OBJETIVOS. Aumentar la eficiencia. Reducir el impacto ambiental. No aumentar significativamente el tiempo de vuelo

Transcripción

1

2 OBJETIVOS Aumentar la eficiencia Reducir el impacto ambiental No aumentar significativamente el tiempo de vuelo

3 MOTIVACIÓN Diseño atractivo: Las hélices están anticuadas Diseño cómodo: Espacio Ruido

4 Análisis preliminar de aviones similares Avión de referencia : Pilatus PC-12 Razones de elección: Motor turbo-prop Avión ejecutivo/vip 9 pasajeros como máximo y 3 personas de tripulación Datos elegidos: Alargamiento Л =10.3 Peso de referencia W0= lb Geometría de referencia

5 Evolución del diseño 1ª Revisión 2ª Revisión 3ª Revisión

6 Geometría del ala Características básicas: Superficie S=20 m 2 Alargamiento Л =10.3 Estrechamiento Ew=0.39 Cuerda punta Cwt= m Cuerda raíz Cwr= m

7 Geometría del vtp Características básicas: Superficie S=4 m 2 Alargamiento Л =1.69 Estrechamiento 1 Em=0.59 Estrechamiento 2 Et=0.392 Cuerda punta Ct=1.1 m Cuerda central Cm=1.65 m Cuerda raíz Cr=2.8 m

8 Geometría del htp Características básicas: Superficie S=2 m 2 Alargamiento Л =3 Cuerda C=0.8165

9 Geometría del tren aterrizaje Altura H=1.75m Ruedas tren delantero Diámetro=0.437m Ancho=0.1468m Ruedas tren principal Diámetro=0.6083m Ancho=0.1951m

10 Lf = 2,704 m Pantallas intercambiables F.G.S con operación de un único piloto Menor nª de interruptores Conjunto de aviónica integrado con pantalla táctil

11 La=4,08 m Ángulo de upsweep=5º

12 DISTRIBUCIÓN EN PLANTA DEL INTERIOR Lm=8,2 m H=2,33 m W=1,83 m

13

14

15 Inovaciones

16 Estructuras

17 Evolución de los pesos 1º Revisión Estimación del peso mediante métodos estadísticos: First Order Method 2º Revisión Estimación del peso de estructuras simplificadas: Multiplicadores lineales 3º Revisión Estimación del peso mediante el método completo Media de los métodos en estructura: Sadrey, GD y Kundu Método Kundu en sistemas Final Optimización del peso mediante el método completo Media de los métodos en sistemas: Kundu y (GD+Torembek)/2

18 Estudio de los pesos Método GD (sin refuerzos) FCS Método Kundu 52,95 kg Ala 106,421 kg S. hidr. 24,07 kg HTP VTP Fuselaje 10,7124 kg 30,9005 kg 140,861 kg Instrum. Electric. Api Oxígeno 84,24 kg 144,41 kg 86,65 kg 19,25 kg Media métodos Estructura 1493,85 kg Sistemas 1115,55 kg Tren 221,614 kg Apu 2,41 kg Motores 724,776 kg Furnishing 240, 68 kg Estructura 1235,28 kg Sistemas 654,66 kg

19 Pesos finales Elementos Peso (kg) Ala 200,233 HTP 22,6277 VTP 39,9021 Fuselaje 280,029 Tren 216,221 Motores 831,08 Estructura 1590,09 Sistemas 1115,55 Vacío 2705,65 Payload 675 Crew 252 Combustible 1538,12 MTOW 5170,77

20 Pesos finales. Distribución

21 Pesos finales. Distribución

22 Refuerzos Refuerzos Ala 22% HTP 21% VTP 36% Fuselaje 0,15% Motores 14% Tren de aterrizaje 0%

23 Lógica de los materiales Ala Compuesto en su gran mayoría por fibra de carbono y en pequeña proporción por aluminio y fibra de vidrio B787 y A350 HTP/VTP Compuesto casi por completo de fibra de carbono y de grafito similar proporción y por fibra de vidrio en una proporción muy pequeña B777 Fuselaje En su mayoría de fibra de carbono, con pequeñas zonas de aluminio, acero y titanio B787 y A350

