PROYECTO DUNANTGrupo #2

Alejandro Aliaga Verdugo

Juan Pedro Ayerbe Galisteo

Marc Camblor Chimenos

Araceli García Fuertes

Eric Pula Moreno

Ana Trujillo Vera

CÁLCULO DE AVIONES

Curso 2011/2012

DEPARTAMENTO DE DISEÑO

Ana Trujillo Vera

EVOLUCIÓN DEL DISEÑO

EVOLUCIÓN DEL DISEÑO

� Diseño en servilleta:

� Ala alta

� Estabilizador en H

� Tailbooms

� Alas arriostradas

� Tren de aterrizaje tipo boggie

� Descarga por puerta lateral

� Bimotor

EVOLUCIÓN DEL DISEÑO

� Revisión 2:

Se mantiene diseño a grandes rasgos:

� Fuselaje de sección elíptica

� Ala alta sin estrechamiento

� Tren de aterrizaje fijo

EVOLUCIÓN DEL DISEÑO

� Diseño final:

DISEÑO FINAL

� Características principales:� Ala alta con estrechamiento

� Fuselaje de sección elíptica:� Dmax: 1,65m

� Dmin: 1,35 m

� Estabilizador en H:� Estabilizador vertical con

estrechamiento y flecha

� Alas arriostradas

� Tren de una sola rueda

� Descarga por una sola puerta lateral

� Hélices de tres palas

GEOMETRÍA

GEOMETRÍA

� Vista en alzado:

GEOMETRÍA

� Vista en planta:

GEOMETRÍA

� Vista de perfil:

CONFIGURACIÓN GENERAL

CONFIGURACIÓN GENERAL

� Disposición interior:

CONFIGURACIÓN GENERAL

� Sistema de plegado:

• Sistema que permite rotación en dos sentidos: similar al Icon A5

• Riostras desmontables

¿POR QUÉ NUESTRO DISEÑO?

• Diseño atractivo y versátil

• Fácil carga y descarga

• Verifica requisitos de transporte

DEPARTAMENTO DE AERODINÁMICA

Alejandro Aliaga Verdugo

SELECCIÓN DE PERFILES� Perfil Aerodinámico del Ala:

NACA 2412

Cl0 Clα Clmax Cm0 Cd0 α0L

αSTALL

0.265 6.85 1.6 -0.053 0.0062 -2º 14.5º

SELECCIÓN DE PERFILES� Perfil Aerodinámico de los Estabilizadores de Cola :

� NACA 0012

Cl0 Clα Clmax Cm0 Cd0 α0L

αSTALL

0 6.79 1.5 0 0.0068 0º 14.5º

CARACTERÍSTICAS DEL ALA Y COLA

ALA

AR 7.711

cMEDIA 1.217 m

SW 11.42 m2

b 9.38 m

λ 0.5

EH EV (x2)

AR 1.93 1.04

cMEDIA 1.22 m 0.87 m

SW 3.05 m2 0.78 m2

b 2.5 m 0.9 m

λ 0 0.885

CURVAS DE SUSTENTACIÓN

� Comparativa entre las curvas 2D y 3D: Pivotaje alrededor de α0L

Configuración Limpia: Ala Básica.

* Medido en (1/radianes)

CL0 0.1773

CLα * 5.078

CLMAX 1.44

α0L

-2º

αSTALL

15.25º

CURVAS DE SUSTENTACIÓN� Corrección por Flaps: Fowler Flaps en 70% borde de salida.

Configuración Sucia: Despegue y Aterrizaje.

Despegue(δ=30º)

Aterrizaje (δ=40º)

∆c 15% 25%

CL0 1.0414 1.5953

CLα 5.078 5.078

CLMAX 2.3128 2.3965

α0L

-11.75º -18º

αSTALL

14.35º 9.04º

CLMAXDespegue

CLMAXAterrizaje

2.0239 2.0825

CURVAS DE SUSTENTACIÓN� Curvas de sustentación teóricas para distintas etapas:

CL(α) = CL0 + CLα · α

CARACTERÍSTICAS DE LA COLA� Estabilizadores de Cola CL0 CLα *

EH 0 2.65

EV 0 1.48

* Medido en (1/radianes)

RESISTENCIA PARÁSITA� Component Buildup Method: CD0

.

