+) Combustible (+) Agua

23 Peso (kg) Introducción y Control Variación Xcg durante la carga (MFW) ,40 4,60 4,80 5,00 5,20 5,40 5,60 Posición X centro de gravedad (m) En vacío (+) Tripulación (+) Combustible (+) Retardante (+) Agua (+) Agua (+) Retardante (+) Retardante (+) Agua (+) Combustible (+) Agua (+) Retardante (+) Combustible (+) Combustible (+) Retardante (+) Combustible

24 y Control Dimensionado de las superficies de control Del ala: Flaps Alerones S f /S 0,15 0,06 Superficie (m 2 ) 15,45 6 C f /c 0,25 0,25 b 1 /b 0,10 0,65 b 2 /b 0,64 0,97 De la cola Timón de profundidad Timón de dirección S e /S h 0,25 0,35 C e /C 0,26 0,4-0,35 δ down 25 o 25 o Superficie (m 2 ) 7,2 6,25

25 Diseño Hidráulico Dimensionado del casco Volumen m 3 = 1,8 Peso total del avión kg Manga m = 0,65 Volumen Eslora m = 6 M Puntal m = 13% E

26 Diseño Hidráulico Dimensionado del casco

27 Posición z (m) Inmersión (m) Introducción Diseño Hidráulico Estudio de la estabilidad hidrostática del avión 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 Posición longitudinal del centro de flotación 0,8 0,6 0,4 0, Posición vertical del centro de flotación Posición X (m) 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 Inmersión (m)

28 Posición vertical (m) Introducción Diseño Hidráulico Estudio de la estabilidad hidrostática del avión 1,8 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 Posición del metacentro 0 0,5 1 1,5 Inmersión (m) CG M

29 Diseño Hidráulico Diseño de los flotadores auxiliares V aux = W h MC + 0,4 3 W 1000 d cotgθ

30 Fuerza (N) x Introducción Diseño Hidráulico Despegue desde el agua Despegue en el agua 5 4,5 Resistencia del agua 4 3,5 3 2,5 2 Empuje disponible 1,5 1 0, Velocidad (m/s)

31 primaria del ala Análisis de cargas Definición de la estructura

32 Altura (m) Introducción primaria del ala Variación de la altura de los largueros Altura de los largueros 0,8 0,7 h1 0,6 h2 0,5 0,4 0,3 0,2 0, Posición y (m)

33 primaria del ala Procedimiento de cálculo: El mismo para el ala y las superficies de la cola Teoría de vigas para determinar: Esfuerzos cortantes Momento flector Desplazamiento vertical Teoría de sección cerrada para determinar: Flujos de esfuerzos cortantes Tensiones tangenciales El espaciado entre costillas viene dado por: π 2 4 EI c LD L b 4 1

34 primaria del fuselaje

35 Flujo cortante (MPa m) Introducción primaria del fuselaje Flujos cortantes de los paneles del fuselaje 0,1 0, ,1-0,2-0,3-0,4-0,5 q1 q2 q3 q4 Posición x (m)

36 Tensión normal (Mpa) Introducción primaria del fuselaje Tensión normal en los largueros Larguero Larguero Larguero Larguero Larguero Larguero Posición x (m)

37 Tren de aterrizaje Posición del tren de aterrizaje

38 Tren de aterrizaje Análisis de las cargas Fm, max =86,8 % Fn, max = 30 % Fm, min = 70 % Fn, min = 13 %

39 Empuje (N) x Introducción Empuje de los motores Necesario Disponible Velocidad (m/s)

40 Peso total del avión (kg) Introducción Diagrama de Pesos - Alcance Alcance (km)

41 Carga de pago (kg) Introducción Diagrama Carga de Pago Alcance (km)

42 Distancia de despegue s TOFL 975 m Distancia de aterrizaje s LFL 884 m

43 e Instrumentos Instrumentación de vuelo Altímetro Indicador de la velocidad del aire Indicador de la dirección magnética Horizonte artificial Indicador de giro coordinado Indicador de velocidad vertical Instrumentación para la navegación Brújula magnética Reloj Radios Instrumentos que mandan información de localización por ondas de radio Global Positioning System (GPS)

44 e Instrumentos Instrumentación de los motores Presión de aceite Temperatura del gas de expulsión Ratio de presión del motor Cantidad de combustible Presión de combustible Flujo de combustible Tacómetro Velocidades del compresor Medidor del par de fuerzas Equipos para la lucha contra incendios Sistema de control de la apertura de la compuerta de los depósitos de agua Dispositivo para regular la mezcla de espumante en cada lanzamiento

45 e Instrumentos Panel de control integrado Bendixking Aerovue

46 Sistema eléctrico

47 Sistema de combustible

48 Sistema hidráulico Funciones: Extensión y desplegado del tren de aterrizaje Actuación sobre las superficies de control Sistema de apertura de las compuertas de los depósitos. Desplegado de los scoops

49 de llenado Depósitos de agua Scoops para el llenado en láminas de agua

50 del Proyecto Impacto económico de cada una de las fases de vida de un avión

51 del Proyecto Fases en la vida un avión: 1. Planificación y diseño conceptual 2. Diseño preliminar e integración de sistemas 3. Ingeniería del detalle y desarrollo 4. Fabricación y venta 5. Operación y mantenimiento 6. Finalización de la vida operacional del avión o La fase de diseño preliminar es la más decisiva para la reducción de los costes de fabricación y operación de la aeronave

52 del Proyecto Aproximación del precio del avión del proyecto: $

53 Medio Ambiente Motores con un consumo de combustible el 35 % menor Motores que producen el 50 % de dióxido de carbono Posibilita el acceso a zonas sin pista de aterrizaje Sensación de fusión con la naturaleza El ruido de los motores es un aspecto a mejorar Lucha contra incendio conlleva la preservación de la naturaleza

54 El avión dispone de los sistemas de seguridad: ELT (Emergency Locator Transmitter) Cinturón de seguridad Salidas de emergencia Luces anticolisión Indicador de posición del tren de aterrizaje CVR (Cockpit Voice Recorder) y FDR (Flight Data Recorder) Indicador del ángulo de ataque Además cumple con las exigencias para hidroaviones Flotabilidad del 80 % más de la requerida Chalecos salvavidas Bote hinchable

55 Aspectos Temporales Pasos para el desarrollo de la aeronave: Varias iteraciones del proceso de diseño Nuevo estudio de estabilidad Nuevo estudio de estabilidad hidrostática tras las modificaciones en el paso anterior Simplificar la forma del casco para reducir costes Comprobación del diseño con software: SolidWorks Simulation ORCA 3D de Rhinoceros Desarrollo del producto Elección del nombre : Slife HGWP 4-E / Slife HGWP 4-T 4-E para la extinción de incendios 4-T para el transporte de pasajeros

56 El proceso de diseño de un avión debe ser un proceso iterativo Intervienen parámetros interdependientes que necesitan de soluciones opuestas Resulta una solución de compromiso entre los parámetros que intervienen Es importante comprobar la validez del diseño con software de simulación El proceso de diseño de una aeronave anfibia es complejo Unas mejoras en la aerodinámica de este avión: Flotadores auxiliares retráctiles Suavizar las formas del casco del fuselaje

57 Muchas gracias por su atención