1.- DISEÑO 2.- AERODINÁMICA 3.- ESTRUCTURAS 4.- ESTABILIDAD Y CONTROL 5.- PROPULSIÓN Y ACTUACIONES 6.- CONCLUSIONES
1.- EVOLUCIÓN DEL DISEÑO 1.1. MODIFICACIONES 1.2. ESTRUCTURA INTERNA 2.- PRODUCTO FINAL 3.- PLANOS
MODIFICACIONES: - Retraso de la cabina - Espacio para el motor - Distribución interior - Ala y cola con flecha - Estructura interior
-ESTRUCTURA INTERNA: SIRIUS
1.- PERFILES AERODINÁMICOS 2.- DISEÑO DEL ALA 3.- DISEÑO DE LA COLA 4.- PARÁMETROS DEL AVIÓN CLmáx. Angulo ataque máx. Polar del avión. 5.- EFICIENCIA.
Perfiles definitivos ALA NACA 2415 COLA NACA 0012
Cm 0 SIRIUS NACA 2415 NACA 2415 Clo 0,273 C la 6,005 Clmax 1,444 a 0L -2,237 a CLmax 15,000 Cdo 0,0068 Cdmin 0,0068 Clmin,drag 0,273 Cmo -0,053 Clo 0,000 C la 6,828 Clmax 1,540 a 0L 0,000 a CLmax 15,000 Cdo 0,0068 Cdmin 0,0067 Clmin,drag 0 Cmo 0
Para estrechamiento 0,9 Factor de Oswald (e) : λ 0,9 K 0,04227 R 0,95951 λ1 7,19769 e 0,94170
1 Factor de Oswald SIRIUS 0,95 0,9 0,85 0,8 0,75 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 Coeficiente de Oswald
1,8 1,6 1,4 1,2 Polar del perfil y el ala SIRIUS CL 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 0 0,005 0,01 0,015 0,02 0,025 0,03 CD Polar del Ala Polar perfil
C L C L 0 C * L Pendiente curva sustentación: CLα=4,8774 Coeficiente de sustentación nulo: C LO =-4,8774*(-0,039)=0,19043
CL 1,6 1,4 1,2 1,0 0,8 0,6 0,4 0,2 0,0 CL del Ala y el Perfil SIRIUS -5 0 5 10 15 20 Ala Perfil AOA(grados)
Coeficiente de momento del ala SIRIUS -0,01-10 -5 0 5 10 15 20-0,03-0,05 y = -0,0006x - 0,0534-0,07-0,09-0,11-0,13-0,15 Coeficiente de momento C Mα =0,0006
Para estrechamiento 0,83 Factor de Oswald (e) : λ 0,833 K 0,1915 R 0,9195 λ1 1,3913 e 0,9966
CL 2 1,8 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 Polar Cola 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 CD SIRIUS
C L C L 0 C * L Pendiente curva sustentación: CLα=2,45(radE-1) Coeficiente de sustentación nulo: C LO =0 (rade-1)
CL 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 CL de la Cola y el perfil 0 5 10 15 20 AOA(grados) perfil Cola SIRIUS
Coeficiente de Momento de la cola SIRIUS Perfil simétrico: C Mα =0
Cálculo del CLmáx. Si consideramos que y=3,9 y Λ LE =0, se obtiene que CLmax=1,2996 en configuración limpia. Fowler flaps para aumentar la sustentación: CLmax =2,166 en configuración sucia
Cálculo del Angulo de ataque máx. Como: C Lmax CLmax zl C L C Lmax α zl =-2,227 =-0,0039 rad Por tanto α CLmax = 15,2297
Cálculo de la polar del avión: Polar parabólica de coef. Constantes. Mediante el Component Build-up Method : DESPEGUE SUBIDA CRUCERO DESCENSO ESPERA ATRRIZAJE V(km/h) 100,2 137,5 259,9 137,6 185,0 93,7 M 0,08209 0,11269 0,21296 0,11267 0,15153 0,07675 Cdo (limpio) 0,03217 0,02274 0,02213 0,02358 0,02351 0,03285 Cdo (sucia) 0,03217 0,02613 0,02553 0,02697 0,02690 0,03285
