Ley Orgánica de Misiones, Grandes Misiones y Micromisiones - Notilogia
ESTUDIO PROPULSIVO DE LAS MISIONES DE UNA AERONAVE …labprop.dmt.upm.es/ljuste/Lec_01_ESTUDIO...
Transcript of ESTUDIO PROPULSIVO DE LAS MISIONES DE UNA AERONAVE …labprop.dmt.upm.es/ljuste/Lec_01_ESTUDIO...
ESTUDIO PROPULSIVO DE LAS MISIONES
DE UNA AERONAVE
Referencias:
Jack D. Mattingly, William H. Heiser y David T. Pratt, “Aircraft Engine Design Second Edition
Lloyd R. Jenkinson , James F. Marchman “Aircraft Design Projects for engineering students”
Butterworth-Heinemann, Linacre House, Jordan Hill, Oxford OX2 8DP, 200 Wheeler Road, Burlington MA 01803
Copyright © 2003, Elsevier Science Ltd.
Jose Luis Montañes, Motores de Reacción, Apuntes ETSIA
http://aristoteles.gate.upm.es/moodle/course/view.php?id=142 Necesidades propulsivas
El estudio propulsivo de las misiones de una aeronave forma parte del proceso de diseño del avión
Proceso complejo
Y la primera fase de ese proceso complejo incluye:
los requerimientos propulsivos de la aeronave
Y además forma parte de la secuencia de
diseño de la planta propulsiva :
En el diseño del avión interviene la propulsión
El análisis de misión y restricciones es una de las primeras fases del proceso de diseño del motor
WTO Y TSL
TSL/WTO
Y
WTO/S
Estimación inicial de pesos
En las fase inicial del proyecto de un avión “Initial sizing” es necesario conocer los requerimientos propulsivos
Análisis de misión Definir la misión
“Request for proposal”
NECESARIO PARA DIMENSIONAR EL MOTOR
Performance statement
(baseline version with 80 PAX and fuel):
Cruise speed = M0.85
Cruise altitude = 36 000 ft
Initial cruise altitude climb rate = 300 fpm
Take-off distance = 1790m (5870 ft)
Balanced field length = 1720m (5670 ft)
Second segment climb gradient = 0.033
Approach speed = 125 kt
Landing distance = 1594m (5225 ft)
Performance
General Atmosphere max. ISA+20◦C to 11 km (36 065 5 ft)
min. ISA −20◦C to 1.5km (4920 ft)
Flight missions – see separate tables
Max. operating speed, Vmo = 450 kt @ SL (clean)
Vmo = 180 kt @ SL (u/c and flaps down)
Turning Max. sustained g @ SL = 4.0
Max. sustained g @ FL250 = 2.0
Max. sustained turn rate @ SL = 14◦/sMax. instantaneous turn rate @ SL = 18◦/sField Approach speed = 100 kt (SL/ISA)
TO and landing ground runs = 610m (2000 ft)
Cross-wind capability = 25 kt (30 kt desirable)
Canopy open to 40 kt
Nose wheel steering
Miscellaneous Service ceiling > 12.2 km (40 000 ft)
Climb – 7 min SL to FL250
(note: one flight level, FL = 100 ft)
Descent – 5 min FL250 to FL20 (15◦ max. nose down)
Ferry range = 1000nm (2000nm (with ext. tanks))
Inverted flight = 60 s
El proyecto del avión y del motor empieza por :Request for proposal
Misiones típicas
46 (apéndice)
Es común mostrar los limites de la
restricción en una gráfico del tipo:
PERFORMANCE AND CONSTRAINT ANALYSIS (ANÁLISIS DE RESTRICCIONES
DESIGN MOTIVATION (¿que información da el análisis de resticciones?)
At a specified aircraft flight condition and configuration, the aircraft must demonstrate a
performance no less than a specified value (e.g. climb gradient better than 0.024 with an engine
failed on take-off with aircraft at max. weight).
