Departamento de Diseño

DISEÑODiseños Preliminares

DISEÑOPrimeras Innovaciones

DISEÑO

150 pasajeros en dos clases

Especificaciones

DISEÑO

Capacidad para 168 personas en una sola  clase

DISEÑO

•

Longitud 40 metros•

Anchura fuselaje 4.25 metros

Dimensionamiento General

•

Altura 4.45 metros•

Envergadura 35 metros

DISEÑO

•

Cabina: 9 costillas y 4 largueros•

Fuselaje: 39 costillas y 6 largueros

•

Ala: 46 costillas y 3 largueros

Diseño Estructural

•

Cono de cola: 10 costillas y 4 largueros•

Est.Horiz.: 25 costillas y 2 largueros

•

Est. Verticales: 8 costillas y 2 largueros

DISEÑOGW‐01

Departamento de Estructuras

ESTRUCTURAS: PESOS

Componente Peso (kg)

Planta de potencia 5432.816

Estructuras 16141,697

sistemas 11005.017

ESTRUCTURAS: PESOSESTRUCTURAS (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 951,931API 1235,3624

Oxígeno 110,31308

APU 620,5146

Mobiliario 3642,0158

Otros 2271,29

ESTRUCTURAS: PESOSEstudio de materiales:

Materiales Densidad (gm/cc) E (GPa) Límiterotura (MPa)

Al 2.8 76 530aleac Ti

(Ti-6Al-4V)4.4 114 990

fibras densidad(gr/cc)

módulo elástico (GPa)

Móduloelásticoespecifico

resistenciatracción (Mpa)

resistenciatracciónespecifica

alargamientomáximo(%)

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

•Materiales tradicionales:

• Materiales compuestos:

ESTRUCTURAS: PESOSFactores de corrección para materiales compuestos:

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

MaterialTradicional

Fibra

ESTRUCTURAS: PESOSAplicación de materiales compuestos: Estructuras

Componente Reducción ( %) Peso lb Peso kgAla  10 11530 5269,21Estabilizador horizontal  85 930,008 425,01374Estabilizador vertical 90 735,1235 335,95144Fuselaje 20 12380 5657,66Góndolas 75 430,1791 196,59185

Provoca una reducción de unos   2246.4923

kgs   en la parte estructural

ESTRUCTURAS: PESOSRefuerzos 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

No incluidos Peso (kg)

Carga de pago 16794.75

Combustible 27000

Tripulación 500

WTO = 75.810,1923 kg

Componente Peso (kg)

Planta de potencia 5432.816Estructuras 15077.8445sistemas 11004.9189

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

PRIMERAS ESTIMACIONES  AERODINÁMICAS

First Order Sizing

Initial Sizing

32,17=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

cruceroDL

20=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

esperaDL

30DCAeq

SW π=

AeqSW

SWqCD

LD

π1

10 +

=

feref

wetD C

SSC =0

726,15=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

cruceroDL

159,18=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

esperaDL

SELECCIÓN DE PERFILES  AERODINÁMICOS I

NACA 64AXXX PARA EL ALA

SELECCIÓN DE PERFILES  AERODINÁMICOS II

SELECCIÓN DE PERFILES  AERODINÁMICOS III

SELECCIÓN DE PERFILES  AERODINÁMICOS IV

NACA 64A210:

-Cl0

=0,187

-Cm0

=-0,041

-Clα

=6,646

-Clmax

=1,18

SELECCIÓN DE PERFILES  AERODINÁMICOS V

NACA 0012 PARA LA COLA:

Clmax=1,5

Clα=6,81

Cl0=Cm=0

SUSTENTACIÓN‐

CLα

=4,3587.‐

CL0

=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).‐

CL0

=0,384. (en configuración sucia haciendo uso de doubleslottedflapy leadingedgeslat).