C L 2 1,8 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 Polar del avión SIRIUS Subida Crucero Despegue Espera Aterrizaje 0 0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 C D
Cálculo de la polar del avión: Crucero en máx. autonomía y alcance. AUTONOMÍA ALCANCE V(Km/h) 118,94 156,53 M 0,09742 0,12821 Cdo (limpio) 0,02200 0,02276 Cdo (sucia) 0,02540 0,02616
CL 1,6 Polar crucero SIRIUS 1,4 1,2 1 0,8 0,6 Autonomia Alcance 0,4 0,2 0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 0,06 0,07 0,08 CD
Un avión tiene un alto L/D si es elevada su sustentación y/o baja su resistencia. La eficiencia máxima se obtiene en crucero:
L/D 16 14 12 10 8 6 4 2 Eficiencia Aerodinámica del avión SIRIUS Subida Crucero Despegue Espera Aterrizaje 0 0 0,5 1 1,5 2 CL
La Eficiencia máxima para las distintas configuraciones del avión: DESPEGUE SUBIDA CRUCERO DESCENSO ESPERA ATERRIZAJE V 100,2 137,5 259,9 137,5 185,0 93,7 M 0,0820 0,1126 0,21296 0,11267 0,1515 0,0767 Cdo 0,0321 0,02613 0,02553 0,02697 0,0269 0,0328 Emax 13,5594 15,04418 15,2211 14,8067 14,8260 13,4182
E 18 16 14 12 10 8 6 4 2 Eficiencia crucero SIRIUS E autonomia E alcance 0 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 CL
La Eficiencia máxima para crucero en máx. autonomía y máx. alcance: AUTONOMIA ALCANCE V 118,9 156,5 M 0,09742 0,128212 Cdo 0,02540 0,026162 Emax 15,25917 15,03627
1.ESTIMACIÓN DE PESOS DEFINITIVA 1.1 Método combinado: Cessna+USAF+Torenbeek 1.1.1 Novedades 1.1.2 Avance de resultados 1.2 Resultados estimación de pesos 1.2.1 Estructuras 1.2.2 Equipos 1.2.3 Estructuras + equipos 1.2.4 Combustible 1.2.4 Despegue 1.3 Desglose de pesos 2. CÁLCULO DE LA POSICIÓN DEL CDG
1.1 Método Combinado: Cessna+USAF+Torenbeek - Mejor herramienta de que disponemos. - Objetivo: Refinar estimación de pesos de ala y fuselaje mediante compensación entre métodos. -Últimos resultados obtenidos: ALAS FUSELAJE 132.3 Kg 81.2 Kg
1.1.1 NOVEDADES: - Se ha prescindido de la APU. - Las 2/3 partes de las alas serán fabricadas en material compuesto. - El tanque de combustible se ha dividido en 2. - El resto de parámetros se han mantenido. 1.1.2 AVANCE RESULTADOS: COMPARATIVA CESSNA COMBINADO DIFERENCIA ALAS 132.3 Kg 84.6 Kg 47.7 Kg FUSELAJE 81.2 Kg 84.5 Kg -3.3 Kg
1.2.1 Estructuras TOTAL ESTRUCTURAS 224.4 Kg 90 80 70 60 50 40 30 20 10 0 ALA COLA EN V FUSELAJE ALAS COLA EN V 84.6 Kg 6.8 Kg TREN DE ATERRIZAJE FUSELAJE 84.5 Kg TREN DE 48.4 Kg ATERRIZAJE
1.2.2 Equipos TOTAL EQUIPOS 115.2 Kg 90 80 70 60 50 40 30 20 10 0 ELÉCTRICO AVIÓNICA MOBILIARIO MOTOR ELÉCTRICO AVIÓNICA 16 Kg 4 Kg MOBILIARIO 14 Kg MOTOR 81.8 Kg
1.2.3 Estructuras + Equipos 350 300 250 200 150 100 50 0 ESTRUCTURAS EQUIPOS W0 W0 ESTRUCTURAS EQUIPOS 339.6 Kg 224.4 Kg 115,2 Kg Restricción RFP: 450 Kg
1.2.4 Combustible 80 70 60 50 40 30 20 10 0 TOTAL COMBUSTIBLE: 77.6 Kg
600 500 400 300 200 100 0 1.2.5 DESPEGUE PESO MÁX DESPEGUE W0 COMBUSTIBLE 587.2 Kg 339.64 Kg 77.63 Kg PAYLOAD 170 Kg Restricción RFP: 600 Kg
