Departamento de Diseño

Departamento de Diseño

DISEÑO Diseños Preliminares

DISEÑO Primeras Innovaciones

DISEÑO Especificaciones 150 pasajeros en dos clases

DISEÑO Capacidad para 168 personas en una sola clase

DISEÑO Dimensionamiento General Longitud 40 metros Anchura fuselaje 4.25 metros Altura 4.45 metros Envergadura 35 metros

DISEÑO Diseño Estructural Cabina: 9 costillas y 4 largueros Fuselaje: 39 costillas y 6 largueros Ala: 46 costillas y 3 largueros Cono de cola: 10 costillas y 4 largueros Est.Horiz.: 25 costillas y 2 largueros Est. Verticales: 8 costillas y 2 largueros

DISEÑO GW 01

Departamento de Estructuras

ESTRUCTURAS: PESOS Componente Peso (kg) Planta de potencia 5432.816 Estructuras 16141,697 sistemas 11005.017

ESTRUCTURAS: PESOS ESTRUCTURAS (kg) Ala 5620,643 Estabilizador horizontal 906,688 Estabilizador vertical 767,8971 Fuselaje 6465,636 Tren de aterrizaje 2010,7543 Góndolas 370,055202

ESTRUCTURAS: PESOS SISTEMAS (kg) FCS 1265,8443 IAE 907,6477 Eléctrico 951,931 API 1235,3624 Oxígeno 110,31308 APU 620,5146 Mobiliario 3642,0158 Otros 2271,29

ESTRUCTURAS: PESOS Estudio de materiales: fibras Materiales Densidad (gm/cc) E (GPa) Límiterotura (MPa) Al 2.8 76 530 aleac Ti (Ti-6Al-4V) Materiales tradicionales: densidad (gr/cc) 4.4 114 990 Materiales compuestos: módulo elástico (GPa) Módulo elástico especifico resistencia tracción (Mpa) resistencia tracción especifica alargamiento máximo (%) resistencia térmica (ºC) Vidrio E 2,6 72 73 28 30 1720 3400 661 1308 2,4 4,8 840 Vidrio S 2,5 86 87 35 2530 4600 1012 1840 2,9 5,4 970 Vidrio C 2,45 71 29 3100 1265 3,5 750 Carbono HT 1,75 1,83 228 238 125 126 2700 3500 1457 2000 1 1,4 hasta 3000 Carbono HS 1,78 1,83 230 270 125 151 3900 7000 2131 3933 1,7 2,4 Kevlar 49 1,44 1,45 124 130 85 90 2270 3300 1566 2153 1,8 2 200

ESTRUCTURAS: PESOS Factores de corrección para materiales compuestos: Fibra Material Tradicional Aluminio ρ=2,8gr/cc Titanio (ρ=4,4gr/cc Vidrio E ρ=2,6gr/cc 0,9286 0,59 Vidrio S ρ=2,5gr/cc 0,8929 0,5682 Vidrio C ρ=2,45gr/cc 0,875 0,5568 Carbono HT ρ=1,79gr/cc 0,6393 0,4068 Carbono HS ρ=1,8gr/cc 0,6428 0,409 Kevlar 49 ρ=1,45gr/cc 0,5179 0,3295

ESTRUCTURAS: PESOS Aplicación de materiales compuestos: Estructuras Componente Reducción ( %) Peso lb Peso kg Ala 10 11530 5269,21 Estabilizador horizontal 85 930,008 425,01374 Estabilizador vertical 90 735,1235 335,95144 Fuselaje 20 12380 5657,66 Góndolas 75 430,1791 196,59185 Provoca una reducción de unos 2246.4923 kgs en la parte estructural

ESTRUCTURAS: PESOS Refuerzos debidos a las cargas soportadas por la aeronave: se han estimado como un 10% REFUERZOS lb kg Ala Fuselaje 749,4774 342,5112 Góndolas+PWR Fuselaje 1231,9 562,9783 Tren Fuselaje 439,9938 201,0772 E.horizontal Fuselaje 93,0008 42,5014 E.vertical E.horizontal 73,5124 33,5952