‐

CLmax

=0,9625. (en configuración limpia)‐

CLmax

=3,1

RESISTENCIA AERODINÁMICA: POLAR I

Coeficientes de resistencia parásita (ComponetBuildupMethod), CD0:‐Crucero: 0,0151‐Subida: 0,0146‐Autonomía: 0,0144‐Despegue: 0,0538‐Aterrizaje: 0,0583

Resistencia inducida:

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 10.55

0.6

0.65

0.7

0.75

0.8

0.85

0.9

0.95

1

1.05

lambda

e

0.850.25

eλ==

1 0.03597kAeπ

= =

max1 21.454

2 DO

EkC

= =

20D D LC C kC= +

RESISTENCIA AERODINÁMICA:  POLAR II

POLAR MEJORADA: 

Corrección por el número de Mach:

20 1 2D D L LC C k C k C= + −

1

2 1 min2 0.0216l

k kk k C== =

0

1

2

0.0230.0660.0396

DCkk

=

==

Departamento de Estabilidad

OBJETIVOEstabilidad: Propiedad de los sistemas mecánicos, por la que el sistema 

vuelve al estado de equilibrio después de haber sidodesplazado de él. 

Control: Capacidad de controlar y direccionar la aeronave

¿Qué

habremos de realizar para ello?

Equilibrado de fuerzas aerodiámicas y gravitatoriasPosicionamiento del grupo alar, buscando la estabilidad.

Estabilidad longitudinal TrimadoEstabilidad Lateral‐direccional

Vuelo asimétricoViraje estacionario Fallo motor (OEI)     

EQUILIBRADO DE FUERZAS  AERODINAMICAS Y 

GRAVITATORIASCambio de pesos de los diferentes componentes estructurales debido al mayor porcentaje de Materiales CompuestosMargen estático del 20%Posición de las alas

Xcgw (Rev II)=28.3 metros    Xcgw(Rev III)=25.6 metrosXcgw(Final)=23.1 metros

Posición del CGXcgw(Rev II)=27.42 metrosXcgw(RevIII)=25 metros              Xcgw(Final)=22.8 metros

Interacción con estructuras para posicionar el CG requeridoObjetivo de adelanto de grupo alar superado, siendo estable.

VUELO EQUILIBRADO “Trimado”

Inicio CruceroMitad CruceroFinal 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

•Final del Cruceroiw

=1ºIt

= ‐0.5º

Lw

WLt

VUELO EQUILIBRADO “Trimado”

Durante el aterrizaje‐

Aumento de Clalpha en torno a un 10%‐

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 horizontalSh=25 m2

Superficie de elevadoresSe=10 m2

Superficie estabilizador verticalSv=22 m2

(11 m2

por plano) 

Superficie timón de direcciónSr= 8 m2     

(4 m2 por plano)

AleronesLa=6.8 metros            Sa=5.3 m2            

(por alerón)

VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral‐Direccional

VUELO ASIMETRICO CON RESBALAMIENTO DE 15º

REVISION IIIDeflexión alerones

δa=13.5°Deflexión timón de dirección

δr=11.4°Angulo de balance

ϕ=0.5°

REVISION FINALDeflexión alerones

δa=10.4°Deflexión timón de dirección

δr=10.9°Angulo de balance

ϕ=0.7°

Aumento de brazo Disminución de deflexionesAumento de brazo Disminución de deflexiones

VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral‐Direccional

VUELO CON VIRAJE ESTACIONARIO

Φ

Factor de carga n=1.2Angulo de viraje 

ϕ=33.6°REVISION III

Deflexión aleronesδa=4.11°

Deflexión timónde dirección   

δr=7.8°

REVISION FINAL•Deflexión aleronesδa=2.1°•Deflexión timón

de dirección   δr=1.5°•Angulo de Resbalamientoβ = 0º

VUELO EQUILIBRADO Estabilidad Lateral‐Direccional

FALLO DE MOTOR (OEI)

•Distancia de los motores al plano de simetríaDm=1.5 m•Ángulos de Toe-Up y Toe-Down despreciables

δr=0.25°

-Angulo deflexión de timón de dirección

-Angulo de deflexión de alerones

δa=0.17°

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

SOLUCIÓN ACTUAL

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

Vc VdVaVs

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.