Payload: 170 Kg Alas: 84.6 Kg Fuselaje: 84.5 Kg Cola en V: 6.8 Kg Combustible: 77.6 Kg Tren de aterrizaje: 48.4 Kg Motor: 81.8 Kg Mobiliario: 14 Kg Aviónica: 4 Kg Eléctrico: 16 Kg
1.ESTABILIDAD LONGITUDINAL 1.1 Derivadas de Estabilidad Longitudinal 1.2 Margen Estático 1.3 Trimado Longitudinal 2. ESTABILIDAD LATERAL-DIRECCIONAL 2.1 Derivadas de Estabilidad Lateral-Direccional 2.1 Trimado con β=15º 2.1 Viraje coordinado 3. ESTABILIDAD DINÁMICA 3.1 Longitudinal. 3.2 Lateral-Direccional. 4. CRITERIOS DE ESTABILIDAD Y NORMATIVA SIRIUS
Peso=555 kg Velocidad=72 m/s xacw=2.2m xcg=2.15m xact=5.25m iw=0 it=-1.7 Motor centrado L T =N T =F T =0 S E /S t =S R /S v =0.4 cola en V Diedro del Ala = 3 c a /c w =0.25 Alerón desde y=2.5m hasta y=3.8m
1.1 Derivadas de Estabilidad Longitudinal 1.2 Margen Estático 0 α δe CL 0.1695 5.2028 0.3266 CM 0.0132-0.7481-1.0633 Entrega SM 2ª 0.71 3ª 0.008 Final 0.145
1.3 Trimado Longitudinal α 1.0289 δe -0.045 CDi 3.75 10-4
2.1 Derivadas de Estabilidad Lateral-Direccional CYβ -0.3185 CYδa 0 CYδr 0.1701 CLβ -0.1470 CLδa 0.2765 CLδr 0.0223 CNβ 0.0749 CNδa -0.0231 CNδr -0.0590 2.2 Trimado con β fijo β=15 δa 6.65º δr 16.45º ϕ 7.54º
2.3 Viraje Coordinado Momentos de Inercia (kg/m2) Ixx 789.36 Izz 2121.69 Ixz -41.694 Iyy 1418.32 Ixy -2.305 Iyz -0.055 Factor de carga = 1.2 Velocidad = 35 m/s β -0.742 º δa -0.552º δr -2.768 º
3.1. Dinámica Longitudinal 3.1.1 Derivadas de Estabilidad Adimensionales CLα 5.2028 CDα 0.0831 CMα -0.7481 CLu 0 CDu 0 CMu 0 CLq 8.6409 CDδe 3 10-4 CMα -7.65 CLδe 1.337 CLα 1.73 CMδe -1.0633 3.1.2 Modo Corto Periodo y Fugoide Corto Periodo Fugoide ωn[s -1] 3.8180 0.1145 ξ[kg/s] 1.0118 0.1033
3.1.2 Modo Corto Periodo y Fugoide SIRIUS
3.2 Dinámica Lateral-Direccional 3.2.1 Derivadas de Estabilidad CYδa 0 CYr 0.1967 CYp 0.0371 CLδa 0.2765 CLr 0.1049 CLp -0.4007 CNδa -0.0231 CNr -0.1019 CNp 0.0842 3.2.2 Modo Balanceo Holandés, Espiral y Roll ωndr 2.484s -1 ξdr 0.1305kg/s Sspiral -0.2834s -1 Ts 0.2834s Sroll -5.1524s -1 Ts 0.1941s
4.1 Criterios de Estabilidad Forward speed stability: -CDu = 0<0 Side Speed Stability: CYβ = -03185<0 Vertical Speed Stability: CLα = 5.2028>0 Angle of Attack Stability: CMα = -0.7481<0 Angle of Sideslip Stability: CNβ = 0.0749 >0 Roll Rate Stability: CLp = -0.4007<0 Pitch Rate Stability: CMq = -10.31<0 Forward Speed on Pitch Moment CMu = 0>0 Sideslip on Rolling Moment CLβ = -0.1470<0 Yaw Rate Stability CNr = -0.1019<0 Yβ Nr Nβ Yr = 7.49 > 0
4.2. Normativa Fugoide ξph = 0.1033 Corto Periodo ξsp = 1.0118 Balanceo Holandés ξdr = 0.1305
1.- CARACTERÍSTICAS DE LA PLANTA MOTORA 2.- CURVAS DE ACTUACIONES 3.- POTENCIA REQUERIDA vs POTENCIA DISPONIBLE 4.- CARACTERÍSTICAS DE LOS SEGMENTOS DE VUELO 5.- CONSUMO DE COMBUSTIBLE 6.- ENVOLVENTE DE VUELO 7.- DIAGRAMA CARGA DE PAGO - ALCANCE
ROTAX 914 UL Motor de pistón de 4 tiempos Configuración puller
