Cálculo de Aviones 5º Ingeniería Aeronáutica

1 Cálculo de Aviones 5º Ingeniería Aeronáutica Proyecto Final Mª Isabel Jurado Molina - Estructuras David Luque Jiménez - Aerodinámica Noelia Medina Zamora - Actuaciones y Propulsión Mario Pérez Rodríguez - Diseño Elías Plaza Alonso - Estabilidad y Control 27 Enero 2010

DISEÑO Mario Pérez Rodríguez Proyecto Final

EVOLUCIÓN PROCESO 3 DISEÑO DISEÑO SERVILLETA

EVOLUCIÓN PROCESO 4 DISEÑO 2ª REVISIÓN Diámetro del fuselaje = 4,4 metros

EVOLUCIÓN PROCESO 5 DISEÑO 2ª REVISIÓN

8 DISEÑO SPARROW FINAL

12 VISTAS DISEÑO FINAL

COMPARATIVA SPARROW 13 Aviones similares Longitud total del fuselaje (m) Diámetro (m) Pasajeros A 320 37.57 3.95 148 B 737 39.5 3.76 4.01 162 SONIC CRUISER 60 5.1 200 SPARROW 37.25 4.2 150

VENTAJAS DISEÑO 14 SPARROW CANARD y ALA RETRASADA Gran potencial de control y estabilización CDG retrasado, mayor brazo de acción con el canard: Disminuimos S, W y D Ahorro de superficie horizontal: 10 m 2 menor que la del A-320 ALA BAJA No discontinuidad en cabina de pasajeros En aterrizaje absorbe mejor las cargas Menor refuerzo del fuselaje, menor W Aumenta el efecto suelo: Aterrizaje más suave y confortable

VENTAJAS DISEÑO 15 SPARROW MOTORES EN COLA POR ENCIMA DEL ALA Generan succión que acelera corriente extradós Aumenta L Retrasa entrada en pérdida Aprox. centrados: Ante fallo de motor, menor asimetría Distancia ala-suelo menor: Tren de aterrizaje más corto No succionan suciedad en pista ESTABILIZADORES VERTICALES EN PUNTAS DEL ALA Ahorro de superficie vertical total (se combinan con winglets) Estela motor no le afecta

DISEÑO INTERIOR 16 SPARROW DISTRIBUCIÓN DE PASAJEROS Primera clase. Seat pitch 36 (12 asientos en tres filas) Clase turista. Seat pitch 32 (138 asientos en 23 filas) 150 pasajeros en total Cotas en milímetros

DISEÑO INTERIOR 17 SPARROW DISTRIBUCIÓN DE PASAJEROS SPARROW (150 pasajeros) DISTRIBUCIÓN DE PASAJEROS A-320 (155 pasajeros)

DISEÑO INTERIOR 18 SPARROW CONFIGURACIÓN DE ALTA DENSIDAD Clase única con seat pitch 30 Capacidad para 29 filas con 6 asientos cada una 174 pasajeros en total

19 DISEÑO INTERIOR SPARROW SECCIÓN FRONTAL SPARROW VS BOEING-737

DISEÑO INTERIOR 20 SPARROW SALIDAS DE EMERGENCIA 2 salidas Tipo A a cada lado del fuselaje 2 salidas Tipo III a cada lado del fuselaje Capacidad de evacuación 290 personas

DISEÑO INTERIOR 21 SPARROW ASEOS, DESPENSAS Y COCINA 2 aseos (uno en la parte delantera y otro en la trasera) ~ 2 m 2 Despensa en el morro Cocina en la cola

DISEÑO INTERIOR 22 SPARROW

CAPACIDAD DE CARGA 23 BAHÍA DE CARGA RFP: Capacidad > 7.5 ft 3 /pasajero (> 1125 ft 3 ) Capacidad bodega Sparrow ~ 3130 ft 3 Clase única (174 pax) ~ 18 ft 3 /pax Clase doble (150 pax)~ 21 ft 3 /pax CUMPLIMOS RESTRICCIÓN

AERODINÁMICA David Luque Jiménez Proyecto Final

AERODINÁMICA 25 Geometría de superficies aerodinámicas. Análisis de perfiles. Sustentación alar. Resistencia aerodinámica del avión. Curvas: polar y eficiencia del avión para cada una de las condiciones de vuelo.