24 Diagrama V-n Velocidades KEAS Vb 17 Vc 212,0877 Vd 305,2926 Vb Vc Vd Racha b Factor de carga superior 1,207 Factor de carga inferior 0,8282 Vb

25 Diagrama V-n Racha c Factor de carga superior 2,919 Vb Vc Vd Factor de carga inferior -0,919 Racha d Factor de carga superior 2,4486 Factor de carga último Superior 4,3785 (*1,5 FS) Inferior -3 Factor de carga inferior -0,4486

26 Comparativa de Pesos Categoría: Turboprop Pasajeros: 6 MTOW: kg Vmax crucero: 378 kts

27 Comparativa de Pesos Aviones similares-turboprop Beechcraft King Air 200 Categoría: Turboprop Pasajeros: 7-8 MTOW: 5670 kg Vmax crucero: 310 kts

28 Comparativa de Pesos Aviones similares-turbo light jet Cessna Citation Jet 2 / 2+ Categoría: Turboprop Pasajeros: 6 MTOW: 5670kg Vmax crucero : 418 kts

29 Comparativa de Pesos Aviones similares-turbo mid jet Cessna Citation Excel / XLS / XLS+ Categoría: Jet Pasajeros: 7-8 MTOW: 9163kg Vmax crucero : 441 kts

30 Comparativa de Pesos Conclusión Atendiendo las características de aviones similares en el mercado: Nuestro avión cumple la expectativa de situarse entre un turboprop y un turbojet Peso menor que la mayoría de los turbojets (pequeños y medios) Velocidad de vuelo mayor que los turboprop y cercana a los jets Avión privado de uso empresarial para un número reducido de pasajeros como los que oferta el mercado Por tanto presentamos un avión que puede cubrir las necesidad de un jet contando con la eficiencia de las hélices

31 Estudio de Envolvente del CG Tomando una serie de valores del peso del avión se calculan los CG : Xcdg más adelantado: m Xcdg más retrasado: m Para MTOW: W10= kg Xcdg = m Para Zero Fuel: W0= kg Xcdg= m Para Zero Fuel-Zero Payload: Wmin= kg Xcdg= m W1, W2, W3, W4, W5, W6, W7, W8, W9: Valores intermedios del peso

32 Estudio de Envolvente del CG

33 Cargas y esfuerzos Las cargas externas que soporta el avión son las siguientes: Cargas estructurales: Tren de aterrizaje Cargas Aerodinámicas: En vuelo Cargas de las superficies aerodinámicas Turbulencias atmosféricas Cargas de la deflexión de las superficies de control: flaps, alerones,

34 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Two point, Level landing Tren principal N m = N V n = N T M m = Nm M m V n T= N N m

35 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Three point, Level landing Tren principal N m = N V m = N M m = Nm M n T M m N n V n N m V m Tren auxiliar N n =14460 N V n =4338 N M n = Nm T= N

36 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Tail down landing Tren principal N m = N V m = N I M m M m = Nm V m N m

37 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje One-Wheel landing Tren principal N m = N I= Nm I N m

38 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Takeoff Run: Two Points Tren principal N m = N V m = N M m = Nm M m V m N m

39 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Takeoff Run: Three Points Tren principal N m =53990 N V m = N M m = Nm M n Nn Vn M m N m V m

40 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Braked Roll: Solo tren principal Tren principal N m = N V m = N M m = Nm M m V m N m

41 Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Braked Roll: Tren principal y tren de morro Tren principal N m = N V m = N M m = Nm M n Tren auxiliar M m N n = N N n V n N m V m V n = N M n = Nm

42 Towing Cargas y esfuerzos: Tren de aterrizaje Tren principal N m = N V m = N M m = Nm M n N n V n M m N m V m Tren auxiliar N n = N V n = N M n = Nm

