MLF-Jet. Departamento de Diseño

MLF-Jet AVLJ

MLF-Jet Departamento de Diseño

Diseño. Requisitos RFP. -Entre 4 y 6 pasajeros y uno o dos pilotos. Vamos a diseñar para 6 pasajeros, dos pilotos y una azafata. -Cabina presurizada. Entonces la sección transversal del fuselaje será transversal, que resiste bien la presión interna y además hace el flujo externo no se desprenda al no haber esquinas.

Diseño. Cabina de pasajeros. Valores de seat pitch que se aplican en la industria. Tomamos los máximos valores correspondientes a primera clase.

Diseño. Cabina de pasajeros. Las demás dimensiones de los asientos también las tomamos de acuerdo a primera clase

Diseño. Cabina de pasajeros. La disposición final que vamos a adoptar: Las dimensiones de cocina, lavabos y armarios:

Diseño. Cabina de pasajeros. Sobre el ancho del pasillo no existen restricciones de FAR-23 para un número de pasajeros menor que 10 Escogemos como ancho del pasillo la mitad del ancho del asiento.

Diseño. Cabina de pasajeros. Forma en planta (dimensiones en cm): Diámetro del fuselaje añandiendo 2.5 cm de espesor estructural (valor típico para aviones pequeños): d = 1.5796 + 0.025 = 1.6046( m) f

Diseño. Cabina de pilotos. Dimensiones típicas de un piloto: Para un diseño preliminar vamos a tomar una longitud en planta en el sentido longitudinal de 92 cm.

Diseño. Longitud total del fuselaje. Definición de las distintas longitudes: A = NoseLength B = TailConeLength

Diseño. Longitud total del fuselaje. Restricción en A+B (minimizamos la resistencia del fuselaje): l f / d f = 6 Mínimo en, lo que implica: Am ( ) + Bm ( ) = 3.6776 l = 5.95( m) + A( m) + B( m) = 9.6276( m) f

Diseño. Longitud total del fuselaje. Restricción en B (minimizamos la resistencia de base): Mínimo en fc f, lo que implica: l / d = 2 B = 3.21( m) NoseLength = A + PilotLength = 0.47 ( m) + 0.92( m) = 1.39( m)

Diseño. Longitud total del fuselaje. l / d 6 Debido a lo plana que es la curva de la resistencia del fuselaje para f f, vamos a poder variar A y por tanto la dimensión del morro (NoseLength). La dimensión del cono trasero del fuselaje la dejaremos fija, es decir: l / d 6 f l / d = 2 fc f f

Diseño. Dimensiones finales.

Diseño. Dimensiones finales. El tren de aterrizaje trasero (retráctil en el ala) nos define el ángulo θ fc : d = 1.6( m) l l f θ f fc fc = 12( m) = 3.2( m) 6º

Avances tecnológicos. El coeficiente de sustentación máximo y la eficiencia aerodinámica es mayor en el trimado en aviones con canard. El canard da un efecto estabilizante si es diseñado de tal manera que entra en pérdida antes que el ala. Si esto es así, conseguiremos que el avión difícilmente entre en pérdida. El canard contribuye a la sustentación, aunque habrá que estudiar el efecto de la estela del ala sobre el canard. Se incluirá combustible tanto en el ala como en el canard para conseguir que el cdg varíe lo menos posible, de tal forma que podamos conseguir gran estabilidad. Uso del perfil NFL-0115 en el ala, que mantiene el flujo laminar, reduce la resistencia y proporciona un cl máximo alto. El avión se puede volar perfectamente con control multivariable.

Vistas.

MLF-Jet Departamento de Aerodinámica

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Contenido Elección del Perfil Ala Polares Eficiencia

MLF-Jet Departamento Aerodinámica PERFIL NASA NLF-0115 1. Coeficiente de sustentación alto 2. Resistencia muy baja en un rango pequeño de las condiciones operativas 3. Optimizados para altas velocidades

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Flujo laminar natural Hasta el 60% de la cuerda se mantiene el flujo laminar para ángulos de ataque moderados.