GEOMETRÍA DEL ALA 26 Perfiles de tipo supercríticos: Perfil medio del avión B737: BAC 737b. Característica geométricas: Alargamiento: 8.5 Estrechamiento: 0.3 Flecha en c/4: 25º Ángulo diedro: 3º Superficie de referencia: 110m 2 winglets tipo blended.

GEOMETRÍA DEL CANARD 27 Perfil de alta efectividad: NACA 0012. Característica geométricas: Alargamiento: 4 Estrechamiento: 0.5 Flecha en c/4: 25º Superficie de referencia: 20m 2

GEOMETRÍA DEL VERTICAL 28 Perfil de alta efectividad: NACA 0012. Característica geométricas: Alargamiento: 4.5 Estrechamiento: 0.7 Flecha en c/4: 20º Superficie de referencia: 22m 2

ANÁLISIS DE PERFILES 29 Software: DesignFOIL Re=10^7; Altura de crucero; M=0.2

ANÁLISIS DE PERFILES 30 C l,max : 1.6010 C l,alfa : 6.811

ANÁLISIS DE PERFILES 31 C l,max : 1.5240 C l,alfa : 6.818

SUSTENTACIÓN ALAR 32 Se sigue el capítulo 12 de [2] (Raymer). Sustentación alar a partir de parámetros geométricos y de la información de los perfiles. Analizadas todas las configuraciones de vuelo: Crucero Espera Despegue y aterrizaje Reserva

SUSTENTACIÓN ALAR 33 Dispositivos hipersustentadores: Slat en el b.a. y flap de doble ranura en el b.s. C L,max,crucero : 1.3059 C L,max,TO : 2.4732 C L,max,sucia : 2.7448 C L,alfa,espera :5.9608 C L,alfa,crucero :5.5139

RESISTENCIA AERODINÁMICA 34 Component buildup method. Factores de interferencia. Porcentajes de flujo laminar.

RESISTENCIA AERODINÁMICA 35 0.0667 0.0453 0.0166 0.0231 0.0262 0.0216

POLAR DEL AVIÓN 36 Polar parabólica de coeficientes constantes: C D = C D,0 K 1 C L K 2 C L 2 e 0.9147 K1 0.0545 K2 0.0167

EFICIENCIA DEL AVIÓN 37 En crucero: E max =18.43 para un ángulo de 6º

ESTRUCTURAS Mª Isabel Jurado Molina Proyecto Final

DESGLOSE DE PESOS 39 PESO EN VACÍO PESO MÁXIMO AL DESPEGUE OPERATIONAL EMPTY WEIGHT PESO COMBUSTIBLE PESO CARGA DE PAGO MÁXIMA (174 pax) 30735 kg 78465 kg 31134 Kg 27994 kg 19337 kg PESO MÁXIMO (Kg) PASAJEROS SPARROW 1 78465 174 SPARROW 2 75352,5 150 A320 75500 150 B737-800 B 79015 162

PESO ESTRUCTURAL 40 ALA VERTICAL CANARD FUSELAJE TREN ATERRIZAJE GÓNDOLA TOTAL 4068,8 kg 1055,2 kg 1935,8 kg 6410,7 kg 2049,1 kg 542,8 kg 16062,3 kg

PESO DE LOS EQUIPOS 41 S. COMBUSTIBLE 465,275 MOTOR 114,61 F.C.S. 1523,12 HIDRÁULICO Y NEUMÁTICO INSTRUMENTOS Y AVIÓNICA 64,58 958,62 ELÉCTRICO 662,185 AIRE ACONDICIONADO 854,84 OXÍGENO 60,5 APU 346,35 TOTAL 5050,08 Kg

MATERIALES COMPUESTOS. 42 REDUCCIÓN DEL PESO Reducción del peso debido al empleo de materiales compuestos ALA: Fibra de carbono + epoxy. CANARD Y VERTICAL: carbono + aramida + epoxy FUSELAJE: paneles GLARE (fibra de vidrio + matriz metálica). GÓNDOLA: carbono + epoxy Se ha reducido el peso en: 1912 kg que representa un porcentaje con respecto al peso total de la aeronave: 2,44 %

