Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de...

Pablo García BlancasEnrique J. Muñoz MairelesJosé

Antonio Rodríguez MosqueroJosé

Javier Calderón MarínJuan Jesús Calvino PalaciosJuan Miguel Barragán Asián

Diseño

Diseño1º

Rev

Diseño

1º

Rev 2º

Rev

3º

RevEntrega Final

Diseño

Aerodinámica

Perfiles seleccionados

NACA 1412-64 GU25-5(11) modificado (1% curvatura)

PERFIL ALA PERFIL CANARD

Perfiles sencillos Fácil fabricación

Cumplen requisitos requeridos

Característica Canard: GU25-5(11)8 modificado (1% curvatura) Ala: NACA1412-62

Cl0 0.13 0.12

Clα

[rad-1] 7.204 6.821

Clmax 0.878 1.68

αmax

[deg] 11 15

Cm0 -0.0275 -0.025

Curvas sustentación 3D

Característica Ala Canard Avión

CL0,clean 0.108 0.0773 0.1264

CL0,dirty 0.734 0.0773 0.7533

CLα

[rad-1] 6.188 4.4305 7.2403

CLmax,clean 1.428 0.395 1.5218

CLmax,dirty 2.428 0.395 2.5218

Aerodinámica

-2 0 2 4 6 8 10-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

alpha

CL

Curvas de sustentación del ala y del perfil

Perfil del AlaAla

-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

Ángulo de ataque

CL

Curva de sustentación del avión

Sin FlapsCon flaps

CL,perfil = 0.12 + 6.82 * α

CL,ala

= 0.108 + 6.108 * α

CL,avion,clean

= 0.126 + 7.24 * α

CL,ala

= 0.734 + 7.24 * α

Dibujo en planta del ala

Dibujo en planta del canard

Aerodinámica

Polar parabólica de coeficiente constante

0 0.5 1 1.5 2 2.50

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

Coeficiente de sustentación

Coe

ficie

nte

de re

sist

enci

a

subidacruceroAutonomiadespegue

Cd = Cd0

+ 0.04* CL2

Despegue/Aterrizaje Subida Crucero Espera

Cd0 0.0313 0.0149 0.0143 0.0148

Polar parabólica de coeficientes constantes

Cd = Cd0

+ 0.04* CL2

–

0.004* CL

Cd0

hallado con superficie proporcionada por CATIA S=10.325 m2

Segmento de vueloVelocidad

(m/s)Mach Cd0 CLopt Emax

Despegue/Aterrizaje 22 0.05 0.0284 0.835 15.8

Subida 48.75 0.15 0.0150 0.611 22.14

Crucero 72.22 0.22 0.0144 0.597 22.693

Espera 51.38 0.15 0.0149 0.609 22.21

Aerodinámica

0 0.5 1 1.5 2 2.50

5

10

15

20

25

CL

efic

ienc

ia


0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

0.14

Coeficiente de sustentación

Coe

ficie

nte

de re

sist

enci

a


Cd = Cd0

+ 0.04* CL2

–

0.004* CL

Emáx

=22.7

CL,ópt

=0.6

CL,máx

=1.428

EstructurasDesglose de Pesos:

1. Método CESSNA: para aviones pequeños, de actuaciones moderadas y con velocidades por debajo de 200 kts.

2. Método USAF: para pequeños aviones utilitarios con actuaciones de hasta 300 knts.

3. Método TORENBEEK: ecuaciones válidas para aviones ligeros con pesos al despegue por debajo de 5.500 kg.

Ponderación

Estimación de pesos de los componentes:

EstructurasAgrupación de Componentes:

1.

Grupo de Estructuras: ala, canard, fuselaje, tren de aterrizaje (morro y principal), endplates. Se incluyen la hélice y el eje de transmisión.

2.

Grupo de Planta Motora: motor instalado.

3.

Grupo de Equipamiento (RFP): sistemas de control y aviónica, sistema eléctrico, sistema hidráulico, sistema de aire acondicionado y mobiliario.