Crucero Desp Aterriz Sub 1 Sub 2 Desc 1 Desc 2 Espera

0.0332 0.0415 0.0543 0.0343 0.0324 0.0345 0.0341 0.0340

RESISTENCIA PARÁSITA

� Contribución de cada elemento al CD0 del avión: Valores para Crucero.

Fuerte penalización por Tren de Aterrizaje Fijo.

POLAR PARABÓLICA

� Coeficiente de Oswald

� Otros parámetros de interés

λ % SW e

Parte Recta 0 20% 0.9504

Parte con Estrechamiento 0.5 80% 0.9610

e = 0.96

CLMINdrag = 0.25

K1= k = 0.0429

K2 = 2· k· CLMINdrag = 0.02145

POLAR PARABÓLICA

� Polar Parabólica Corregida: CD = CD0 + k1· CL2 – k2· CL

EFICIENCIA AERODINÁMICA

� Para configuración de Crucero: EOPT = 13.25 | CLOPT = 0.879 | αOPT = 7.9º

DEPARTAMENTO DE ESTABILIDAD

Marc Camblor Chimenos

TRIMADO LONGITUDINAL� Posicionamiento del ala

Xcdgw = 3,22 m

� Ángulos de trimado

α = 0,075º ; δ = 0,76º CDi_trim= 4,98 10-6

It = 0,6º y Iw = 4º ≠ αopt

4 6 8 10 12 14 16-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

Xcdg-wing

SM

SM

15%

1.381.391.41.411.421.431.441.45

x 104

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

W

grad

os

Alfa y delta en crucero

Alfa

Delta

Márgenes Estáticos

SM = 14,36%

SMNf = 15,13%

SMNPL = 13,41%

SMNPL-Nf = 15,12%

TRIMADO LATERAL-DIRECCIONAL� Superficies de alerón y timón de profundidad & ángulos de trimado

Sa = 0,42 m2 ; Sr = 0,63 m2

β = 15º

� Viraje estacionario

Φ = 33,56º

Rt = 796,6 m Q1 = 0,28 rad/s ψ1 = 0,1 rad/s R1 = 0,075 rad/s

CRITERIOS DE ESTABILIDAD� Estática

� Dinámica

Se debe cumplir:����

� �� � 0

���� �� � �0,139 � 0

��� � �0,372 � 0

��� � 5,078 � 0

���� �0,731 � 0

��� � 0,138 � 0

��� � �0,513 � 0

���� �45,23 � 0

�� � 0,004 � 0

��� � �0,168 � 0

��" � �0,3274 � 0

Autovalores Longitudinal-1,4428 + 3,0805 i -1,4428 - 3,0805 i -0,0143 + 0,1829 i -0,0143 - 0,1829 i

Autovalores Lateral0 -10,293-1,7778-0,2506 + 0,8618 i-0,2506 - 0,8618 i

ESTAB. DINAMICA LONGITUDINAL� Frecuencias naturales y amortiguamiento:

Fugoide:

Corto periodo:

� Representación gráfica. Perturbación de 5 m/s de velocidad de avance

0 50 100 150 200 250 300-5

0

5Respuesta longitudinal de la aeronave dada una variación de velocidad de 5m/s

∆u,

m/s

0 50 100 150 200 250 300-0.5

0

0.5

∆α,

deg

0 50 100 150 200 250 300-1

0

1

2

q, d

eg/s

0 50 100 150 200 250 300-5

0

5

∆θ,

deg

ESTABILIDAD DINAMICA LATERAL� Frecuencia natural y amortiguamiento:

� Representación gráfica. Perturbación de 15º de ángulo de alabeo

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-5

0

5Respuesta lateral de la aeronave dada una variación de angulo de alabeo de 30 deg

v, m

/s

0 10 20 30 40 50 60-0.2

0

0.2

p, d

eg/s

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-1

0

1

r, d

eg/s

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-20

0

20

φ b,

deg

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 500

1

2

Φ h

, de

g

DEPARTAMENTO DE ESTRUCTURAS

Eric Pula Moreno

PESOS

� Pesos iniciales

� Cessna 337 D = 1205,28 kg

� Carga de pago de 816,46 kg

� Combustible = 544,31 kg

Total = 2565.15 kg

PESOS� Pesos Elementos

Elemento Peso (kg) Peso (lb)

W fuselaje 206 454,152

W carga de pago 816,47 1800

W alas 66,92 147,54

W motores 284,32 626,82

W est,hor 27,42 60,45

W est,ver 13,78 30,39

W landing gear 25,45 56,11

W tboom 23,22 51,19

W estructuras 210,42 463,9

W combustible 213,32 118,190

W total 1533,64 3381,1

PESOS� Pesos Refuerzos

Refuerzo Peso (kg) Peso (lb)

ref tailboom 4,413528 9,73

ref ehv 1,143072 2,52

ref puerta 5,98752 13,2

ref riostra 1,102248 2,43

ref suelo 14,306544 31,54

ref landing gear 4,599504 10,14

ref motores 12,659976 27,91

ref pliegue 4,536 10

ref alas 3,22056 7,1

Ref total 51,968952 114,57

PESOS� Pesos Refuerzos

8%

2%

12%

2%

28%9%

24%

9%6%

ref tailboom

ref ehv

ref puerta

ref riostra

ref suelo

ref landing gear

ref motores

ref pliegue

ref alas

PESOS� Pesos elementos con refuerzos

14% 3%

54%

4%

19%2% 1% 2% 1%

W combustible

W fuselaje

W carga de pago

W alas

W motores

W est,hor

W est,ver

W landing gear

W tboom

CENTROS DE GRAVEDAD

� Centros principales

TIPO Distancia desde el morro(mm)

Dunant CON Carga de Pago CON

Combustible 3231,146

Dunant CON Carga de Pago SIN

Combustible 3221,768

Dunant SIN Carga de Pago CON

Combustible 3242,844

Dunant SIN Carga de Pago SIN

Combustible 3221,768

Máximo permitido por nuestro diseño 3664

CENTROS DE GRAVEDAD

� Centros principales

DEPARTAMENTO DE PROPULSIÓN Y

ACTUACIONESJuan Pedro Ayerbe Galisteo

Araceli García Fuertes

SELECCIÓN PLANTA PROPULSORA

� Definición planta motora: 2 Lycoming Continental IO-360-C

I0-360-C Unidades

Potencia 210 [hp]

Masa 132.9 [kg]

Longitud 0.93 [m]

Ancho 0.84 [m]

Altura 0.67 [m]

SELECCIÓN PLANTA PROPULSORA

�Consumo de combustible[l/hr] vs posición palanca ^p

0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 1.1 1.2-20

0

20

40

60

80

100

120

140

160Consumo de combustible 2 Continental IO-360-C

Posición de Palanca (δp [-])

Com

bust

ible

[l/h

r]

POTENCIA NECESARIA/DISPONIBLE

� ASCENSO EN SEGMENTO DE VUELO 1

0 20 40 60 80 100 1200

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5 Potencia necesaria - Potencia disponible

V [m/s]

Pot

enci

a C

limb1

1 [W

]

Potencia disponible a 50 ft

Vstall

Vclimb11=37.6737 [m/s]

δp=85 [%]

δp=100 [%]

0 20 40 60 80 100 1200

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5 Potencia necesaria - Potencia disponible

V [m/s]

Pot

enci

a C

limb1

2 [W

]

Potencia disponible a 1500 ft

Vstall

Vclimb12=72.22 [m/s]

δp=90 [%]

δp=100 [%]