43 REFUERZOS. SEGURIDAD ESTRUCTURAL. Refuerzo encastre ala fuselaje Aumento de las costillas en el cajón central del ala Re y reducción de la separación de las cuadernas en el fuselaje. Refuerzo motor fuselaje Aumento de las costillas del canard. Refuerzo encastre canard fuselaje Aumento de las costillas en la zona central. Refuerzo sujeción tren de aterrizaje Refuerzo de la unión. Refuerzo unión superficie vertical y ala. Se ha incrementado el peso debido a los refuerzos para seguridad estructural en: 384,1 kg

DISPOSICIÓN DE LOS 44 EQUIPOS Y CABLEADO. La localización de los equipos atiende a aspectos geométricos: Espacio disponible para la colocación de los equipos dentro de la aeronave. Aspectos de estabilidad. Centro de gravedad total de la aeronave dentro del margen estático.

LOCALIZACIÓN DE LOS 45 TANQUES DE COMBUSTIBLE El centro de gravedad del combustible viene impuesto por el departamento de estabilidad. Se ha considerado la colocación de dos depósitos adelantados de combustible para adelantar su centro de gravedad a 27,4 metros del morro. Depósito en las alas 26 m^3 Depósitos auxiliares 8 m^3

CENTRO DE GRAVEDAD DE LAS 46 PARTES ESTRUCTURALES

ANÁLISIS DEL CENTRO DE 47 GRAVEDAD EN EL EJE X. COMBUSTIBLE CARGA DE PAGO CENTRO DE GRAVEDAD AVIÓN SI SI 27,34 m SI NO 27,54 m NO SI 27,63 m NO NO 27,28 m Sparrow cumple los requisitos de estabilidad estática longitudinal en cualquier configuración de vuelo, de acuerdo a los valores de combustible y carga de pago máximos. (Departamento de Estabilidad).

CENTRO DE GRAVEDAD SEGÚN 48 EL EJE VERTICAL. INERCIAS. La localización del centro de gravedad en Z se ha estimado de acuerdo a la configuración de ala baja, canard elevado y motores lo más cercano posible al centro de gravedad vertical. C. d. g. Z (Con combustible) - 0,92 m C. d. g. Z (Sin combustible) - 0,53 m kg m^2 Ixx Iyy Izz Ixz Ixy Izy INERCIAS 8,01 10 4 6,06 10 6 5,98 10 6-1,52 10 5 0 0

ESTABILIDAD Y CONTROL Elías Plaza Alonso Proyecto Final

INTRODUCCIÓN 50 El objetivo fundamental es el diseño de los elementos de estabilidad y control. Dos tipos de requisitos de diseño: criterios de optimización y criterios de estabilidad. Sistemas de referencia usados: Ejes Estabilidad (CdG; x, y, z) Ejes Estabilidad secundarios (CdG; x2, y2, z 2 ) Ejes Geométricos (Inicio fuselaje; X, Y, Z) Sistemas de unidades: Sistema Internacional- derivado. Excepciones: algunos resultados angulares.

Estabilidad Longitudinal: 51 Modelo Z δ c Canard móvil Ala retrasada i c i w X α Hipótesis: Condiciones de crucero. Ángulo de ataque pequeño. El momento de cabeceo que produce el empuje es nulo (la línea de empuje se ha dispuesto a la altura del centro de gravedad) Contribución a la sustentación del fuselaje despreciable frente a la del ala. Relación de presiones dinámicas de qc/q = 0.95. Despreciamos downwash del canard sobre ala (debido a su mayor altura y a la amplia separación existente entre ambos).