EstructurasGrupo de Estructuras:

•Materiales:

Ala, canard y endplate: 95 % de composite y 5% de aluminio

Para tren de aterrizaje se opta por acero de alta dureza (mayores cargas en los aterrizajes).

Fuselaje: estructura monocasco de composite.

Hélice: composite (aviones similares)

Eje de transmisión: acero.

Grupo de Estructuras:

•Refuerzos en los encastres entre ala-fuselaje, canard-fuselaje, endplate-ala y fuselaje-tren de aterrizaje con un aumento de peso de 10% de la estimación de peso en la zona de refuerzo.

•Total del grupo de estructuras: 238,56 kg.


Ala:

Canard:

Endplate:

Fuselaje:

EstructurasEstructura Interna

Estructuras

•Motor Fijado: ROTAX 914-UL-DCDI

Weight

Engine with Carburetors 141.1lbs / 64.0Kg

Exhaust System 8.8lbs / 4.0Kg

Air Filter 0.4lbs / 0.2Kg

Liquid Radiator 2.2lbs / 1.0Kg

Oil Radiator 1.1lbs / 0.5Kg

Engine truss assembly 4.4lbs / 2.0Kg

Regulator-Rectifier 0.2 lbs / 0.1Kg

Electric Fuel Pumps 1.5lbs / 0.7Kg

External Alternator 6.6lbs / 3.0Kg

Installed Weight 166.4lbs / 75.5Kg

Weight/Power Ratio 1.45lbs/HP / 0.88Kg/KW

Grupo Planta Motora:

Peso total del grupo planta motora: 75,5 kg.

EstructurasGrupo de Equipamiento a bordo:

•

Configuración estándar mínima (vuelo en VFR según la FAA) dictada por RFP: indicador de velocidad, altímetro, sistema de luces, antena VHF….etc.• Sistema de control y aviónica

Pantalla TFT en cockpit

• Peso total del equipamiento a bordo: 36,61kg.

EstructurasPesos de despegue, peso de combustible y carga de pago:

Peso en vacío es la suma total de los pesos parciales anteriores:

WE =238,56+75,5+36,61=350,57kg

Peso de combustible: es un valor proporcionado por el departamento de propulsión y actuaciones:

WFUEL =70 kg

Peso de carga de pago: se especifica en el RFP un piloto y pasajero (opcional) a razón de 90 kg cada uno:

WPAYLOAD =180 kg

Peso de despegue: es la suma de los anteriores:

WTAKE OFF =350,57+70+180=600,57 kg

EstructurasResumen de pesos:

El peso total de despegue cumple lo que dicta el RFP (600 kg).

Elección de materiales buscando el menor peso.

Importancia relativa de cada una de las partes estructurales y componente:

EstructurasCentro de Gravedad:

•

Diferentes posibilidades: presencia o no de pasajero y especial atención al consumo de combustible (envolvente del cdg).

•

Ajuste de peso (se implica a departamento de diseño) para situar el cdg en lo que requiere departamento de control, Xcg=2.95m medido desde el morro para tener suficiente margen estático

•Equilibrio de momentos de todos los pesos calculados anteriormente con sus respectivos brazos respecto a un punto de referencia situado a 0.54m del morro.

•Valores del centro de gravedad (cdg):

•Presencia de pasajero: Xcg=2.95m.

•No presencia de pasajero: Xcg=2.98m

•Estudio de consumo de combustible: un tanque trasero; o dos: uno delantero y otro trasero.

EstructurasCentro de Gravedad con un tanque trasero:

La idea es tener el tanque de combustible muy cerca del valor inicial que requiere control para que el consumo de combustible no afecte a su posición.

Se sitúa el tanque detrás del asiento del pasajero (a 3m desde el morro del LSA) según se ha acordado con diseño.

Variación del Xcg desde valor de 3.02m (tanque lleno) a 2.95m (tanque vacío).

Valores que dan suficiente margen estático.