The specified values are known as constraints. For most aircraft projects there are several
constraints related to field performance (e.g. take-off, climb, balanced field length, stall speed,
landing characteristics) and several linked to other mission segments (e.g. minimum cruise speed,
climb rates/times, turn rates, specific excess power, loiter speed, dash speed, etc.). Each aircraft
project will have a different set of such constraints.
The design process known as constraint analysis is
used to assess the relative significance of these
constraints and their influence on the
aircraft configuration…...
Y en las necesidades propulsivas de la aeronave
Aircraft designers use the analysis method
called constraint analysis to narrow down
the choices and help them focus on the most
promising concepts. Constraint analysis
calculates ranges of values for an aircraft
concept’s takeoff wing loading, WTO / S,
and takeoff thrust loading or takeoff
thrust-to-weight ratio, TSL / WTO , which will
allow the design to meet specific
performance requirements. In many cases,
constraint analysis will eliminate some
aircraft concepts from further consideration.
In other instances, constraint analysis will
identify two conflicting design requirements
which no single aircraft configuration can
satisfy.
En resumen, se utiliza para :
y además para:
Conclusión: Estudio propulsivo de las misiones de una aeronave
- Sustentación, L
- Peso, W
- Resistencia, D+R
- Empuje, T
Planteamiento del problema
Una aeronave de masa M, en vuelo con una velocidad horizontal V, está sometida a un sistema de fuerzas.
Suponiendo que el vuelo se está realizando en el plano del papel, las fuerzas de dicho sistema serán
Si la sustentación está equilibrando el peso aparente del avión (L = nW), y el empuje y resistencia tienen la
misma dirección que la velocidad, el trabajo realizado por las fuerzas de resistencia y empuje debe ser igual a la
variación de la energía mecánica del avión (potencial + cinética)
(n : factor de carga)
R : otras resistencias no incluidas en la polar del avión
Dividiendo por dt y usando el peso del avión W = Mg
212 0T D R dr d Mgh MV
2
00
2
Vdh W dT D R V W
dt g dt
Ecuación que nos dice
en que se invierte el
trabajo de la fuerza
propulsiva
2 212. . . .
2e
P E K E mgh mV Vz h
W W g
0 ( ) 1 ( . . . .)avail requiredP P V T D R d P E K E
W W W dt
Llamando ze al nivel energético o nivel de energía del avión
Y Ps, potencia específica por unidad de peso a su derivada temporal
2
0
2
es
dz VdP h
dt dt g
La teoría fundamental sobre la cual esta basado el análisis de restricciones
conlleva la manipulación del estado de energía (cinético y potencial) del
avión y sus relación con el exceso de potencia disponible Ps
( )sP T D R W V donde W Mg
El exceso de potencia puede ser usado para ascender (dh/dt) o acelerar
((V/g)[dV/dt] el avión separadamente o en combinación
0
0
s
s
P vueloequilibrado
P vuelonoequilibrado
2( ) . . . .
2
avail required es
P P dzV T D d P E K E d VP h
W W dt W dt dt g
( ) es
dzV T D dh V dVP
W dt g dt dt
Resumen
Como se ha mencionado, la metodología del análisis de restricciones esta basado en la
modificación de la ecuación del exceso de potencia específica.
Los valores de empuje de motor y peso del avión, son valores instantáneos. Refiriendo los valores
instantáneos a sus valores en despegue
T = Tsl , W = Wto .
depende de / sl y de Mach
es la fracción de peso en cada restricción (en cada fase de la misión)
Expresar la ecuación de exceso de potencia en función de la carga alar:
Usando las relaciones aerodinámicas
2 2 2 *
1 2 0 0 1 2 0 0
1( ) ( )
2D L L D L L DD C qS K C K C C qS M K C K C C P S
ejemplos
0
2 2 2 *
0 0 0 0 0 0
22 2to to to toL
W W n RT W W SL nW n n nC
qS qS q S V S PV S M P
2( )
2
V T D d Vh
W dt g
Buscamos TSL/WTO =f (WTO/S), para cada restricción, para cada fase de la misión.