Estabilidad Longitudinal: 52 Procedimiento de Diseño Criterios de diseño: Minimizar peso Minimizar resistencia Minimizar ángulo de ataque Volar entorno a máxima eficiencia Observación: Necesidad de lastre 1º) Programación no lineal: -Objetivo: min {S c, W lastre } - Variables: S c Xcg Xcg combustible Xcg carga W lastre Posición del ala - Restricciones: SM Є [10%, 20%] 2º) Proceso iterativo: - Objetivo: min {C Di, α ala - α óptimo } - Variables: i c i w - Restricciones: C M0 >0 Limitaciones en las variables: Dpto. Estructuras Dpto. Diseño Dpto. Aerodinámica Solución de Compromiso

Estabilidad Longitudinal: 53 Resultados de Diseño metros 20 15 10 5 0 Ala: Posición (más adel)= 27 m i_ala = 1.2º Centros de gravedad: Avión: 27.4123 m Combustible: 27.4131 m Carga de pago: 24.2125 m -5-10 0-15 Lastre: 23380.8273 N -20 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 metros 27 27.5 28 28.5 metros Centro aerodinámico: 28.2 m

Derivadas de estabilidad 54 longitudinales Coeficientes de fuerza según eje x: C Dα = 0.24395 C Du = 0.069522 C Dδc = 0.33193 C Tx1 = -0.047031 C Txu = 0.11045 C. Momento según eje y: Coeficientes de fuerza según eje z: C L0 = 0.23049 C L α = 6.3233 C L δ c = 0.69091 C L α _dot = -4.7773 C Lq = 9.504 C Lu = 0.89121 NOTAS: Para uso en radianes. Estimación para peso medio en crucero, y CdG de diseño

Criterios de Estabilidad Estática 55 Longitudinal 0.8 0.6 0.4 Estabilidad Longitudinal Estabilidad sin trimar δ c Estabilidad en trimado con Peso Max " con carga de pago completa y 0% Fuel " sin carga de pago y 100% Fuel " sin carga de pago y 0% Fuel 0.2 CM 0-0.2-0.4-0.6 C Mα < 0 C M0 > 0-0.8-0.5-0.4-0.3-0.2-0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 α

ANÁLISIS: Margen estático 56 SM en función del CdG 0.2 0.18 CG para SM=20% CG para SM=10% CG para SM=15% CG sin Fuel, con Carga CG con Fuel, con Carga CG sin Fuel, sin Carga CG con Fuel, sin Carga Margen Estático 0.16 0.14 0.12 0.1 27.4 27.45 27.5 27.55 27.6 27.65 27.7 27.75 27.8 Centro de Gravedad (m)

ANÁLISIS Trimado: 57 Variación con peso y velocidad Ángulo de ataque Variación de AoA con peso, con carga de pago completa a diferentes velocidades 8 7 AoA (grados) 6 5 4 3 2 189 m/s 199 209 219 229 239 (crucero) 249 259 269 279 289 1 0 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8 peso (N) x 10 5

ANÁLISIS Trimado: 58 Variación con peso y velocidad Deflexión del canard Variación de δ c con peso, con carga de pago completa a diferentes velocidades 2.5 2 δ c (grados) 1.5 1 0.5 0 189 m/s 199 209 219 229 239 (crucero) 249 259 269 279 289-0.5 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8 peso (N) x 10 5

ANÁLISIS: Resultados de la 59 optimización Resistencia inducida 0.035 0.03 CDi con carga de pago completa CDi sin carga de pago Evolución de la resistencia inducida 0.025 CDi 0.02 0.015 α ala (grados) 6 5.5 5 4.5 4 3.5 3 2.5 2 Comparación AoA del ala con el óptimo α ala con carga de pago α sin carga de pago ala α ala óptimo 0.01 0.005 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8 peso (N) x 10 5 Comparativa ángulos de ataque de trimado para el ala y el óptimo de la misma 1.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8 peso(n) x 10 5

Estabilidad Lateral- Direccional: 60 Modelo Hipótesis: Alabeo l x La línea de empuje es paralela al eje longitudinal (por diseño). β En configuración y condiciones normales, el avión es simétrico. Relación de presiones dinámicas de qv/q = 0.95. Despreciamos sidewash sobre las derivas verticales. Guiñada n X Fuerza lateral Y y

Estabilidad Lateral- Direccional: 61 Procedimiento de Diseño Criterios de diseño: Minimizar peso Minimizar resistencia Minimizar tamaño de las superficies de control (actuadores) Restricciones Estabilidad lateral y direccional. Trimado con deflexiones no superiores al max. 1º) Proceso iterativo variando la superficie total vertical. - Objetivo: min {S vt } 2º) Proceso iterativo variando la longitud de alerón. - Objetivo: min {L alerón } 3º) Proceso iterativo variando la superficie de timón dirección. - Objetivo: min {S rudder }