EstructurasCentro de Gravedad con tanque delantero y trasero:

Por motivos de espacio, se opta por dos tanques de combustible:uno tras el asiento del pasajero ( de 50 kg a 2.7m desde el morro) de y otro en la parte delantera (20 kg a 0.25m desde el morro).

Con esta configuración se mantiene el cdg a 2.95m.

El caudal de cada tanque esta relacionado con las siguientes expresiones:

EstructurasCargas Estructurales:

Tren de Aterrizaje: la energía cinética se disipa como deformación del tren.

Cargas mas importantes: peso del ala (constante en todos los segmentos de vuelo) y cargas de peso de combustible (se consume con el desarrollo de la misión).

Otras cargas a tener en cuenta:

Fatiga debido a la zona sónica.

Carga en las uniones ala-fuselaje y ala-canard.

Cargas en la unión con superficies hipersustentadoras.

Golpes en borde ataque

EstructurasTren de Aterrizaje: estudio con departamento de diseño para evitar el

impacto con las hélices en el despegue.

Diagrama T/WDiagrama T/W--W/SW/SW/S seleccionada:

780 [Pa] Cumple

solicitaciones RFP en todo

segmento salvo en despegue

introducción flap Fowler.

Peso total: 600 [Kg.]

Superf. sust. calculada

S=7.65S=7.65 [m2]

SSflapflap

=8.25 =8.25 [m2]

Curva viraje nnmax max ≈≈ 2.4, 2.4, para

una condición de vuelo dada es el

máximo al que se puede realizar

maniobra.

·WWSS =

Actuaciones

Diagrama TDiagrama T--VV

Condiciones de crucero. Velocidad máxima corte empuje requerido-palanca al 100%Curvas para bhp=100, si usamos bhp=115 aumenta velocidad máxima (límite 5min.)Vmax= 330 Km/h (bhp=100) Vmax= 350 Km/h (bhp=115)

Actuaciones

Diagrama PDiagrama P--VV

Diagrama generado para condiciones de crucero.Diagrama útil para ajustar la velocidad de vuelo a partir de la palanca.

Actuaciones

Alcance con pasajero a bordo

1342 Km1342 Km

Alcance con máxima

carga de combustible

3052 Km3052 Km

Diagrama Alcance Diagrama Alcance ––

Carga de pagoCarga de pago

0 500 1000 1500 2000 2500 30000

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100Diagrama Alcance - Carga de pago

Alcance [Km]

Car

ga d

e pa

go [k

g]

Alcance con maxima carga de pagoAlcance con carga de pago nula

Actuaciones

AlcanceAlcance

Alcance con

pasajero a bordo

Alcance con máxima carga de combustible

Actuaciones

Alcance total = 1342 Km.Autonomía total = 5.375.37 horas con 2 pilotos

(11.4 horas máximo

con un piloto)Consumo total de combustible 6060 +10 Kg.

Sobra peso de combustible no accesible y el necesario para calentamiento y movimiento en tierra.

Estudio segmentos de vuelo. Perfil de la misiEstudio segmentos de vuelo. Perfil de la misióón.n.

Distancia: 248 mConsumo: 0.048 Kg.

T/W=0.4963W/S=718 Pa

V=97.2 Km/h.ηp = 0.64 (θ= 16º)

δp = 1.15 (5800 RPM)

Distancia: 16 Km.Consumo: 1.66 Kg.Ángulo subida= 5º

T/W=0.1422W/S=769.33 PaV=148 Km/h

ηp =0.7956(θ= 22º)δp = 0.78 (5000 RPM)

Distancia: 17 Km.Consumo: 1.87 Kg.Ángulo subida= 5º

T/W=0.1474W/S=767.18 PaV=203 Km/h

ηp = 0.84 (θ= 22º)δp = 1.08 (5500 RPM)

Distancia: 1187 KmConsumo: 55 Kg.