MODELOS DE POTENCIA Y CONSUMO DE COMBUSTIBLE
MODELOS DE POTENCIA Y CONSUMO DE COMBUSTIBLE La posición de la palanca y la velocidad de giro del motor en cada segmento de vuelo serán tales que se proporcione la potencia necesaria para cumplir las condiciones de velocidad especificadas. Hélice De paso variable Tres palas con perfil Clark Y Diámetro = 1.73 m η P máximo
Tsl/W0 SIRIUS DIAGRAMA EMPUJE/PESO VS CARGA ALAR 1.4 W 670 Pa W 600 kg S 8.785 m 0 0max S 2 1.2 1 Tsl/W0 = 0.43 0.8 0.6 crucero dirty stall despegue subida viraje a 5g maxima autonomia maxima carga de potencia ELECCIÓN 0.4 0.2 0 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 Wto/S (Pa)
Tsl/W0 Tsl/W0 SIRIUS DIAGRAMA EMPUJE/PESO VS CARGA ALAR 1.4 1.2 1 0.435 0.8 0.43 0.6 0.425 0.42 0.415 0.4 0.2 660 665 670 675 680 0 Wto/S (Pa) 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 Wto/S (Pa)
Potencia (W) SIRIUS POTENCIA 10 x 104 9 8 7 nivel del mar 1000 m 2000 m 3000 m 4000 m 6 5 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 velocidad (m/s)
Empuje (N) SIRIUS EMPUJE 5000 4500 4000 3500 0 m 1000 m 2000 m 3000 m 4000 m 3000 2500 2000 1500 1000 500 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 velocidad (m/s)
Consumo específico (N/s)/N SIRIUS CONSUMO ESPECÍFICO x 10-4 2 0 m 1000 m 2000 m 3000 m 4000 m 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 Velocidad (m/s)
Potencia (W) SIRIUS CRUCERO 10 x 104 Potencia requerida & potencia disponible en crucero 9 8 7 6 5 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 V(m/s)
Potencia (W) SIRIUS CRUCERO: velocidad máxima Régimen de motor 5500 rpm (δ t =1) Potencia 54.13 hp Velocidad máxima 287.49 km/h (79.86 m/s) 10 x 104 9 8 Potencia requerida en crucero Potencia disponible a 5800 rpm Potencia disponible a 5500 rpm 5800 rpm (δ t =1) 64.83 hp 303.47 km/h (84.30 m/s) 7 6 5 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 V(m/s)
Potencia (W) SIRIUS CRUCERO: techo máximo h = 0 m h = 2500 m h = 5000 m h = 7500 m 10 x 104 9 8 7 Diagrama de potencias para calcular el techo máximo h = 10895 m 6 5 TECHO MAXIMO = 10895 m 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 velocidad (m/s)
Potencia (N) SIRIUS CRUCERO: velocidad de máxima autonomía 10 x 104 9 8 Potencia necesaria Vmaxautonomia = 37.98 m/s Vstallclean = 25.21 m/s 7 6 5 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 V (m/s)
Empuje (N) SIRIUS CRUCERO: velocidad de máximo alcance 2000 1800 1600 Potencia necesaria Vmaxalcance = 42.83 m/s Vstallclean = 25.21 m/s 1400 1200 1000 800 600 400 200 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 V (m/s)
Potencia (W) SIRIUS SUBIDA subida de 0 a 5000 ft subida de 5000 a 10000 ft 10 x 104 9 8 7 Potencia requerida & potencia disponible en subida Tramo Velocidad Palanca RPM 6 Subida 1 Subida 2 148 km/h (41.11 m/s) 203 km/h (56.39 m/s) 0.6873 4711 0.9966 5490 5 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 V(m/s)
