BRAIN STORMING ALA BAJA PLANTA PROPULSIVA: 4 motores en cola SUPERFICIES DE COLA DERIVA HORIZONTAL: Baja DERIVA VERTICAL: Plano deriva doble COLA EN H TREN DE ATERRIZAJE: un boggie delantero y 4 traseros
BRAIN STORMING SISTEMA DE CARGA/DESCARGA: convencional + frontal SISTEMA PROPULSOR AUXILIAR PARA EL DESPEGUE UTILIZACIÓN DE WINGLETS DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE SECUNDARIOS EN LA COLA utilizados para el trimado el avión REDUCCIÓN DE RUIDOS
DISEÑO SIZING Raymer Análisis estadístico aviones similares predimensionado iteraciones requerimientos diseño Sizing matrix diseño definitivo
SIZING MATRIX
SIZING MATRIX
SIZING MATRIX
DISEÑO DEFINITIVO A 380 B 747 An 124 OBELIX Carga Alar al despegue [Pa] Flecha del Ala [deg] Peso máximo al despegue [kg] Superficie Alar [m 2 ] 6850 6578 6123 6500 33.5 30 29.3 590000 362880 392000 542103 845 541.2 628 817.75 ALA ESTABILIZADOR VERTICAL ESTABILIZADOR HORIZONTAL Superficie Alar (S) [m 2 ] 817,75 61,97 213,3 Envergadura (b) [m] 79,86 12,85 29,21 Cuerda de la raiz (C root ) [m] 16,64 6,64 10,43 Cuerda de la punta (C tip ) [m] 3,82 2,99 4,16 Cuerda media [m] 11,57 13,31 7,75 (Y) [m] 15,79 1,40 6,26
DISTRIBUCIÓN DE LA CARGA
DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE Cálculo: Comparación directa Raymer Configuración definitiva: Tren principal: 4 bogies (6+4) [6667851,80N] Tren de morro: 1 bogie (6) [1462568,16N] Mayores factores de seguridad que otros aviones del sector Tren de morro reforzado para permitir carga frontal y soportar una operación en tierra de mayor exigencia
DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE 15 m 25.8 m Configuración del tren de aterrizaje y diseño de la cola compatibles con el ángulo de ataque al despegue con MTOW
CAD
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES Motores auxiliares al despegue T = 0.25 T = 10.43 kn aux TO Reducción de BFL en torno al 10% y reducida influencia sobre las actuaciones integrales. Reducción de pesos - sistema hidráulico opera a 5000 psi en lugar de a 3000 psi (estándar) en aviones similares esto produjo una reducción de 2500lb - uso de materiales avanzados
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES Ruido e impacto medioambiental - Diseño optimizado de flaps y slats. - Minimizar la velocidad de acercamiento. - Cuerpo del tren de aterrizaje. - Inclinación del morro adecuada. - Cercanías la punta del ala: mejora con winglets. Mejora de las actuaciones a baja velocidad Morro optimizado para reducir ruidos Optimización de la góndola Minimización del ruido de motores
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES Ruido e impacto medioambiental winglets Cuerda de flaps óptima configuración de flaps y slats minimización de la velocidad de aproximación
Elección de perfiles Ala: SC(2) 0714 Deriva Horizontal: NACA 0012 Deriva Vertical: NACA 0014 AERODINÁMICA
AERODINÁMICA Configuración de crucero: Polar parabólica Fuselaje Ala Deriva Vertical Deriva Horizontal FF 1,131759414 1,663111733 1,577571347 1,553376627 Q c 1 1 1,02 1,02 R 441007282,9 7,13E+07 31118512,25 47739891,15 R cutoff 1020464775 149810867,4 62567017,72 98188080,78 1 K = = 0,07119 π Ae C f 0,00162457 0,00208118 0,002349122 0,002205218 S wet (ft 2 ) 23059,64401 16700,67889 1281,795269 4545,123516 C D0 0,004816744 0,006567102 0,000550455 0,001804191 C D0 =0,014425