Obtención de la expresión genérica de la restricción
(Polar genérica del avión)
2 2
1 2 0
1 .
2
sl to toD
to to
T W WqS n n R d VK K C h
W W q S q S qS V dt g
Sustituyendo
Resultado típico :
¿Qué necesitamos para resolver la ecuación?
( )
( )
( )
( )
Fricción rozamiento fluido cuerpoorigenviscoso
Forma integral dela presiónResistencia aerodinámica
Onda integral dela presiónorigen potencial
Inducida variación del ángulo deataque
FORMA : LA VISCOSIDAD MODIFICA LA DISTRIBUCIÓN DE PRESIONES (DESPRENDIMIENTOS)
INDUCIDA : MODIFICACIÓN DEL ANGULO DE ATAQUE POR LA VELOCIDAD INDUCIDA POR LOS
TORBELLINOS DE LA ESTELA
DE ONDA : VELOCIDAD TRANSONICA O SUPERSONICA
Recordatorio :Tipos de resistencia aerodinámica:
CD = f(CL, M, Re, configuración)
POLAR DEL AVION
Drag = Zero-Lift Drag + Lift-Dependent Drag + Compressibility Drag
Drag = Skin Friction Drag + Viscous Pressure Drag + Inviscid (Vortex) Drag + Wave Drag(Desprendimiento)
CD = CDo + k CL2
Cdo coeficiente de resistencia sin sustentación,
función del numero Mach y Re
k parámetro de resistencia inducida unitaria
kCL2 resistencia inducida por la sustentación
2
1
:
1 1.02 2
w
f
k A
A alargamiento alar
A b S
factor deeficiencia
Subsónico c A
Influencia de M0 en la polar
Valores típicos de L/D
Recordatorio: Variación de la resistencia y L/D con la velocidad y la geometría
Valores típicos de L/D max.
Tendencias de L/D
Otra cuestión:
Modelos de empujePara desarrollar los estudios preliminares de las misiones es necesario
el conocimiento de comportamiento del empuje máximo (a) y del
consumo específico (CE) de los sistemas propulsivos
Variaciones típicas de consumo y fuerza propulsiva para varios sistemas
Y modelo de atmosfera
Ejemplos típicos de (T/W)TO y carga alar de diseño (aviones pasajeros y carga)
100 lb/ft2 = 4.788 kPa
Valores típicos
para aviones de
transporte entre
3 y 7 kPa
Valores típicos
de 0.2-0.3
Ejemplos típicos diseño (aviones militares)
100 lb/ft2 = 4.788 kPa
Valores típicos
de 0.6 a 1.2 Valores típicos de 1-3 kPa
Diagramas Ps
01 2- - -sl to D
s
toto
T W CP V K K
WW q S
q S
2
1
2
1
e
e
ze
zs
dzt dt
P
Se puede ver el tiempo de subida desde una energía
inferior a otra superior
Tiempo mínimo: para cada ze, donde Ps es máximo
Líneas ze constante
Una vez elegido el empuje/peso al despegue y la carga alar, es fácil
obtener el exceso en potencia específica, Ps ¿para que?
Y dibujar los mapas Ps (líneas Ps constante) en
un grafico altitud – velocidad, para el avión en
concreto (vuelo rectílineo y uniforme)
Una vez elegido el empuje/peso al despegue y la carga alar, es fácil obtener el exceso en potencia
específica, Ps
Al aumentar n, aumenta L, la resitencia inducida y la potencia requerida
A B
a
b
cde
f
g
For the aircraft whose Ps diagrams are depicted in Figures A and B:
a. What is the aircraft’s maximum 1-g level flight speed and the altitude at which it
occurs?
The maximum speed occurs at the point where the Ps = 0 contour the farthest to the
right. On Figure A this is V = 1200 knots at h = 45,000 ft.
b. What is the aircraft’s maximum zoom altitude?
The maximum zoom altitude is the maximum energy height line touched by the Ps =
0 contour. On Figure A this is He = hzoom = 110,000 ft.
c. What is the aircraft’s best rate of climb at sea level and the velocity at which it
occurs?