Potencia (W) SIRIUS ESPERAS espera a 5000 ft espera a 1500 ft Tramo Velocidad Palanca RPM Espera 1 Espera 2 185 km/h (51.39 m/s) 185 km/h (51.39 m/s) 0.9198 2000 1.0231 2000 5 x 104 4.5 4 3.5 3 2.5 2 1.5 1 Potencia requerida & potencia disponible en espera 0.5 0 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 V(m/s)
RESTO DE LOS TRAMOS Utilizan regímenes predeterminados del motor: Segmento Régimen Palanca RPM Despegue Máxima potencia 1.15 5800 Descensos Ralentí 0.35 1400 Aterrizaje Ralentí 0.35 1400
DESPEGUE CALENTAMIENTO Y TAXI RODADURA ROTACIÓN TRANSICIÓN 8 minutos en ralentí Vfinal = 97.79 km/h Srodadura = 144.29 m trodadura = 9.3375 seg Srotacion = 24.899 m Vtransicion = 93.71 m γclimb = 16.73 º Stransicion = 99.43 m
SUBIDA: γclimb = 0.09, 15.24m 3048m (10000 ft) TRAMO 1 (hasta 5000 ft) TRAMO 2 (hasta 10000 ft) Vsub1 = 148 km/h tsub1 = 412.44 s Ssub1 = 16.89 km Vsub2 = 203 km/h tsub2 = 300.7 s Ssub2 = 16.89 km
Velocidad vertical (m/s) SIRIUS SUBIDA: 9 8 7 Velocidad vertical Angulo de subida optimo Velocidad de entrada en perdida en limpio Velocidad vertical máxima Ángulo de subida máximo Ángulo de subida óptimo 6.75 m/s 18.73 o 14.25 o 6 5 4 3 2 1 0 0 10 20 30 40 50 60 70 V (m/s)
CRUCERO: V 260 km / h R 1200 km t 4.62 h crucero crucero Alcance máximo = 3359.61 km (154.19 km/h)
DESCENSO 1: de 10000 a 5000 ft Velocidad de descenso mínima = 2.2731m/s (104.93 km/h) AUTONOMÍA MÁXIMA Ángulo de descenso mínimo = 3.87 o (138.1 km/h) ALCANCE MÁXIMO V 138.10 km / h S 22.53 km t 588.68 s descenso 1 descenso 1 descenso 1
ESPERA 1: 5000 ft Espera de 10 min. a 185 km/h Velocidad de máxima autonomía =116.74 km/h Emax = 4h 24min Radio mínimo de giro = 21.88 m
DESCENSO 2: de 5000 a 1500 ft Velocidad de descenso mínima = 2.1302m/s (98.34 km/h) AUTONOMÍA MÁXIMA Ángulo de descenso mínimo = 3.87 o (129.42 km/h) ALCANCE MÁXIMO V 129.42 km / h S 15.77 km t 439.72 s descenso 2 descenso 2 descenso 2
ESPERA 2: 1500 ft Espera de 5 min. a 185 km/h Velocidad de máxima autonomía =110.68 km/h Emax = 5h 14min Radio mínimo de giro = 19.67 m
DESCENSO 3: de 1500 ft a nivel del mar Velocidad de descenso mínima = 2.0524m/s (94.75 km/h) AUTONOMÍA MÁXIMA Ángulo de descenso mínimo = 3.87 o (124.69 km/h) ALCANCE MÁXIMO V 124.69 km / h S 6.76 km t 195.59 s descenso 3 descenso 1 descenso 1
ATERRIZAJE APROXIMACIÓN FLARE ROTACIÓN LIBRE ROTACIÓN EN FRENADO V = 105.93 km/h γdescenso= 1.82 o tdescenso= 16.06 seg Vflare= 100.23 km/h Sflare= 12.58 m tflare= 0.45 seg Srotacion = 26.03 m Sfrenado = 137.66 m trodadura= 6.35 seg
Segmento Consumo total (kg) Despegue 0.1341 Subida 3.0968 Crucero 68.5536 Descenso 1 0.0542 Espera 1 0.8595 Descenso 2 0.0405 Espera 2 0.4780 Descenso 3 0.0180 Aterrizaje 0.0022 TOTAL 73.6328 Wo=587.22 kg
factor de carga SIRIUS 5 4 3 2 1 0 Vs Vsneg Vg VA Vc VD -1-2 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 KEAS