AERODINÁMICA C D =0,0144+0,071C L 2 POLAR PARABÓLICA CL 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0-0,2-0,4-0,6 0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14 CD
AERODINÁMICA Configuración en despegue = W / S W = S =149 76 m2 (18,2%) hipersustentadoras 0 STO S 10414,275ft W / S) TO W 2 Sflapped Δ CLmax = ΔClmax_ flaps K( sweep) = 1,026 S ref C Lmax =2,2768 cf S flapped Δ CD 0_ flaps = Fflap ( δ flap 10) = 0,036 c S ref C D0 =0,05 Triple slotted flap 1.5 ( ) ( ) K effective 33 h / b = K 1 + 33 h / b 1.5 K effective = 0,024
AERODINÁMICA C D =0,05+0,024C L 2 Polar Parabolica en despegue CL 2,5 2 1,5 1 0,5 0-0,5-1 0 0,05 0,1 0,15 0,2 CD
PESOS Y CENTROS DE GRAVEDAD PESOS MÉTRICO [Kg] Wo 542105 Wp 150000 W 700 Wf 195756,8 MÉTRICO [Kg] W wing 34553,31 W h.tail W v.tail 12754,48 6471,027 W fuselage 71087,51 CENTROS DE GRAVEDAD FUSELAJE ALA EST.VER EST.HOR C. DE PAGO FUEL X cg 117,45 89 89 231,44 222,18 93,95 126,8 Y cg 0-135,4 135,4 0 0 - - Z cg 0-6,02-6,02 16,25 3,71 - - TOTAL 113,66 X cg Y cg 0 Z cg -2.30
MATERIALES Pilón: Kevlar Spoiler: Fibra C Elevador: Fibra C Fairing Flaps: Kevlar Alerones: Fibra C Tips: Kevlar Ala (Piel/Rigidizador): Arriba 7150-T6/7150-T6 Abajo: 2324-T3/2224-T3 Fuselaje (Piel/Rigidizador): 2324-T3 /7150-T6 Paneles del suelo: Fibra de Vidrio Estabilizador Horizontal 7150-T6/7150-T6 Tips: Kevlar Estabilizador Vertical 7150-T6/7150-T6 Paneles: Kevlar/ FC Naríz: Fibra de vidrio Timón: Fibra de C
ESTRUCTURA FUSELAJE ALA Para su diseño se deben considerar la flexión, la cizalladura, la torsión y la presión en cabina. ~ 120 cuadernas Espesor efectivo (hasta la pared de cabina) ~ 7.5 in. ~ 50 costillas 3 larguerillos 15% cuerda 60% cuerda Soporte mecanismo flaps Espesor ~ 0.4 in.
ESTABILIDAD Y CONTROL MOVIMIENTO LONGITUDINAL Contribuciones Ecuaciones de equilibrio MOVIMIENTO LATERAL-DIRECCIONAL Contribuciones Ecuaciones de equilibrio
TRIMADO: Centrado ESTABILIDAD Y CONTROL X X lew X Xcg CGw CGf CGf CGfs CGh CGv CENTRADO POSICIÓN ALAS POSICIÓN CdG %SM ADECUADO X X SM ACw CG NA ACh X LEw
TRIMADO: Centrado ESTABILIDAD Y CONTROL X/c 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0-0,2 47 49 51 53 55 57 59 61 63 65 67 69 71 73 75 77 79-0,4 X'Lew [ft] Xcg/c Xna/c Sm X Lew 70 ft=20 m XCdG/c 1.14 SM 15.56% CG%mac 26.7
ESTABILIDAD Y CONTROL TRIMADO: Variación con el peso Posición del cdg del combustible en alas Modelo trapezoide oblícuo Fracción de peso al final del crucero W/W0=[1,0.65] Criterios Trimado para el crucero 2,5 2 1,5 Xcg/c Delta e [deg] Alpha [deg] SM Ángulo de ataque Deflexión Elevadores 1 1 0,9 0,8 W/W0 0,7 0,5 0 0,6-0,5 iw = -0.76 deg ih = -1.7
ESTABILIDAD Y CONTROL EST. ESTÁTICA: Dimensionado y ubicación Deriva horizontal Elevadores S h /S w 0,261 X ach /c 3,677 S flapped /S ref 0,25 C fh /C h 0,2 ΛH.L. 15 Deriva horizontal Elevadores Ye1 13,3 m Xe1 7,59 Ye2 26,62 Xe2 15,18 Deriva Vertical Alerones Rudder S fv /Sv 0,2 X acv /b 0,55 Zacv/b 0,08 S fv /Sv 0,2 c R /c v 0,2 ΛHL v 15 ca/cw 0,15
ESTABILIDAD Y CONTROL EST. ESTÁTICA: Requisitos Índice de estabilidad estática C M α B747 = 1.023 longitudinal CM α = 0.903 < 0 0,0025 0,002 0,0015 0,001 Cl β = 0.205 > 0 Cn β = 0.25 > 0 Índices de estabilidad estática Lateral-Direccional Cn 0,0005 0-6 -5-4 -3-2 -1 0 Cl β B747 = 0.1 Cn B747 0.2 β = Despegue con viento cruzado -0,0005-0,001-0,0015 delta r [deg]