The best rate of climb at sea level occurs where Ps is maximum. . On Figure A this is
at approximately 530 knots at sea level, and the maximum rate of climb is greater
than 800 ft/s or 48,000 ft/min.
d. What is this aircraft’s minimum level flight speed at sea level, and what causes this
limit?
The minimum level flight speed at sea level is depicted on Figure A as the
aerodynamic limit line, which means the minimum speed is limited by stall, buffet, or
maximum useable angle-of-attack. The speed depicted on Figure A is
approximately 120 knots
El diagrama Ps vale para determinar limites del avión
e. What is this aircraft’s maximum level flight speed at sea level, and what causes this
limit?
The maximum level flight speed at sea level is depicted on Figure A as the q limit
line, which means the maximum speed is limited by the maximum dynamic pressure
which the aircraft structure can sustain. The speed depicted on Figure A is 800
knots. In reality, this limit could be due to engine inlet limitations, aircraft skin
temperature limits, or even just the fact that the aircraft has not been flight tested
beyond this limit.
f. What is the maximum altitude at which this aircraft can sustain a 5-g turn, and at
what speed does it occur?
The maximum altitude at which this aircraft can sustain n = 5 is the highest point on
the Ps = 0 contour on Figure B. This point is at h = 32,000 ft and V = 670 knots.
g. What is the maximum speed at which this aircraft can sustain a 5-g turn, and at what
altitude does it occur?
The maximum speed at which this aircraft can sustain n = 5 is the farthest right point
on the Ps = 0 contour on Figure B. This point is at h = 17,000 ft and V = 820 knots.
Insufficient thrust prevents sustaining 5 gs at a higher speed
Una vez fijado TSL/WTO Dimensionado del avión
Peso al despegue
para conocer el peso al despegue, para obtener el
empuje necesario del motor
Valores típicos
Ejemplos típicos
Ejemplos típicos
1 lb = 0.4535 kg
1 lb = 0.4535 kg
>
f f
E
dW dMdWg gc gC T
dt dt dt
E
dW TgC dt
W W
T
Wdt
T
W
dt
dsds
T
WVds ,
Dos Casos:
PS > 0
Empuje aplicado
Cambio de altura
Cambio de velocidad
2
2 ,
1 1
e
Vd h
g dzT TVdt ds
W W u u
u = (D+R)/T.
Para conocer el peso al despegue es necesario conocer el peso de fuel. (realizar la misión)
La velocidad con que una aeronave pierde peso debido al consumo de combustible es
u representa la distribución del trabajo de la fuerza propulsiva entre
disipación (D+R) y variar el nivel energético
Ecuación
de Potencia
T/W se obtiene de la
ecuación de
potencia
2
1 2 1
E Ee
gC gCdW Vd h dz
W V u g V u
2
exp exp1 2 1
f E Ee
i
W gC gCVh z
W V u g V u
PS = 0
Conocimiento del espacio o tiempo involucrados en la misión
exp expf E
E
i
W CD R D RgC t g s
W W V W
ze es constante y u es igual a uno
T = D+R.