POTENCIA NECESARIA/DISPONIBLE

� ASCENSO EN SEGMENTO DE VUELO 2

0 20 40 60 80 100 1200

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5 Potencia necesaria - Potencia disponible

V [m/s]

Pot

enci

a C

limb2

1 [W

]

Potencia disponible a 50 ft

Vstall

Vclimb21=37.6737 [m/s]

δp=85 [%]

δp=100 [%]

0 20 40 60 80 100 1200

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5 Potencia necesaria - Potencia disponible

V [m/s]

Pot

enci

a C

limb2

2 [W

]

Potencia disponible a 1500 ft

Vstall

Vclimb22=72.22

δp=85 [%]

δp=100 [%]

POTENCIA NECESARIA/DISPONIBLE

� CRUCERO

0 20 40 60 80 100 1200

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5 Potencia necesaria - Potencia disponible

V [m/s]

Pot

enci

a C

ruis

e1 [

W]

Potencia disponible a 8000 ftVstall

δp=100 [%]

δp=47.1 [%]

δp=85 [%]

Potencia disponible techo

0 20 40 60 80 100 1200

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5 Potencia necesaria - Potencia disponible

V [m/s]

Pot

enci

a C

ruis

e2 [

W]

Potencia disponible a 8000 ftVstall

δp=95 [%]

δp=45.61 [%]

δp=100 [%]

Potencia disponible techo

CURVA DE ACTUACIONES

CURVAS T/ W vs W/ S

� SEGMENTO 1

1000 1050 1100 1150 1200 1250 1300 1350 14000

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←

↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓

Rangos admisibles de actuaciones 1er tramo

WT0

/S [Pa]

TS

L/WT0

[-]

Take off 1Climb 11

Climb 12

Cruise 1

Glide 11Loiter 1

Glide 12

Landing 1

Stall cleanMax Thrust I0-360-C

CURVAS T/ W vs W/ S� SEGMENTO 2

1000 1050 1100 1150 1200 1250 1300 1350 14000

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑

←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←

↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓

Rangos admisibles de actuaciones 2º tramo

WT0

/S [Pa]

TS

L/WT0

[-]

Take off 2Climb 21

Climb 22

Cruise 2

Glide 21Loiter 2

Glide 22

Landing 2

Stall cleanMax Thrust I0-360-C

ACTUACIONES SEGÚN SEGMENTOS

CONSUMO COMBUSTIBLE

4%

12%

12%

53%

0%18%

0%

1%

Consumo combustible segmento 1

despegue

subida1

subida 2

crucero

descenso 1

loiter 1

descenso 2

aterizaje

4%

13%

11%

52%

0%

19%

0%1%

Consumo combustible segmento 2

despegue

subida1

subida 2

crucero

descenso 1

loiter 1

descenso 2

aterizaje

COMBUSTIBLE INICIAL206 [kg]

�CONSUME 179.31 Kg

CONSUMO COMBUSTIBLE� COMPARACIÓN PISTON PROP VS TURBOPROP

CRUCERO600 millas náuticas

[nm]

CRUCERO1111200 metros

[m]

LYCOMING CONTINENTAL

IO-360-C

ALLISON250

B-17-CUnidades

Unidades 2 1 [-]

Potencia 420 420 [hp]

Masa 265.8 89.81 [kg]

ρcombustible 0.775 0.8 [kg/l]

Combustible consumido

114.07 246.82 [kg]

CONSUMO COMBUSTIBLE� COMPARACIÓN PISTON PROP VS TURBOPROP

0

50

100

150

200

250

300

350

400

piston prop turbo prop

Relación masa-combustible (1 misión)

combustible

masa motor

0

500

1000

1500

2000

2500

piston prop turbo prop

Relación masa-combustible (10 misiones)

masa motor

combustible

MTOW↑ con piston prop

(43.24 [kg])

AHORRO

¡¡1327.5 [kg]!!