Estabilidad Longitudinal: 62 Resultados de Diseño 30 35 40 Alerones (para semiala): S _2_alerones = 12.2019 m 2 L aleron = 2.9 m c aleron /c ala = 26 % Distancia del inicio del alerón desde eje longitudinal = 12.0889 m Timón de dirección (para una deriva): S _2_rudders = 6.6 m 2 L _rudder = 4.7 m c _timón /c _ala = 31.9149 % metros 5 4.5 4 3.5 3 2.5 2 1.5 1 0.5 Representación de una Deriva Vertical CA deriva vertical 0 0 1 2 3 4 metros

Derivadas de estabilidad 63 lateral-direccionales Coeficientes de fuerza según eje y: C Y_0 = 0 C Y_β = -1.1637 C Y_δa = 0 C Y_ δ r = 0.49003 C Y_p = -1.9527 C Y_r = 0.43307 Coeficientes de momento según eje x: C l_0 = 0 C l_ β = -0.16561 C l_ δ a = 0.13459 C l_ δ r = 0.025641 C l_p = -0.53956 C l_r = 0.13785 C. Momento según eje z: Criterios de estabilidad estática: Cn β > 0 (lateral) Cl β < 0 (direccional) NOTAS: Para uso en radianes. Estimación para peso medio en crucero, y CdG de diseño

ANÁLISIS: Fallo de Motor (OEI) 64 25 20 15 δa δr ϕ Deflexión alerón ante fallo de motor solución posición límite permitida límite de pérdida Deflexión timón dirección ante fallo de motor 25 solución 20 posición límite permitida límite de pérdida 15 5 4 3 Alabeo ante fallo de motor solución límite permitido 10 10 2 5 5 1 grados 0-5 grados 0-5 grados 0-1 -10-10 -2-15 -15-3 -20-20 -4-25 3 4 5 6 7 8 peso (N) x 10 5-25 3 4 5 6 7 8 peso (N) x 10 5-5 3 4 5 6 7 8 peso (N) x 10 5 Trimado lateral muy por debajo del límite. Tener en cuenta el pequeño brazo existente entre motor y centro longitudinal.

ANÁLISIS: Resbalamiento 15º 65 25 δa δr ϕ Deflexión alerón ante resbalamiento 15º Deflexión timón dirección ante resbalamiento 15º Alabeo ante resbalamiento 15º 25 15 20 20 15 15 10 10 10 5 5 5 grados 0-5 -10 solución posición límite permitida límite de pérdida grados 0-5 -10 solución posición idónea límite de pérdida grados 0-5 solución límite permitido -15-15 -10-20 -20-25 3 4 5 6 7 8 peso (N) x 10 5-25 3 4 5 6 7 8 peso (N) x 10 5-15 2 4 6 8 peso (N) x 10 5 Deflexión de alerón se mantiene por debajo de los límites. Deflexión de timón de dirección cercana al máximo.

ANÁLISIS: Viraje 66 Condiciones de viraje: velocidad de 69.45 m/s, factor carga n=1.2, alabeo de 33º. Resultados: β = 0.191 º, δa= -0.71º, δr = -0.42º. Debido a la gran potencia de las superficies de control (exigencia de la condición de vuelo con resbalamiento), su deflexión en las condiciones del viraje impuestas es muy pequeña.

Estabilidad Dinámica. 67 ANÁLISIS: estabilidad

Estabilidad Dinámica. 68 ANÁLISIS: modos de vuelo 0 NOTA: los requerimientos son según FAR 25, aeronave de clase II y Categoría -5000 B. Dinámica longitudinal: -10000 5 Modo 4 fugoide: -0.0008 +/- 0.0650 i 3 2ζ = 0.0130, T = 96.7295 s. 1 0Estable, aunque polo muy cerca del eje imaginario. 2 1Requerimientos: no se establecen. 0 Modo corto-periodo: -0.1405 +/- 1.0986 i -1-2 ζ = 0.1268, T = 5.7193 s. 20 10 Estable. 0-10Requerimientos: algo por debajo del mínimo (ζ=0.2). Amplitude To: Out(1) To: Out(2) To: Out(3) To: Out(4) Step Response -20 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 Time (sec)