f f
E
dW dMdWg gc gC T
dt dt dt
Análisis de misión: realzar la misión
completa para determinar el “Peso de
combustible” = suma del combustible
gastado en las distintas fases de la
misión
1
TO E PL F
E PL F
TO TO TO
W W W W
W W W
W W W
CorrelacionesRequest
for
proposal
Misión
Volvemos a la misión:
0
exp1
S
f Ee
i
P
W gCz
W V u
0
exp
S
f E
i
P
W C D Rg s
W V W
3 12 4
11 2 3 2 1
1
1 ............ 1 1N N NF
NTO N N TO
PLTO
E
N TO
W W W WW W W
W W W W W W W
WW
W
W
Podemos expresar el gasto de combustible diferencial dWF
eEF E sl e sl
s s
dzCdW gT C dt gT dz gT
P f
ss
E
Pf
C
De la ecuación anterior se puede obtener el
consumo de combustible, WF 1-2 , necesario para
ir de un nivel energético ze1 a otro superior ze2
2
1 21
2
1
e
e
ze
F F slz
s
dzW dW gT
f
Líneas fs constante
Que nos permite ver el camino de
subida para mínimo consumo de
combustible
EJEMPLO
ENVUELTAS
Ejemplo de “Request for proposal (muy simplificada)” MISIÓN TÍPICA
Avión para combate aéreo
Especificación de la Misión:
El avión llevará dos Misiles de
Interceptación Aérea (AIM) "Sidewinder"
(9Ls), dos Misiles Aire-Aire de Medio
Radio de Acción (AMRAAM) y un cañón
de 25 mm. Será capaz de realizar la
siguiente misión específica:
Perfil de la Misión por Fases
Fase Descripción
1 - 2 Calentamiento y despegue, campo situado a una altitud presión de 2000 ft con una temperatura ambiente de 100 ºF. Se permite
combustible para 5 min a ralentí y 1 min a régimen militar para calentamiento. La distancia para la carrera de despegue más 3 s de
rotación debe ser 1500 ft, sobre terrero seco, superficie dura ( to = 0,05) y Vto = 1,2 Vstall.
2 - 3 Acelerar hasta la velocidad de ascensión. Ascender con régimen militar en el mínimo tiempo hasta la condición de mejor número de
Mach de crucero y mejor altitud (BCM/BCA).
3 - 4 Ascender en crucero subsónico con la condición anterior (BCM/BCA) hasta conseguir un radio de acción total para ascensión y crucero
de 150 n. mi.
4 - 5 Descender a 30000 ft. No se contabilizará ni radio de acción, ni tiempo, ni consumo de combustible en esta fase.
5 - 6 Realizar una espera de Patrulla de Combate Aéreo (CAP) por 20 min a 30000 ft y número de Mach para mínimo gasto de combustible.
6 - 7 Penetración Supersónica a 30000 ft y M0 = 1,5 a la arena de combate. La penetración se realizará en supercrucero a régimen militar, si
ello es posible.
7 - 8 El Combate se modela de la siguiente forma:
* Lanzar 2 AMRAAMs
* Realizar un giro de 360º, sostenido a 5g a 30000ft, M0 = 1,6
* Realizar dos giros de 360º, sostenidos a 5g a 30000 ft, M0 = 0,9
* Acelerar de M0 = 0,8 a M0 = 1,6 a 30000 ft con régimen máximo
* Lanzar 2 AIM-9Ls y la mitad de la munición
No se contabilizará radio de acción para las maniobras de combate. Las condiciones al final del combate serán M0 = 1,5 y 30000 ft.
8 - 9 Escape, a M0 = 1,5 y 30000 ft durante 25 n. mi. Se realizará en supercrucero a régimen militar, si es posible.
9 - 10 Usando régimen militar, ascender en tiempo mínimo hasta la condición BCM/BCA. ( Si la altura energética excede esta condición, se
podrá usar una maniobra de energía constante. No se contabilizará radio de acción para esta la ascensión.)
10 - 11 Ascender en crucero subsónico con la condición BCM/BCA hasta un radio de acción desde el final del combate de 150 n. mi.
11 - 12 Descender a 10000 ft. No se contabilizará ni radio de acción, ni tiempo, ni consumo de combustible en esta fase.
12 - 13 Espera de 20 min a 10000 ft y número de Mach de mínimo gasto de combustible.
13 - 14 Descenso y aterrizaje, campo situado a una altura presión de 2000 ft, temperatura ambiente 100 ºF. La distancia para 3 s de rodadura
libre y frenado debe ser 1500 ft, sobre superficie seca ( B = 0,18), VTD = 1,15 Vstall.