MLF-Jet Departamento Estructuras Flujo laminar natural

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Calculo de la sustentación del perfil

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Resultados NFL0115 1.8 Cl 1.6 1.4 1.2 1 Cl 0.8 0.6 0.4 65-615 NLF-0115 0.2 0-0.2-5 0 5 10 15 20 Ángulo (grados)

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Diseño del Ala Ala trapezoidal, recta y con torsión lineal Superficie Alar 14.5 Alargamiento 6.25 Estrechamiento 0.47 Sustentación Cl max dcl/dα 1.5339 4.0952

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Diseño del Ala

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Torsión 1 0.5 0 Angle of Attack 1.2 1 0.8 0 2.5º 5º 10º 15º angle (degrees) -0.5-1 Cl(y/b) 0.6 0.4 0.2-1.5 0-2 -8-6 -4-2 0 2 4 6 8 y (meters) -0.2-0.5-0.4-0.3-0.2-0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 y/b

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Flecha 8.1 x 10-3 M=0,648 1.65 8 1.6 1.55 Cd0 (total) 7.9 Cl max (ala) 1.5 1.45 7.8 1.4 1.35 7.7 0 5 10 15 20 25 30 Ángulo de flecha (grados) 1.3 0 5 10 15 20 25 30 Flecha (grados)

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Flaps 1.8 1.6 CL CLflaps 1.4 1.2 1 CL 0.8 Cl máximo= 2.22 0.6 0.4 0.2 0-0.2-0.1-0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 alfa(radianes)

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Polares C = C + C + C + C + C + C + w D D Df Dc Dv Dn Dflaps C Dtren 1.5 Polar, configuración de crucero 1.5 Polar, tren bajado, flaps a 30º 1 e=0.8824 1 CL CL 0.5 0.5 C = 0.0220 D0 C = D0 0.0509 0 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.1 0.11 0.12 CD 0 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 CD

MLF-Jet Departamento Aerodinámica Eficiencia No se requiere una mejora adicional de la eficiencia aerodinámica (es suficiente con el tipo de perfil empleado) Un aumento en esta disminuiría la Velocidad de Crucero No es necesario el uso de Winglets para mejorar la resistencia inducida La resistencia parásita podría disminuirse aún más con mecanismos de succión e inyección de cantidad de movimiento en la capa límite

MLF-Jet Departamento de Estructuras

MLF-Jet Departamento Estructuras Contenido Introducción Estudio de pesos Estudio estructural Perfiles internos Asignación materiales

MLF-Jet Departamento Estructuras Introducción Estimación de pesos detallado Estudios estructurales previos (dimensionado) Asignación materiales (metálicos)

MLF-Jet Departamento Estructuras Estudio de pesos

MLF-Jet Elemento Peso Posicion x Posicion Z Grupo Alar 398,07 8,7 0,8 Fuselaje 322,30 5 0,0 Cannard 39,18 3,4 0,4 Deriva Vertical 58,77 11,4 2,1 Nacelle 63,26 7,9 0,0 Nose Gear 15,85 3 0,8 Main Gear 142,62 8,7 0,8 Departamento Estructuras Engines 417,14 10 0,3 Air Induction 7,84 10 0,3 Fuel System 56,62 4 0,8 Propulsion System 56,68 8 0,0 Avionics+Instruments 103,93 2,5 0,8 Surface Control 71,60 7,5 0,8 Hydraulic System 30,72 7 0,8 Electrical System 144,79 10 0,8 Electronics 94,37 3 0,8 Oxygen 7,33 5 0,8 Air Condition System 78,81 5 0,8 Anti-icing System 31,92 5 0,8 Furnishings 214,99 6 0,8 Pintura 16,28 6 0,0 Oil 43,11 8 0,8 Fuel Capacity Depósito 1 (Canard) 1,22 3,4 0,4 Depósito 2 (Wing Box) 812,83 8,7 0,8 Payload 840,00 6,3 0,8 C.D.G. X(m) 7,18 % Comb. Canard 15% C.D.G. Z(m) 0,63 Wo (Kg.) 4070 Wf (Kg.) 814,05 We (Kg.) 2416,19