Estabilidad Dinámica. 69 ANÁLISIS: modos de vuelo Dinámica 4 x lateral-direccional: 108 From: In(1) 2 Modo balanceo holandés: -0.0757 +/- 2.0705 i. To: Out(1) 0-2 ζ x 10= 0.0365, T = 3.0346 s 5 4 2 Estable. To: Out(2) 0-2 -4Requerimientos: cumplidos (ζ > 0). 2 x 107 Modo roll : -14.4362 Amplitude To: Out(3) 0 τ = 0.0693 s. -2 x 10 8 4 Estable. To: Out(4) 2 0 Requerimientos: no se establecen. -2-4 10 Modo x espiral: 0.0031 109 To: Out(5) 5 Inestable, aunque polo muy cerca del cero. 0 Step Response From: In(2) 0Requerimientos: 500 1000 1500 2000 2500 3000 no 3500 se 4000 establecen. 4500 Time (sec) 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500

Conclusiones 70 Diseño optimizado (se ha reducido la superficie de estabilizadores comparativamente con otros aviones de su categoría). Optimización en condiciones de crucero (baja resistencia inducida, vuelo en el entorno de L/D máximo) Estable estáticamente (longitudinal-lateral-direccionalmente). Propiedades anti-stall gracias al canard. Estabilidad dinámica no depurada. Recomendaciones: Sistema de Control S.A.S. (Stability Augmentation System) especialmente para corregir el modo espiral.

PROPULSIÓN Y ACTUACIONES Noelia Medina Zamora Proyecto Final

MOTOR CFM-56 7B27 Empuje (N) 72 Motor fijado previamente Empuje máximo por motor (se han instalado 2): 117000 N 2.5 x 105 Empuje 2 motores CFM-56 frente a Mach, palanca = 1 2 1.5 1 Consumo (Kg/min) 400 350 300 250 200 150 Consumo 2 motores CFM-56 frente a Mach, palanca = 1 Altura = 0 ft Altura = 1500 ft Altura = 15000 ft Altura = 25000 ft Altura = 35000 ft Altura = 50000 ft 0.5 100 0 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 Mach 50 0 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 Mach Empuje y consumo frente a Mach de vuelo a diferentes alturas con palanca al má

MOTOR CFM-56 7B27 73 Empuje y consumo frente a Mach de vuelo para diferentes posiciones de palanca, para altitud de crucero Empuje (N) 8 x 104 Empuje 2 motores CFM-56 frente a Mach, altura = 35000 ft 7 6 5 4 3 2 1 Consumo (Kg/min) 120 100 80 60 40 20 Consumo 2 motores CFM-56 frente a Mach, altura = 35000 ft Palanca = 0.1 Palanca = 0.5 Palanca = 0.6 Palanca = 0.7 Palanca = 0.8 Palanca = 0.9 Palanca = 1 0 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 Mach 0 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 Mach

FRACCIONES DE 74 COMBUSTIBLE SUBIDA 3 M=0.78 SUBIDA 2 30000 ft VTAS=330kt SUBIDA s 1 VTAS=250 kts 10000 ft SUBIDA 0 ft 0 1500 ft CRUCER O M=0.78 35000 ft Distribución consumo combustible DESCEN SO CRUCERO RESERVA M=0.78 25000 ft SUBIDA RESERV A 1500 ft DESCENSO RESERVA ESPER A 0 ft ATERRIZAJ E W X / W 0 = 0.6632 W fuel =27994 kg (con ahorro 27142 kg)

CURVA T/W vs W/S 75 Curvas referidas a condiciones de despegue Se asume en todos los tramos atmósfera ISA+15

76 ELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO Curvas limitantes 0.34 0.33 0.32 0.31 0.3 T 0 /W 0 0.29 0.28 0.27 0.26 W 0 /S= 6600 Pa T sl /W 0 = 0.26 0.25 0.24 5000 5200 5400 5600 5800 6000 6200 6400 6600 W 0 /S en N/m 2 S despegue =117 m 2 S ref =110 m 2 y 7 m 2 disp. hipersustentadores despeg