Excepto el despegue y aterrizaje, todos los
cálculos de actuaciones se realizarán para
un dia "standard", sin viento.
régimen militar: régimen máximo sin
postcombustor.
régimen máximo: régimen máximo con
postcombustor
Esto es un breve resumen
Se especifica todo, aceleraciones,
velocidades ascensionales, factores de
carga, giros, pesos, etc
Característica Requisito
Carga de Pago 2 misiles AMRAAM
2 misiles AIM-9L
500 cartuchos de 25 mm
Distancia de despegue A 1500 ft
Distancia de aterizaje B 1500 ft
Máximo número de Mach C 2,0 M / 40 kft
Supercrucero D 1,5 M / 30 kft
Aceleración 0,8 1,6 M / 30 kft, t 50 s
Nivel de g sostenidos n 5 a 0,9 M / 30 kft
n 5 a 1,6 M / 30 kft
Requisitos de las Actuaciones:
Go back
Despegue y aterrizaje
Descenso
y
Aterrizaje
A ) Recorrido en el aire :
a.1) aproximación final
a.2) Redondeo
B) Rodadura en el suelo:
b.1) rodadura con el tren principal en el suelo
b.2) rodadura con todas las ruedas en el suelo
Go back
PS = 0
PS = 0
PS = 0
Go back
Contornos Ps
O no tiene T suficiente y no
puede pasar de Ps = 0, o
Esta limitado por otros
factores
Tipos de Vuelos:
Tipos de vuelo característicos. Estos tipos de vuelo serán parte de las fases y segmentos en que se dividirán las
misiones realizadas por las aeronaves.
* Vuelo horizontal, rectilíneo y uniforme:
dV/dt = 0 ,dh/dt = 0 , n = 1 (L = W), R = 0 .( datos h y V)
* Ascensión a velocidad ascensional constante:
dV/dt = 0 ,dh/dt = cte , n = 1 (L = W), R = 0 ( datos h, dh/dt,V)
V se obtíene de q, q se obtiene de L = WTO
* Vuelo horizontal con aceleración constante:
dV/dt = cte ,dh/dt = 0 , n = 1 (L = W), R = 0 .(datos h, Vf, Vi, t)
* Giro horizontal a velocidad constante:
dV/dt = 0 ,dh/dt = 0 , n > 1 (L > W), R = 0 (datos h, v, n)
n se puede obtener en función de V y radio de giro, ó V y .
* Despegue:
dh/dt = 0 .
* Aterrizaje:
dh/dt = 0 , a <= 0 .
2 2
1 2 0
1 .
2
sl to toD
to to
T W WqS n n R d VK K C h
W W q S q S qS V dt g
CONSTRAINT ANALYSIS EXAMPLE:
Consider the multi-role fighter design requirements from Table 1.2 and the aerodynamic model for the F-16
developed in Chapter 4. Performance requirements:
Combat Turn (max AB): 9.0g sustained @ 5,000 ft/M=0.9
Combat Turn (max AB): 4.0g sustained @ 20,000 ft/M=1.8
Takeoff & Braking Distance: sTO = sL = 2000 ft
Example Constraint Analysis: F-16 Combat Turnh = 20,000 ft M = 0.9 a = 1096.9 ft/s = 1.4
n = 4 V = 987.2 ft/s = 0.002048 slug/ft3
CDo = 0.0243 k1 = 0.121 q = 997.9 lb/ft2 = 0.8
T
W
q C
WS
kn
q
W
S
C
WS
k n
q
W
S
SL
TO
D
TO
TO D
TO
TOo o
1
2
1
2
Wto/S (psf) 40 50 60 70 80
Tsl/Wto 0.61 0.57 0.56 .56 0.57
Example Constraint Analysis: F-16 Supersonic Combat Turn
h = 20,000 ft M = 1.2 = 1036.9 ft/s = 0.98
n = 4 V = 1,244 ft/s = 0.001267 slug/ft3
CDo = 0.0412 k1 = 0.169 q = 980.8 lb/ft2 = 0.8
Wto/S (psf) 40 50 60 70 80
Tsl/Wto 1.09 0.90 0.79 .71 0.65
Example Constraint Analysis: F-16 Takeoff
h = 0 ft
CLmaxTO = 1.27
= 1.105
= 1.0
Wto/S (psf) 40 50 60 70 80
Tsl/Wto .26 .32 .39 .45 .52
21.44 ( / )/
MAX
TOSL TO
SL L TO
W ST W
gC s
Example Constraint Analysis: F-16 Landing
h = 0 ft CLmaxLnd = 1.43 = 0.5 = 1.0 = 1.0
1.44( / )
( / )MAX
land
SL L
W Ss
gC F W
/ /F W T W
21.44 ( / )/
MAX
TOSL TO
SL L land
W ST W
gC s
Con inversor de Empuje
0.7
2
1
1.69
1.69
maxL
max o b b
L L L VTOL
L
L L D L L TO
TO
s C g D W LWW
S S W
s C g qS C k C C W
W
Sin inversor de empuje :¡ No aparece TSL!