43 Cargas y esfuerzos: En vuelo (ala) Cargas en el ala: Sustentación: L Masa distribuida: Mfuel+Mala Masa del tren principal más masa del motor: Mtren+Mmotor M Mt L Los Modelo esfuerzos de viga máximos empotradaen el encastre son: Flexión: M= Nm V Mfuel+Mala Mtren+Mmotor Cortante: V= N Torsión: Mt= Nm

44 Cargas de las superficies aerodinámicas (ala) Shear Force (lb) , , , , , , , , , ,3544 4,7089 7,0633 9, , , , , ,19 23, Shear Force Bending Moment (lb*ft) Bending Moment ,3544 4,7089 7,0633 9, , , , , ,19 23,5445

45 Cargas de las superficies aerodinámicas (ala) Torsion (lb*ft) , ,49 942,64 822,72 710,74 606,7 510,6 422,44 342,21 269,93 Torsion ,3544 4,7089 7,0633 9, , , , , ,19 23,5445 Torsional Moment (lb*ft) ,48 Torsional Moment , , , , , ,58 612,14 269,93 0 2,3544 4,7089 7,0633 9, , , , , ,19 23,5445

46 Aerodinámica

47 Justificación perfiles aerodinámicos Menor Comportamiento suave en entrada en pérdida Menor Mayor Mayor Mayor

48 Perfil alar Perfil del ala: NACA 4415 Características aerodinámicas (2D) Geometría 5,717 1,98 0,451-0,094 21º / / Curvatura máxima Posición de la curvatura máxima 0,15 0,31 4% 40% de c

49 Aerodinámica. Comparativa de alas Estrechamiento Rectangular 0,39 0,8 0,5 38,06 28,25 31,67 41 X: 0.39 Y: e Estrechamiento

50 Aerodinámica. Evolución del ala Superficie alar 60 EVOLUCIÓN DE LA SUPERFICIE ALAR Alargamiento: 10, Diedro: 10º m Torsión: 0º iteraciones Flecha: modificación de 4,8575º a 12º por requisito de estabilidad dinámica

51 Geometría final ala Ala winglets 20 m 2 7,17 m 2,006 m 0,7814 m 1,4831 m Ʌ 12 Ʌ / 9,64 ϒ 10 0,39 10,3 0,645 m 2 1 m 0,781 m 0,508 m Ʌ 21, ,65 1,55 0,9175 Mejora de resistencia inducida y eficiencia

52 ALA+HLD Definición de flaps / 11,24 0,

53 ALA+HLD. Datos 3D 5,1107 1,843 0,38-0,095 23º Crucero 5,2353 1,845 0,3917-0,098 22º Despegue 20º 20º 2,21 2,21 18,004º 17,504º Aterrizaje 30º 30º 2,4344 2, ,756º 15,256º

54 Perfil HTP Y VTP Perfil de los estabilizadores: NACA 0012 Geometría Características aerodinámicas (2D) 6,34 1, º / / Curvatura máxima Posición de la curvatura máxima 0,12 0,31 12% 30% de c

55 Evolución del VTP Superficie VTP Alargamiento y flecha: EVOLUCIÓN DE LA SUPERFICIE DEL VTP 5 4,5 4 3,5 3 m 2 2,5 2 1,5 1 0, iteraciones Diedro: 0º Torsión: 0º

56 VTP. Datos 3D í Ʌ Ʌ / 4 2,6 2,8 1,65 1,1 43,667 71,56 0,392 0,59 1,69 Crucero 3,93 0, º Despegue/aterrizaje 3,911 0,72 23º

57 Evolución del HTP Superficie HTP EVOLUCIÓN DE LA SUPERFICIE DEL HTP Alargamiento: modificación de 4 a 3 por requerimiento de diseño sin afectar negativamente a la estabilidad longitudinal m Diedro: 0º Torsión: 0º iteraciones Flecha: 0º