ESTABILIDAD Y CONTROL EST. DINÁMICA: Modelado derivadas Derivadas de Estabilidad Longitudinales OBELIX B747 Cxu -0,085-0,108 Cxalpha 0,105 0,219 Cxq 0,000-0,106 Cxdalpha 0,000-0,654 Czu -0,106-4,920 Czalpha -5,889 0,006 Czq -6,485-5,921 Czdalpha 2,661 0,104 Cmu 0,104-1,023 Cmalpha -0,910-6,314 Cmq -14,737-23,920 Cmdalpha -6,773-1,444 Czdeltae 0,177 0,365
ESTABILIDAD Y CONTROL EST. DINÁMICA: Modelado derivadas Derivadas de Estabilidad Lateral-Direccional OBELIX B747 Cyβ -0,622-0,877 Cyp^ -0,053 0,000 Cyr^ 0,000 0,000 Clβ -0,205-0,280 Clp^ -0,449-0,330 Clr^ -0,194-0,300 Cnβ 0,218 0,195 Cnp^ -0,027-0,004 Cnr^ -0,098-0,274 Cyδa 0,000 0,000 Cyδr 0,082 0,115 Clδa -0,018-0,014 Clδadot 0,000 - Clδr 0,007 0,007 Cnδa 0,002 0,000 Cnδr -0,030-0,126 Cnδrdot 0,000 -
ESTABILIDAD Y CONTROL EST. DINÁMICA: Amortiguación y Frecuencias Movimiento longitudinal Ecuaciones linealizadas Autovalores -0.006-0.013i -0.006 + 0.013i -0.00004-0.0014i -0.00004 + 0.0014i Sistema completo Modo Corto Periodo Modo Fugoide ξ ωn [rad/s] T[s] 2 ωn Ω= [ rad/ s] n / α 0.42 0.66 9.46 0.16 0.0281 0.065 96.61 - Corto Periodo Fugoide Categoría B Categoría B Nivel 1 ξ > 0.04 ξ min ξ max Nivel 1 0.30 2 Nivel 2 0.20 2 Nivel 3 0.15 - Ω min Ω max Nivel 1 0.085 3.6 Nivel 2 0.038 10 Nivel 3 0.038 - Nivel 2 ξ > 0 Nivel 3 t > 55s double
PLANTA MOTORA V T( V) = T( 0 ) + ( T( VCR ) T( 0 )), h= cte. ( 1 ) ( 2 ) V CR ( h1 ) ( h ) ρ T h, V = T h, V, V = cte. ρ 2 0.8 GE90-92B T0 = 409 kn TCR = 77.87 kn
ESTUDIO DE POTENCIAS Vuelo de Crucero V min = 217 m s V max = 283 m s V cr = 262.2m s Cumple RFP
ESTUDIO DE POTENCIAS Vuelo de subida Variación del ángulo de asiento Cumple RFP
ESTUDIO DE POTENCIAS Vuelo de subida Variación del ángulo de asiento V CAS = 140 m Vcr = 262 m s s
DIAGRAMA T/W vs W/S 1ª iteración Carga Alar que optimiza el crucero W S = 6500 Pa C = C L L opt A = 7.81
SEGMENTOS DE VUELO -Aplicación normativa FAR - Optimización del crucero A 380 B 747 An 124 OBELIX BFL [m] 3009 2820 3000 2582 LFL [m] 2180 2996 ALCANCE MÁXIMO [km] 10400 13445 15700n (ferry) 12000 (80000 kg payload) 12758
DIAGRAMA DE CARGA DE PAGO
DIAGRAMA V-n Velocidad de maniobra: Velocidad de picado: Velocidad de ráfaga máx.: Velocidad de crucero máx.: Cumple FAR
ANGULO DE ATAQUE AL DESPEGUE - SELECCIÓN DEL BFL DE AVIONES SIMILARES BFL = 2594m 0.863 W 1 655 BFL = S + h obstacle + 2.7 + f ( CL ) = 0 1+ 2.3 G ρ gc T L av U ρ W ρ SL REQUISITO DE TREN DE ATERRIZAJE C L α 16.94º 20º LOF = <
OBELIX un camino por recorrer - DISEÑO: - Optimización de la integración de los motores auxiliares - Desarrollo de versión alargada. - Implementación del sistema de carga autónomo. - AERODINÁMICA : - Análisis mediante modelos 3D. - Aterrizaje - ACTUACIONES: - Diseño del perfil de misión óptimo - Elección de motores auxiliares - ESTRUCTURAS: - Mejorar integración de las carenas. - Análisis estructural más detallado -ESTABILIDAD: - Diedro real vuelo vs. Diedro geométrico. - Minimizar contribución de motores al momento de cabeceo
UN AVIÓN CON FUTURO TREN DE ATERRIZAJE GRAN VOLUMEN DE CARGA SISTEMA DE CARGA AUTÓNOMO POLIVALENTE MENORES DISTANCIAS DE DESPEGUE MAYOR CAPACIDAD DE CONTROL
PREGUNTAS? Abril Fdez.-Palacios, Mª Ángeles Arellano Vera, Carlos Benitez Moreno, Marta Fernández Duarte, David Pacheco Ramos, Guillermo