ESTRUCTURAS: PESOS Componente Peso (kg) Planta de potencia 5432.816 Estructuras 15077.8445 sistemas 11004.9189 No incluidos Peso (kg) Carga de pago 16794.75 Combustible 27000 Tripulación 500 WTO = 75.810,1923 kg

ESTRUCTURAS: Xcg centro de gravedad (m) en función del peso del combustible en función de la carga de pago llenado completo llenado a la mitad sin combustible llenado completo 23,5237767 23,6216744 23,7659596 llenado a la mitad 23,9932562 24,2169309 24,5900431 sin carga de pago 24,5899181 25,0318304 25,8464248

ESTRUCTURAS: COMPARACIÓN

Departamento de Aerodinámica

First Order Sizing L D crucero =17,32 PRIMERAS ESTIMACIONES AERODINÁMICAS L D espera = 20 Initial Sizing L D L D crucero espera =15,726 =18,159 L D = qcd W S 0 + 1 W S 1 qπae W S = q Ae C D0 π 3 S C D0 = S wet ref C fe

SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS I NACA 64AXXX PARA EL ALA

SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS II

SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS III

NACA 64A210: -C l0 =0,187 -C m0 =-0,041 -C lα =6,646 -C lmax =1,18 SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS IV

NACA 0012 PARA LA COLA: SELECCIÓN DE PERFILES AERODINÁMICOS V C lmax =1,5 C lα =6,81 C l0 =C m =0

SUSTENTACIÓN C Lα =4,3587. C L0 =0,205 (en configuración limpia para una incendia del ala con respecto al fuselaje de aproximadamente 1 grado determinada por el Departamento de Estabilidad y Control). C L0 =0,384. (en configuración sucia haciendo uso de doubleslottedflapy leadingedgeslat). C Lmax =0,9625. (en configuración limpia) C Lmax =3,1

RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR I Coeficientes de resistencia parásita (ComponetBuildupMethod), C D0 : Crucero: 0,0151 Subida: 0,0146 Autonomía: 0,0144 Despegue: 0,0538 Aterrizaje: 0,0583 1.05 C = C + kc 2 D D0 L 1 Resistencia inducida: e = 0.85 λ = 0.25 1 k = = 0.03597 π Ae E max 1 = = 21.454 kc 2 DO e 0.95 0.9 0.85 0.8 0.75 0.7 0.65 0.6 0.55 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 lambda

POLAR MEJORADA: RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR II C = C + kc k C 2 D D0 1 L 2 L k k 1 = k = 2kC = 0.0216 2 1 l min Corrección por el número de Mach: C D 0 k k 1 2 = 0.023 = 0.066 = 0.0396

Departamento de Estabilidad

OBJETIVO Estabilidad: Propiedad de los sistemas mecánicos, por la que el sistema vuelve al estado de equilibrio después de haber sido desplazado de él. Control: Capacidad de controlar y direccionar la aeronave Qué habremos de realizar para ello? Equilibrado de fuerzas aerodiámicas y gravitatorias Posicionamiento del grupo alar, buscando la estabilidad. Estabilidad longitudinal Trimado Estabilidad Lateral direccional Vuelo asimétrico Viraje estacionario Fallo motor (OEI)

EQUILIBRADO DE FUERZAS AERODINAMICAS Y GRAVITATORIAS Cambio de pesos de los diferentes componentes estructurales debido al mayor porcentaje de Materiales Compuestos Margen estático del 20% Posición de las alas Xcgw (Rev II)=28.3 metros Xcgw(Rev III)=25.6 metros Xcgw(Final)=23.1 metros Posición del CG Xcgw(Rev II)=27.42 metros Xcgw(RevIII)=25 metros Xcgw(Final)=22.8 metros Interacción con estructuras para posicionar el CG requerido Objetivo de adelanto de grupo alar superado, siendo estable.