58 HTP. Datos 3D í H Ʌ 2 2,4494 0, Crucero 3,67 1,494 25º Despegue/aterrizaje 3,6684 1, º

59 Resistencia Polar de coeficientes constantes compensada Crucero -0, , C 0,0256-0, ,05141 C 0,0269 Despegue -0, , , ,051 C 0,04728 C 0,0504 Aterrizaje -0, ,04966 C 0,0588-0, ,051 C 0,0619

60 Desglose resistencia parásita ó 0,0136 0, Upsweet 0, ,00134 Tren 0, ,0268 Leakage y protuberancias CRUCERO Motores 9% 5% Upsweet 5% Fuselaje 30% Superficies sustentadoras 51%

61 Desglose resistencia parásita ó 0,0175 0,0089 Flap 20º 21% Leakage y protuberancias 6% DESPEGUE Superficies sustentadoras 35% Upsweet 0, ,00153 Tren 0, ,0108 0,0033 Tren 14% 0,0504 Motores 3% Upsweet 3% Fuselaje 18%

62 Desglose resistencia parásita ó 0,0175 0,0089 Leakage y protuberancias 7% ATERRIZAJE Superficies sustentadoras 28% Upsweet 0, ,00153 Flap 30º 35% Tren 0, ,0216 0,004 0,0619 Fuselaje 14% Tren 11% Motores 3% Upsweet 2%

63 Eficiencia Despegue 9,47 9,65 1,798 1,798 Aterrizaje 9,04 9,263 1,748 1,748 Subida Descenso 13,14 12,88 Crucero máxima autonomía 15,284 Crucero máximo alcance 10,743

64 Mejora de resistencia inducida y eficiencia Disminución de resistencia inducida 26% en crucero 5 % en despegue 5,25% en aterrizaje Aumento de resistencia parásita 4,83 % en crucero 6,19 % en despegue 5 % en aterrizaje Mejora de la eficiencia 1,8 % en despegue 2,4 % en aterrizaje Mejoras futuras parar reducir este incremento de resistencia parásita

65 Mejoras futuras Modelado del fuselaje en XFLR5 Implementación de flaps en XFLR5

66 Mejoras futuras Generadores de vórtices Reducción de resistencia parásita en 30% Succión de capa límite mediante microrranuras

67 Mejoras futuras Sistema Riblets Reducción de resistencia parásita en 5% - 8% Impresión en 3D

68 Estabilidad

69 Geometría de superficies Alargamiento: 10.3 Superficie: 20 m 2 Ala Estrechamiento: Flecha en el borde de ataque: 12º Diedro: 10º Incidencia: -0.9º Posición del centro aerodinámico: 0.48 L f Estabilizador horizontal Alargamiento:4 Superficie: 2 m 2 Estrechamiento: 1 Superficie timón de profundidad: 0.5 m 2 Incidencia: -2.2º Posición del centro aerodinámico: 0.95 L f

70 Geometría de superficies Estabilizador vertical Alargamiento:1.69 Superficie:4 m 2 Envergadura: 2.6 m Estrechamiento Panel inferior: 0.59 Panel superior: Superficie del timón de profundidad: 2 m 2 Posición del centro aerodinámico: Lf

71 Estabilidad longitudinal Margen estático con y sin carga de pago

72 Estabilidad longitudinal. Trimado longitudinal Variación de αyδ e a lo largo del crucero con carga de pago

73 Estabilidad longitudinal Posición de CDG más adelantado y atrasado C.G.: 0.48 Lf C.G. más adelantado: Lf C.G. más atrasado: Lf Con PL Sin PL Con Wf Lf Lf Sin Wf Lf Lf

74 Estabilidad lateral. Superficies Estabilizador vertical Fallo de motor: S v = m 2 Viento cruzado: S v = m 2 Alerones Superficie: 0.51 m 2 Roll Performance: P=3.129 > (Requerimiento MIL-HDBK-1797 [Clase II])