Constraint Diagram for F-16 Example
Aterrizaje con inversor de empuje
ANEXO Polar parabólica
Polar típica
ANEXO
Polar parabólica (utilizada en el desarrollo teórico [Jack D. Mattingly, William H. Heiser y David T.
Pratt, “Aircraft Engine Design Second Edition)] 22
min min' ''D D L L LC C K C K C C
K’ es la resistencia inducida no viscosa
K’’ es la resistencia inducida viscosa2 2
min min min' '' 2 ''D L L L D LC K K C K C C C C
1
2 min
2
0 min min
' ''
2 ''
''
L
D D L
K K K
K K C
C C K C
min0,001 '' 0,03 0,1 0,3LK C
1'
eK
ARAR es el alargamiento entre 7 y 10
e es un factor de eficiencia entre 0,75 y 0,85.
Correlaciones de empuje y consumo específico para los distintos aerorreactores utilizados en la actualidad, que
pueden ser usadas para trabajos preliminares; donde, como es costumbre se utiliza la siguiente nomenclatura
para la atmósfera estándar (día ISA)
0 0 0 0,
0 0 0 0,
( ) / (0) ( ) /
( ) / (0) ( ) /
SL
SL
T h T T h T
P h P P h P
0,
0,
288,15 K
101,325 kPa
SL
SL
T
P
2
0 0 0 0 0, 0
12
0 0 0 0 0, 0
1/ (0) ( ) / 1
2
1( ) / (0) ( ) / 1
2
t t SL
t t SL
T T T h T M
P h P P h P M
Turbofán de alta relación de derivación (M0 < 0,9)
0 0 0
0
0 0 0
0
1
0 0
-1
1 0,49
31 0,49
1,5
(h ) 0,45 0,3
(h ) 1
E
TR M
TRTR M
M
C MC C
C
Turbofán mezclado de baja relación de derivación con postcombustor.
0 0
0
0 0
0
1
0 0
3,51
(h ) 1,6 0,3E
TR
TRTR
C M
Correlaciones de empuje y consumo específico
Potencia Militar (PC apagado, dry)
0 0
0
0 0
0
1
0 0
0,6
3,80,6 1
(h ) 0,9 0,3E
TR
TRTR
C M
Potencia Máxima (PC encendido, wet)
0 0 0 0
0
0 0 0 0
0
1
0 0
1 0,3 1 0,1
1,51 0,3 1 0,1
(h ) 1,5 0,23E
TR M
TRTR M
C M
0 0 0
0
0 0 0
0 0
1
0 0
0,8 1 0,16
240,8 1 0,16
9
(h ) 1,1 0,3E
TR M
TRTR M
M
C M
Turborreactor
Potencia Máxima (PC encendido, wet) Potencia Militar (PC apagado, dry)
Turbohélice avanzado
0 0
1 4
0 0 0
1 4 0
0 0 0
0
1
0 0
0,1
1 0,96 1
31 0,96 1
8,13 0,1
(h ) 0,18 0,8E
M
TR M
TRTR M
M
C M
¿Cuestiones?