MLF-Jet Departamento Estructuras

MLF-Jet Departamento Estructuras Estudio Estructural (I) Aerodinámicas (V-n) n max =3.4 Momento= 214000Nm

MLF-Jet Departamento Estructuras Estudio Estructural (II) Estructurales Cabina presurizada e>0.5mm Tren de aterrizaje retráctil-tricycle Tren Diámetro (m) Ancho (m) Tren delantero 0.46 0.15 Tren trasero 0.46 0.12

MLF-Jet Departamento Estructuras Estudio Estructural (III) Unión fuselaje-motor Cada uno 9300N 2barras-5mm

MLF-Jet Departamento Estructuras Perfiles internos (I) Fuselaje -16 cuadernas (separadas 750mm) - 6 largueros - Espesor revestimiento > 0.5mm

MLF-Jet Departamento Estructuras Perfiles Internos (II) Grupo alar - 2 largueros (15% y 70%) -10 costillas (separadas 800mm)

MLF-Jet Departamento Estructuras Asignación de materiales Zona Material Fuselaje Revestimiento Aluminio 2024 Cuadernas Aluminio 2024 Largueros Titanio Grupo Alar Revestimiento Aluminio 2024 Costillas Titanio Largueros Titanio Larguerillos Aluminio Móviles Grafito-Epoxi Canard Revestimiento Aluminio Largueros Titanio Costillas Aluminio Deriva Vertical Revestimiento Aluminio 2024 Largueros Titanio Costillas Aluminio 2024 Móviles Grafito-Epoxi Tren de aterrizaje Principal Estructura Acero Morro Estructura Acero

MLF-Jet Departamento de Estabilidad y Control

Por qué un canard? Permite descargar la carga aerodinámica del ala, reduciendo su carga estructural El canard entrará en pérdida antes que el ala. Efecto estabilizador si Minimizar la interacción i w < i aerodinámica entre ala, canard, c motores y deriva vertical.

Trimado Ecuaciones de fuerzas verticales y la de momentos de cabeceo: C α + C δe = W qs Lα Lδe L0 m m e m0 Datos de partida: C C αα + C δ δe = Superficie del canard aproximadamente 20 % de la superficie alar. Imposición de un margen estático de 15% C

Trimado Estudio del margen estático en función de flecha y situación del ala Finalmente Aerodinámic a desechó la flecha flecha en radianes 0.25 0.2 0.15 0.1 0.05 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0 0 8 8.1 8.2 8.3 8.4 8.5 8.6 posición "x" del centro de la cuerda del perfil de la raiz del ala

Trimado Estudio del margen estático en función de situación del ala y situación del canard x ala = 8. 7m x canard = 3. 2m posición "x" del centro de la cuerda del perfil de la raiz del canard 4.5 4 3.5 3 x ala = 8. 7m 2.5 7 7.2 7.4 7.6 7.8 8 8.2 8.4 8.6 8.8 9 posición "x" del centro de la cuerda del perfil de la raiz del ala 0.2 0.1 0-0.1-0.2-0.3-0.4-0.5

Trimado Los valores obtenidos durante el crucero. Incidencias elegidas 3.6 3.4 3.2 3 2.8 i w = 1.5º 2.6 2.4 i canard = 3º 2.2 2 angulo de ataque (grados) angulo de deflexión del timón (grados) 1.8 3000 3100 3200 3300 3400 3500 3600 3700 3800 3900 4000 Peso a lo largo del crucero (N)

Trimado Valores de geometría y localización 2 S canard = 2.25m canard = 4 A = 0. 8 λ canard x ala = 8. 7m x canard = 3. 2m Valores de estabilidad m arg en _ de _ estabilidad = NACAcanard 15% 0015 CL δ e = 0.4657 Cm δ e = 1.229 C mα = 0.7121