ANÁLISIS DEL DESPEGUE 77 Tiempo Total: 9min+24.6seg Distancia Total: 1862 m Consumo Total: 307.6 kg RODADURA NIVELADA Tiempo: 18 seg Distancia: 1340m Consumo: 72.2 TAXI kg Tiempo: 5 min Consumo: 110.6 kg CALENTEMIEN TO MOTORES Tiempo: 4 min Consumo: 93.4 RODADURA LIBRE Tiempo: 3 seg Distancia: 235m Consumo: 12 kg Ángulo de subida γ: 7.48 º TRANSICIÓN Tiempo: 2.9 seg Distancia: 222m Consumo: 11.5kg SUBIDA Tiempo: 0.7 seg Distancia: 65m Consumo: 2.6 kg

ANÁLISIS DEL ATERRIZAJE 78 APROXIMACIÓ N Tiempo: 3.4 seg Distancia: 236m Consumo: 1.3kg FLARE Tiempo: 1.7 seg Distancia: 115m Consumo: 0.7kg RODADURA LIBRE Tiempo: 3 seg Distancia: 185m Consumo: 1.2kg Tiempo Total: 13.1seg+10min Distancia Total: 849 m Consumo Total: 244.2kg RODADURA CON FRENOS Tiempo: 5 seg Distancia: 313m Consumo:7.9k g TAXI Tiempo: 5 min Consumo:119.7 kg MOTORES RALENTÍ Tiempo: 5 min Consumo: 113.4kg

ANÁLISIS DE LA SUBIDA 79 Subida 0 De 35 ft a 1500 ft con velocidad 1.3Vstall Distancia recorrida: 2.5 km Tiempo empleado: 0.3minutos Subida 1 De 1500 ft a 1500 ft con velocidad 250 knots Distancia recorrida: 16.9 km Tiempo empleado: 2.2 minutos Subida 2 De 10000 ft a 30000 ft con velocidad 330 knots Distancia recorrida: 70.3 km Tiempo empleado: 6.9 minutos TOTAL 120.5 km 11.5 minutos Consumo:1584kg Subida 3

ANÁLISIS POR SEGMENTOS 80 Fase W i /W i-1 Despegue 0.9961 Combusti ble gastado (kg) Distancia (km) 307 1.9 Tiempo (min) 24.6 seg + 9 min Subida 0.9759 1584 120.5 11.5 Crucero 0.7257 21001 4843 337.6 Descenso 0.9917 459 209.5 27.9 Espera 0.9823 940 125 30 Aterrizaje 0.9953 244 0.8 13.1 seg +10 min

ANÁLISIS POR SEGMENTOS 81 VUELO AL AEROPUERTO ALTERNATIVO FASE TIEMPO (minutos) DISTANCIA (km) COMBUSTIBLE CONSUMIDO (kg) Subida 5.5 42.9 805 Crucero 12.4 185.2 695 Descenso 21.6 171.8 390 TOTAL 39.5 399.9 1890 Añadir 6% de combustible de reserva para imprevistos

82 Fuerza (N) Fuerza (N) 3.5 3 2.5 2 1.5 1 0.5 EMPUJE DISPONIBLE-EMPUJE NECESARIO 4 x 105 Empuje necesario vs disponible, W = 78157 Kg, h = 35 ft Empuje disponible (T) Empuje necesario (D) V stall 0 0 50 100 150 200 250 300 350 V TAS (m/s) 3 x 105 Empuje necesario vs disponible, W = 77663 Kg, h = 10000 ft Empuje disponible (T) Empuje necesario (D) 2.5 V stall 2 1.5 1 0.5 0 0 50 100 150 200 250 300 350 V (m/s) Subida V stall = 344 km/h V máx = 1076 km/h V subida0 = 388 km/h Fuerza (N) V stall = 352 km/h V máx = 1073 km/h V subida1 = 463km/h V stall = 400 km/h V máx = 1051 km/h V subida2 = 611km/h Fuerza (N) V stall = 562 km/h V máx = 960 km/h V subida3 = 879 km/h 3.5 x 105 Empuje necesario vs disponible, W = 78083 Kg, h = 1500 ft Empuje disponible (T) Empuje necesario (D) 3 V stall 2.5 2 1.5 1 0.5 0 0 50 100 150 200 250 300 350 V TAS (m/s) 13 x 104 Empuje necesario vs disponible, W = 76789 Kg, h = 30000 ft 12 Empuje disponible (T) Empuje necesario (D) 11 V stall 10 9 8 7 6 5 4 3 50 100 150 200 250 300 V (m/s)