Ejercicio
Calcular el exceso de potencia específica y la relación empuje/peso que tiene que tener un avión comercial para
que en condiciones de crucero: M0 = 0,85; a = 11000 m (T0 = 216,65 K; P0 = 22,6345 kPa) tenga la capacidad de
obtener una velocidad ascensional de 300 ft/min con el 95% del peso máximo de despegue ( = 0,95).
Utilice valores típicos de polares parabólicas y de Wto/S para resolver el problema.
La potencia específica en exceso, Ps, es:2
0
2s
VdP h
dt
En nuestro caso, como queremos tener una velocidad ascensional (Va = dh/dt) de 300 ft/min con una condición
de crucero (V0 = cte),
300ft/min 1,524m/ss a
dhP V
dt
El empuje tendrá que ser el suficiente para vencer la resistencia y tener la capacidad ascensional exigida. Como
el trabajo de las fuerzas externas debe ser igual a la variación de energía mecánica, se tiene, después de
adimensionalizar adecuadamente [expresión (3) del capítulo 4 de los apuntes] y aplicar a nuestro caso
0
aVT D
W W V
donde T/W es la relación empuje/peso solicitada.
Necesitamos D/W para calcular T/W
La resistencia, D, será igual a la presión dinámica por la carga alar y por el coeficiente de resistencia CD
2 22 20 0 0 0 0
0 0 0 0
0
1 1
2 2 2 2D D to D D
to to
P P M P MS S WD V SC RT M SC W C C
RT W W
La expresión anterior permite obtener D/W en función de parámetros conocidos ( , P0, M0, ), de la carga alar
Wto/S y del coeficiente de resistencia CD.
La polar parabólica da el coeficiente de resistencia en función del coeficiente de sustentación. Según polares
parabólicas típicas, encontramos que valores típicos de L/D en crucero están entre 15 y 20. Por consiguiente, una
relación típica entre los coeficientes de sustentación y resistencia estaría entre 15 y 20.
Según la figura 2 del capítulo 4 de los apuntes, la carga alar típica de aviones de transporte subsónico, está entre
80 y 200 lb/ft2 (3,8 y 9,5 kPa)
Como nos piden, vamos a seleccionar para nuestro cálculo, los siguientes valores
18
7 kPa
L
D
to
C
C
W
S
Fijamos Valores Típicos
El coeficiente de sustentación, será el suficiente para sustentar el peso del avión
22 0 0
0 0
2
0 0
1
2 2
2
L L
to
toL
P M S WL W V SC W C W
W
WC
P M S
Sustituyendo los valores dados y seleccionados, se tiene
0,581 0,0323L DC C
La resistencia/peso será2
0 0 0,05552
D
to
P MD SC
W W
Finalmente, según la expresión (1), el empuje/peso solicitado será
0 0
1,520,0555 0,0555 0,0616
250,82
aVT
W M RT
Para conocer D necesitamos conocer CD, para conocer CD necesitamos CL, para conocer CL necesitamos L
Anexos
Go back
ATMOSPHERIC MODEL NEUTRAL ATMOSPHERE
• Turbo sphere (0 ~ 120Km) is well mixed (78% N2, 21% O2)
•Troposphere (0 ~ 10Km) warmed by earth as heated by sun
•Stratosphere (10 ~ 50 Km) heated from above by absorption of UV by 03
• Mesosphere (50 ~ 90Km) heated by radiation from stratosphere, cooled
by radiation into space
•Thermosphere (90 ~ 600Km) very sensitive to solar cycle, heated by
absorption of EUV.
• Neutral atmosphere varies with season and time of day
Atmosfera ISA S/L
0
1000
6.50
0 0
0
6.51
1000
6.511000 1
1000
st st
g
R
st st
st
st st
Th m
T T
Ph h m
P T
P T
P T
0
1000
6.50
0 0
0
6.51 11
6.511000 20000 1 11 exp 11000
6.51 11
st st
g
R
st st
st
st
st st
T
T T
P gh h m
P TR
T
P T
P T
Atmósfera Estandard
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
0 5000 10000 15000 20000
altitud (m)
teta
delta
sigma
Go back