DESPEGUE Y ATERRIZAJE� DISTANCIA DE DESPEGUE Y DE ATERRIZAJE

DESPEGUE 1

Sg =125.02 [m]

Stake off=267.29 [m]

DESPEGUE 2

Sg =121.26 [m]

Stake off=263.52 [m]

REQUISITO RFP

152.4 [m]

ATERRIZAJE 1

Sfrbd =101.21 [m]

Slanding=412.08 [m]

ATERRIZAJE 2

Sfrbd =107.58 [m]

Slanding=417.19 [m]

REQUISITO RFP

152.4 [m]

DESPEGUE Y ATERRIZAJE� VELOCIDADES EN EL DESPEGUE

� VELOCIDADES EN EL ATERRIZAJE

VELOCIDADES DESPEGUE 1 DESPEGUE 2

Vmed rodadura [m/s] 26.52 26.52

Vtransición [m/s] 36.3 36.3

Vclimb [m/s] 37.9 37.9

VELOCIDADES ATERRIZAJE 1 ATERRIZAJE 2

Vglide [m/s] 39.68 39.68

Vflare [m/s] 37.54 37.54

Vmed rodadura [m/s] 35.1 35.1

SUBIDA

PARÁMETROS DE SUBIDA SUBIDA 1 SUBIDA 2

Tramo 1 Tramo 2 Tramo1 Tramo 2

VELOCIDAD DE SUBIDA 37.87[m/s] 72[m/s] 37.87[m/s] 72[m/s]

VELOCIDAD VERTICAL ÓPTIMA DE SUBIDA

12.10[m/s] 8.03[m/s] 37.87[m/s] 37.87[m/s]

ÁNGULO DE SUBIDA 1.2[%] 3.2[%] 1.2[%] 3.2[%]

ÁNGULO ÓPTIMO DE SUBIDA 17.05[º] 6.40[º] 18.67[º] 6.26[º]

CRUCERO� VELOCIDAD

� DISTANCIA RECORRIDA

� TECHO TEÓRICO

CRUCERO

72 .22 [m/s]

CRUCERO 1

4046.2 [m]

CRUCERO 2

4435 [m]

CRUCERO

475.35 [Km]

CRUCERO� ALCANCE MÁXIMO

� AUTONOMIA MÁXIMA

� MAYOR ALCANCE Y AUTONOMÍA

CRUCERO 1

548.64 [km]

CRUCERO 2

565.14 [km]

CRUCERO 1

3.08 [hrs]

CRUCERO 2

3.27 [hrs]

∆C=26.68

VUELO ESPERA(LOITER)� VELOCIDAD

� RADIO DE GIRO MÍNIMO

� ESTUDIO DE AUTONOMÍA

LOITER 1

38.20 [m/s]

LOITER 2

37.04 [m/s]

LOITER 1

224.25 [m]

LOITER 2

210.82 [m]

LOITER

1.07 [hrs]

DIAGRAMA DE LA ENVOLVENTE(V-n diagrama)

DIAGRAMA CARGA DE PAGO-ALCANCE

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 140000

200

400

600

800

1000

1200

1400Diagrama Carga de Pago - Alcance

Alcance (R) [km]

Car

ga d

e P

ago

[kg]

RA

RB

RC

MLW

MPL+

RF P/L+

RF

OEW

CARGA DE PAGO - ALCANCE

2 Pallets 1 Pallet Sin carga de pago

MIAMI

SEVILLA

HONG KONG

¿POR QUÉ PROYECTO DUNANT?

� Diseño atractivo y actual que verifica los requisitos

de transporte

� Se cumplen todas las especificaciones propuestas

� Alto grado de optimización

� Uso de materiales compuestos en zonas de fácil

sustitución

� Realización misión con “poco combustible”

POSIBLE EVOLUCIÓN

� Estudiar la introducción de materiales

compuestos en más elementos

� Estudiar la conveniencia de un mecanismo de

plegado automático

� Revisar factores de seguridad estructural

PROYECTO DUNANT

¿ Dudas o Preguntas?

GRACIAS POR VUESTRA ATENCIÓN