83 EMPUJE DISPONIBLE-EMPUJE NECESARIO Crucero Fuerza (N) 11 x Empuje 104 necesario vs disponible, W = 76573 Kg, h = 35000 ft 10 9 8 7 6 5 4 3 Palanca = 0.4 Palanca = 0.5 Palanca = 0.6 Palanca = 0.7 Palanca = 0.8 Palanca = 0.9 Palanca = 1 Para palanca 0.8 V stall = 153 m/s (618 km/h) V máx = 253 m/s (910 km/h) V subida0 = 239 m/s (861 km/h) Para palanca 1 V stall = 172 m/s (618 km/h) V máx = 260 m/s (935 km/h, M=0.847) 2 100 150 200 250 300 V TAS (m/s)

OPTIMIZACIÓN CRUCERO 84 Mayor fracción W i /W i-1 menor consumo combustible Altura de crucero (ft) 4.5 x 0.7 104 0.71 4 3.5 3 0.72 0.73 0.74 Fracción W i /W i-1 0.76 0.75 0.72 0.74 0 0.73 0 0. 0. 0. 0 0.68 2.5 0.6 0.65 0.7 0.75 0.8 Mach de crucero Fracción de combustible W i /W i-1 0.78 0.77 0.76 0.75 0.74 0.73 0.72 Fracción W i /W i-1 0.6 0.65 0.7 0.75 0.8 Mach de crucero Crucero más económico (W i /W i-1 =0.77) h=35000 ft, M=0.69

DIAGRAMA V-n 85 Factores de carga límite +2.5-1 Factores de carga último +3.75-1.5

DIAGRAMA CARGA DE PAGO- 86 ALCANCE MTOW = 78465 kg OEW = 31134 kg MPL=19336 kg MFW=33000 kg A B C ALCANCE Configuración A: 6137 km Configuración B: 7394 km Configuración C: 8334 km 150 pasajeros: PL =16670 kg Alcance: 6800 km

COMPROBACIÓN DE 87 REQUISITOS Distancia Despegue Distancia Aterrizaje RESULTADO SPARROW REQUISITO RFP CUMPLIDO? 1862 m < 2133.6 m 1365.5 m (849 m sin factor seguridad) < 1402.1 m Velocidad aproximación 69.1158 m/s < 69.4499 m/s Techo 51955 ft > 43000 ft Alcance misión estándar 5312 km > 5185.6 km Alcance aeropuerto SPARROW cumple 399.9 km todos los requisitos > 370.4 kmimpuestos alternativo

VENTAJAS ACTUACIONES 88 SPARROW SPARROW A320 (configuración 174 pax) (configuración 150 pax) Alcance estándar 5312km+399.9km 5185 km Capacidad combustible 26.6 m 3 24.2 m 3 Velocidad máxima M=0.847 M=0.82 Distancia despegue 1862 m 1960 m Distancia aterrizaje 1365 m AVIÓN NO CONVENCIONAL 1490 m Reducción en el SFC de 2.5% Misma misión con ahorro de 852 kg combustible Reducción en emisiones NO x del 16% Reducción emisiones C0 2 del 2%

REFERENCIAS 89 [1] Diapositivas de clase de Cálculo de Aviones, Sergio Esteban Roncero [2] Aircraft design: A conceptual approach de Daniel P. Raymer [3] Jane s All the world s aircraft. [4] Synthesis of subsonic airplane design. Torenbeek. [5] Aircraft Design. Roskam. [6] www.airbus.com [7] www.boeing.com [8] Performance, stability, dynamics and control of airplanes. Bandu N. Pamadi. [9] Aircraft control and simulation. B. L. Stevens y F. L. Lewis. [10] Sistemas de control moderno. R. C. Dorf y R. H. Bishop.

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