T/W=0.06W/S=764-690 Pa

V=260 Km/hηp = 0.844 (θ= 23º)

δp = 0.61 (5400 RPM)

Distancia: 30 KmConsumo: 0.06Kg.Ángulo bajada = 3º

T/W=5.03 e-3W/S=690.45 PaV=157.8 Km/h

ηp = 0.8538 (θ= 45º)δp = 0.35 (1400 RPM)

Distancia: 45 Km.Consumo: 1.5 Kg.

T/W=0.051W/S= 690.38 Pa

V=185 Km/hηp = 0.8538 (θ= 43º)

δp = 0.397 (4000 RPM)Distancia: 21 Km

Consumo: 0.04 Kg.Ángulo bajada = 3º

T/W=5.03 e-3W/S=690.45 Pa

V= 145.87 Km/hηp = 0.824 (θ= 20º)

δp = 0.35 (1400 RPM)

.

Distancia: 20 Km.Consumo: 0.05 Kg.

T/W= 0.048W/S= 689.42 Pa

V=185 Km/hηp = 0.814 (θ= 20º)

δp = 0.335 (4000 RPM)

Distancia: 9 KmConsumo: 0.02 Kg.Ángulo bajada = 3º

T/W=7.75 e-3W/S= 689.42 PaV=138.40 Km/h

ηp = 0.8538 (θ= 42º) δp = 0.35 (1400 RPM)

Distancia: 290.14 mConsumo: 0.0008 Kg.

T/W=9.82 e-3W/S=717.8 Pa

ηp = 0.8732 (θ= 32º) δp = 0.35 (1400 RPM)

Actuaciones

Líneas de ráfaga no limitantes, caen dentro de zona válida.

Factor n mFactor n mááximoximo > 7> 7para determinadas condiciones

de vuelo.

Daños estructurales para ese valor de nn..

Maniobra con n=5 muy brusca.

Diagrama VDiagrama V--NNActuaciones

Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. PP--hh

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100003

3.2

3.4

3.6

3.8

4

4.2

4.4x 104

Altura [m]

Pot

enci

a [W

]

Variación de la potencia con la altura

Actuaciones

Generadas a partir del modelo de motor.

Modelo no realista a alturas elevadas. Poca variación de las variables y el rendimiento ηηp.p.

Curvas generadas con configuración de motor de crucero.

Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. VV--hhActuaciones

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100045

50

55

60

65

70

75

80

Altura [m]

Vel

ocid

ad [m

/s]

Variación de la velocidad de crucero con la altura

ηηpp

Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. EE--hhActuaciones

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000100

150

200

250

300

350

400

450

500

550

600

Altura [m]

Em

puje

[N]

Variación del empuje con la altura

ηηpp

Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. CCEE

--hhActuaciones

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 100000.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2

2.2

2.4

2.6x 10-4

Altura [m]

Con

sum

o es

pecí

fico

[Kg/

N·s

]

Variación del consumo específico con la altura

ηηpp

Curvas en funciCurvas en funcióón de la altura y la velocidad. n de la altura y la velocidad. CCEE

--VVActuaciones

20 30 40 50 60 70 80 900

1

2

3

x 10-4

Velocidad [m/s]

Con

sum

o es

pecí

fico

[Kg/

N·s

]

Variación del consumo específico con la velocidad

ηηpp

Techo teTecho teóóricorico

25 30 35 40 45 50 55 60

300

400

500

600

700

800

900

Velocidad [m/s]

Em

puje

[N]

Rendimiento de la hélice = 0.84

h=5000m

h=6000m

h=7000m

h=9000m

h=8500m

Techo calculado con modelo de motor (8500 m aprox.). Modelo poco exacto, apenas varía rendimiento de la hélice con la altura. Techo donde líneas de mismo color son tangentes.

Actuaciones

25 30 35 40 45 50 55 60

200

300

400

500

600

700

800

900

Velocidad [m/s]

Em

puje

[N]

Techo teórico

Rendimiento de la hélice = 0.3

h=7000m

h=5000m

h=4000m

h=2000m

h=3000m

Techo teTecho teóóricoricoSuponiendo rendimiento = 0.3 para aproximar modelo más realista, el techo en torno a 3000 metros.