Indices de estabilidad lateral direccional ; ;, ;, Sus valores son C nβ = 0.2399 C lβ = 0.1264 Valores de geometría, para conseguir los índices anteriores Γ=6º. = 0. 6 λ vt x vt = 11. 4m S vt = 2 4m Λ vt = 20º

Derivadas de estabilidad Para el cálculo de las derivadas de estabilidad se ha usado varios libros: Raymer Pamadi Roskam A grandes rasgos: Raymer Pamadi (Contribución de ala y fuselaje) Roskam (Contribución de deriva vertical)

Derivadas de estabilidad Despreciamos las derivadas respecto de la derivada del ángulo de ataque debido a que el downwash es pequeño

Derivadas de control Dimensionadas a partir de: A partir del fallo del motor

Modos longitudinales. Corto periodo t 1.4812717s T = 2.7188788s 1 = 2 representación de los autovectores en el plano complejo. Modo de corto periodo 0.1 0.05 0-0.05 u ad alpha q ad theta Magnitude (db) 50 0-50 -100 alpha -0.1-150 450-0.15-0.2 Phase (deg) 360 270 180-0.25 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 90 10-4 10-3 10-2 10-1 10 0 10 1 10 2 10 3 Frequency (rad/sec)

Modos longitudinales. Fugoide 0.6 0.5 0.4 0.3 T = 58.2446804s representación de los autovectores en el plano complejo. Modo fugoide u ad alpha q ad theta Magnitude (db) t 1 = 2 100 0-100 -200 257.55431321s u ad 0.2-300 270 0.1 0 Phase (deg) 180 90 0-0.1-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2-90 10-4 10-3 10-2 10-1 10 0 10 1 10 2 10 3 Frequency (rad/sec)

Modos transversales Modo espiral inestable

Dutch-roll 0.8 0.6 0.4 0.2 representación de los autovectores en el plano complejo. Dutcn roll beta ad p ad r ad phi psi Magnitude (db) 50 0-50 -100 phi 0-0.2-150 180 90 Entrada alerones Entrada timón -0.4-0.6 Phase (deg) 0-90 -0.8-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2-180 10-3 10-2 10-1 10 0 10 1 10 2 10 3 Frequency (rad/sec)

Modo espiral 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0-0.2-0.4-0.6 representación de los autovectores en el plano complejo. Modo espiral beta ad p ad r ad phi psi Amplitude To: Out(2) To: Out(1) To: Out(3) 0-5 0.2 0.1 5 x 10-3 0-0.1 4 x 10-3 2 0-2 1 From: In(1) Impulse Response From: In(2) -0.8-1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 To: Out(4) 0.5 0 0 0.5 1 1.5 2 2.5 0 x Time 10 4 (sec) 0.5 1 1.5 2 2.5 x 10 4

Giro con bucle cerrado Control multivariable alerones ψ rudder β Sistema linealizado. No habrá acoplamiento de modo que la velocidad del avión se mantendrá constante, esto nos permitirá realizar una circunferencia. Como en el equilibrio estamos a 200m/s, podré establecer el radio de giro a partir de R = v ψ

Giro con bucle cerrado. R=4000 9000 8000 7000 6000 5000 3.5 3 2.5 2 β ψ y tierra 4000 3000 2000 1000 0 1.5 1 0.5 0-0.5 0 10 20 30 40 50 60 70 tiempo -1000-500 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 x tierra

Giro con bucle cerrado. R=10000 2.5 x 104 2 1.5 y tierra 1 0.5 0-0.5-8000 -6000-4000 -2000 0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 x tierra

MLF-Jet Departamento de Actuaciones

Índice Estimación de la planta motora Análisis potencia necesaria / disponible Análisis de actuaciones por segmentos Diagrama T/W frente a la carga alar Diagrama V n del avión Diagrama Carga de pago - Alcance

Estimación de la planta motora Atendemos a las actuaciones con más requerimiento propulsivo: Despegue según FAR 23 (Balanced Field Length) Subida según FAR 23

Balanced Field Length Datos: CLmax = 2.2 BPR = 2.65 MTOW = 4000 kg Polar en despegue S = 14.5 m2 Vstall = 44.3 m/s

Balanced Field Length CONCLUSIÓN: Con un motor de 1400 lbf somos capaces de despegar en 1038 m según normativa FAR 23. (Requisito de la RFP: 1100 metros).