75 Estabilidad lateral. Derivadas

76 Estabilidad lateral. Trimado lateral-direccional Fallo de motor (δ=0.6) β=0º δ a = º δ r = º Φ= º Viento cruzado β=15º δ a = 8.286º δ r = º Φ= 6.064º

77 Estabilidad dinámica Longitudinal Fugoide Corto periodo Re Im ω ξ Lateral Re Im ω ξ Espiral Balanceo holandés Convergencia en balance

78 Estabilidad. Posibles mejoras futuras Optimización Modificación de la superficie alar Modificación del fuselaje Cálculo más exacto de las derivadas de estabilidad Reducción de la superficie del estabilizador vertical mediante un control de flujo activo

79 Actuaciones y propulsión

80 Propulsión y actuaciones. Selección de planta motora Psl necesario: shp Nº palas: 5 Diámetro de la hélice: 2.54 m Posibilidad de reversa

81 Diagrama P/W W/S W TO /S= N/m2 Psl/W TO =64.30 W/N

82 Misión de diseño. Perfil de la misión

83 Misión de diseño. Resultados MTOW-W f Normal 80% MTOW High hot Distancia de despegue [m] Distancia de aterrizaje [m] Consumo de combustible: 1434,46 kg Distancia total: 2314 km Tiempo empleado: 4.04 h CASM: cent. $ Alcance máximo: km Autonomía máxima: 4.24 h

84 Misión de diseño. Vuelo de reserva Consumo de combustible: kg Distancia total: km Tiempo empleado: 1.83 h Holding Radio de giro: km Factor de carga: 1.02 Velocidad de máxima autonomía: m/s

85 Misión de diseño. Fallo de motor durante el despegue. Perfil y resultados V R = m/s V LOF = m/s V 2 = m/s V 3 = m/s Consumo de combustible: 4.40 kg Distancia total: 3.65 km Tiempo empleado: s Seg 1 Seg 2 Seg 3 Misión 12.9% 36.0% 15.7% Requisito Positivo 2.4% 1.2%

86 Misión económica. Perfil de la misión

87 Misión económica. Resultados MTOW-W f Normal 80% MTOW High hot Distancia de despegue [m] Distancia de aterrizaje [m] Consumo de combustible: 625,32 kg Distancia total: km Tiempo empleado: 1.91 h CASM: cent. $ Alcance máximo: km Autonomía máxima: 3.92 h

88 Misión económica. Vuelo de reserva Consumo de combustible: kg Distancia total: km Tiempo empleado: 1.78 h Holding Radio de giro: km Factor de carga: 1.02 Velocidad de máxima autonomía: m/s

89 Misión económica. Fallo de motor durante el despegue. Perfil y resultados V R = m/s V LOF =46.53 m/s V 2 =50.76 m/s V 3 = m/s Consumo de combustible: 4.69 kg Distancia total: 4 km Tiempo empleado: s Seg 1 Seg 2 Seg 3 Misión 11.9% 34.7% 14.5% Requisito Positivo 2.4% 1.2%

90 Diagrama Carga de pago - Alcance Volumen máximo de combustible en las alas: 0.8 V w

91 Propulsión y actuaciones. Cumplimiento de requisitos Misión de diseño Misión Económica Requisito Obtenido Requisito Obtenido Dist. Despegue (normal) 1371 m m 1371 m m Dist. Despegue (High-Hot) 2438 m m 2438 m m Dist. Aterrizaje (normal) 1371 m m 1371 m m Dist. Aterrizaje (High-Hot) 2438 m m 2438 m m Distancia recorrida 1200 nm nm 500nm nm Velocidad de crucero M M 0.55 M M 0.55 Altura de crucero ft ft ft ft

92 Propulsión y actuaciones. Posibles mejoras futuras Optimización Posición de palanca Altitud de vuelo Velocidad de crucero Modificación del segmento de subida para reducir el requisito de potencia Acercar el C L de vuelo al óptimo

93 Conclusión COMPROMISO EFICIENCIA SOSTENIBILIDAD INTEGRIDAD EFICACIA CONFORT