VUELO EQUILIBRADO Trimado Final Crucero Mitad Crucero Inicio Crucero A menor peso Menor necesidad de sustentación Menor ángulo de ataque Cambio en Configuración del Trimado El ángulo del fuselaje (el que siente el pasajero) no será el de ataque debido a la incidencia geométrica del ala

VUELO EQUILIBRADO Trimado Inicio del Crucero Mitad del Crucero i w =1º I t = 0.5º Final del Crucero Lw W Lt

Durante el aterrizaje VUELO EQUILIBRADO Aumento de Clalpha en torno a un 10% Trimado Disminucion alrededor de la mitad del Downwash El elevador aumentara su angulo de trimado para mantener el morro elevado Una vez se porduce la toma de contacto el trimado de configurará a cero, para evitar que el avion eleve nuevamente el morro. Durante el despegue Elevadores con suficiente potencia de control para permitir la rotacion al 80% de la velocidad de despegue

DIMENSIONES SUPERFICIES DE CONTROL Superficie estabilizador horizontal Sh=25 m 2 Superficie de elevadores Se=10 m 2 Superficie estabilizador vertical Sv=22 m 2 (11 m 2 por plano) Superficie timón de dirección Sr= 8 m 2 (4 m 2 por plano) Alerones La=6.8 metros Sa=5.3 m 2 (por alerón)

VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral Direccional VUELO ASIMETRICO CON RESBALAMIENTO DE 15º REVISION III Deflexión alerones δa=13.5 Deflexión timón de dirección δr=11.4 Angulo de balance ϕ=0.5 REVISION FINAL Deflexión alerones δa=10.4 Deflexión timón de dirección δr=10.9 Angulo de balance ϕ=0.7 Aumento de brazo Disminución de deflexiones

VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral Direccional VUELO CON VIRAJE ESTACIONARIO Φ Factor de carga n=1.2 Angulo de viraje ϕ=33.6 REVISION III Deflexión alerones δa=4.11 Deflexión timón de dirección δr=7.8 REVISION FINAL Deflexión alerones δa=2.1 Deflexión timón de dirección δr=1.5 Angulo de Resbalamiento β = 0º

VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral Direccional FALLO DE MOTOR (OEI) Distancia de los motores al plano de simetría Dm=1.5 m Ángulos de Toe-Up y Toe-Down despreciables -Angulo deflexión de timón de dirección δr=0.25 -Angulo de deflexión de alerones δa=0.17

SOLUCIÓN ACTUAL Estabilidad y control de vuelo MUY compleja y más en aeronaves modernas. Gracias a la tecnología FBW y Control Activo esta complejidad queda reducida. Solución Moderna: FCS+IMU+FBW+Control Activo Disminuye carga sobre el piloto, mejorando la actuación de la aeronave.

Departamento de Actuaciones

OBJETIVOS Minimizar el consumo de combustible. Maximizar la autonomía. Maximizar el alcance.

ELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO 6000 Pa

MISIÓN

CONSUMO DE COMBUSTIBLE Reserva del 6%: 1620 Kg. Subida, crucero y planeo a aeropuerto alternativo: 4157 Kg. Calentamiento de motores y ralentí: 20 Kg. Espera en configuración de máxima autonomía: 735 Kg. COMBUSTIBLE TOTAL: 27000 Kg.

MEJORAS Alcance: 5180 Km (RFP) 5380 Km Distancia de despegue: 2133 m (RFP) 1960 m Distancia de aterrizaje: 1400 m (RFP) 900 m

ENVOLVENTE DE VUELO Vs Va Vc Vd

DIAGRAMA CARGA DE PAGO ALCANCE Punto A: Alcance: 5113 Km. Carga de pago: 16670 Kg Punto B: Alcance: 5738 Km. Carga de pago: 10000 Kg Punto C: Alcance: 7033 Km. Carga de pago: 0 lb.