Actuaciones

Estabilidad y control

Trimado longitudinal: margen estático del 20 %Incidencia del canard mayor que la del ala

Vuelo de crucero

520 525 530 535 540 545 550 555 560 565 570-0.05

0

0.05

0.1

0.15

0.2

520 525 530 535 540 545 550 555 560 565 570

1.01

1.02

1.03

1.04

1.05

1.06

1.07x 10-3


0 50 100 150 200 250 300 350 400 450-3

-2

-1

0

1

2

3

4

uthetaalfaq

Fugoide

Periodo: 40 sAmortiguamiento: 0.04

Corto periodo

Periodo: 4 sAmortiguamiento: 0.38

Cumple normas MILF-8785C


Maniobras:


Dinámica lateral direccional:

Cumple normas MILF-8785C

0 50 100 150 200-0.2

-0.1

0

0.1

0.2

t [s]β

[rad]

0 50 100 150 200-0.05

0

0.05

t [s]

p [ra

d/s]

0 50 100 150 200-0.01

0

0.01

0.02

0.03

t [s]

r [ra

d/s]

0 50 100 150 200-0.5

0

0.5

1

1.5

t [s]

φ [ra

d]

¿Por qué

debería comprar el Proyecto PEJ4?

•

Por su diseño innovador dentro de su segmento de mercado (HPLSA)

Diseño

¿Por qué


•

Por los avances tecnológicos empleados

(I)–

Vuelo a bajas velocidades•

Superficies hipersustentadoras. Slotted Fowler Flaps •

Configuración Canard.

–

Reducción de pesos•

Uso de materiales compuestos principalmente. •

Aviónica digital.

–

Vuelo de crucero•

Hélice de 3 palas, de diámetro 68”

y de paso variable.•

Configuración tándem de piloto y copiloto•

Tren retráctil.•

Aleta trasera-inferior & Estilización de la parte trasera del fuselaje.•

Canard de incidencia variable. •

Uso de dos tanques de combustibles.

Diseño

¿Por qué


•

Por los avances tecnológicos empleados

(II)–

Vuelo de crucero•

Climatización de la cabina.–

Calefacción. »

Sistema de intercambio de calor con el motor y gases de escape. Con ello se consigue aumentar el rendimiento termodinámico del avión ya que se está

aprovechando energía que normalmente no se usa. »

Sistema de calefacción auxiliar. –

Refrigeración.»

La refrigeración de la cabina, se realiza tomando aire del exterior. En altura de crucero, la temperatura es 20ºC menor que a nivel del mar, según ISA.

»

Sistema de aire acondicionado auxiliar. –

Uso de aislantes térmicos. »

Minimiza pérdidas térmicas con el exterior. –

Aterrizaje•

Freno de disco.•

Tren de morro direccional

Diseño

¿Por qué


•

Por sus magníficas prestaciones

Diseño

RFP Diseño 1 piloto Diseño 2 pilotosALCANCE 1333 Km. 3052 Km.3052 Km. 1341 Km.1341 Km.

RODADURA DESPEGUE

150 m. -- 113 m.113 m.

RODADURA ATERRIZAJE

200 m. -- 114 m.114 m.

FACTOR DE CARGA MAX.

5 / -2 > 7> 7 > 7> 7

PESO EN VACÍO MAX.

450 Kg. 350 Kg.350 Kg. 350 Kg.350 Kg.

PESO MÁXIMO 600 Kg. 600600

Kg. 600600 Kg.

VELOCIDAD MÁXIMA

300-400 Km/h. 350 Km/h.350 Km/h. 310310 Km/h.

GRACIAS POR SU ATENCIGRACIAS POR SU ATENCIÓÓNN

Pablo García Blancas Enrique J. Muñoz Maireles - Universidad de...

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