Gradiente de subida Requisito FAR 23: Gradiente de subida de 8.3% a nivel del mar y potencia máxima continua.

Gradiente de subida CONCLUSIÓN: Con un motor de 1100 lbf somos capaces de dar el gradiente de 8.3% de subida exigido por la normativa La limitación de despegue con un solo motor es por tanto más limitante, luego será el criterio a la hora de elegir motor

Elección de la planta motora Dadas las limitaciones en cuanto a distancia de despegue, y superficie alar del avión, se requiere una planta que proporcione 1400 lbf de empuje. Dos motores FJ33-3

Análisis Potencia Disponible / Necesaria Se obtiene: V CR max = 277.2m / s h max 17320m

Análisis Potencia Disponible / Necesaria CONCLUSIONES: - En vuelo de crucero (200 m/s) P P disponible necesaria = 834.4kW = 531.4kW Motor en crucero al 63 % de su régimen máximo

Despegue Distancia corregida de despegue: 1038 metros Velocidad de despegue (1.2 Vstall): 53.77 m/s Parámetro de despegue: TOP = 2 2 90lb / ft 4310N / m Carga alar: T W = ( TOP) 1 σ C LTO W S

Subida Condiciones según normativa V. ascensional máx: 15.89 m/s (3127.9 ft/min.) Grad. subida máx: 13.4 %

Subida

Subida Condiciones de crucero V. ascensional máx: 5.82 m/s (1144.6 ft/min.) Grad. subida máx: 2.9 % Valores óptimos: 5.92 m/s (1165.5 ft/min.) 3.28 %

Crucero Velocidad óptima de crucero: Aquella que maximiza el alcance V max R = 2W ρs 3k C D0 PROBLEMA: A qué altura realizamos el crucero?

Crucero Buscamos optimizar el alcance: = = f i f i W W E C V W W D L C V R ln ln PARÁMETROS: - Eficiencia constante función de la polar - Velocidad proporcional a la altura - Consumo específico creciente con la velocidad

Crucero Ley Aproximada: TSFC 0.425M + 0.36

Crucero

Crucero Altura óptima Velocidad óptima Alcance Alcance Requerido 12200 m (40000 ft) 200.15 m/s 2927 Km. 2800 Km.

Giro Consideramos giro coordinado, sin pérdida de altura: C W T 0 = q D + W Ángulo de balance de 25º: S k q W S n 2 n = 1 = 1.1 cos μ

Vuelo de Espera Velocidad óptima de espera: Aquella que maximiza la autonomía V min thurst = 2W ρs K C D0 PROBLEMA: A qué altura realizamos la espera?

Vuelo de Espera Buscamos optimizar la autonomía: A = E 1 C W ln W i f E = 2 k 1 C D 0 PARÁMETROS: - Eficiencia constante - Relación de pesos constante - Consumo específico creciente dependiente de la velocidad y altura

Vuelo de Espera Altura elegida: - 5000 m Autonomía: -25 min.

Aterrizaje Coeficiente de sustentación máximo: 2.2 Velocidad de entrada en pérdida: 40.01 m/s Velocidad de aproximación: Va = 1.3 VStall = 52.013m / s Touchdown speed: VTD = 1.15 VStall = 46.012m / s Radio de la trayectoria R = g V 2 f ( n 1) = 1234.4m

Aterrizaje Distancia aterrizaje: - rozamiento: 0.6 - empuje ralentí - no necesaria reversa

Diagrama T/W vs. W/S W TO = S max 2706N / m 2 T W SL TO max = 0.3174

Diagrama T/W vs. W/S Datos: V a 360KNOT n max = 3.4 nmin = 1.6 V D = 575KNOT

Diagrama T/W vs. W/S R A = 2777km R B = 3612km R C = 4082km R D = 3334km