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José

Cosano GarcíaCarlos Iván Vera FloresDaniel García Moyano

María del Mar Fernández MendozaHéctor Jiménez Rodríguez

Francisco José

Delgado Atienza

Request for proposalHigh perfomance light sport aircraftPeso máximo < 600 KgVelocidad de crucero 140 ktsAltura crucero 10 000 ftAlcance 720 NMActuaciones específicas

2. Aerodinámica

2.1. Selección perfiles/diseño de ala2.2. Determinación CL (configuración limpia)2.3. Selección superficies hipersustentadoras2.4.Determinación CL (configuración sucia)2.5. Estimación resistencia y polar2.6. Eficiencia aerodinámica

2.1. Selección perfil/diseño de ala

NACA 2412 (ala) NACA 0012 (estabilizadores)

•Selección del perfil de ala crítico

•NACA 2412 debido a su buen resultado en aviones similares

2.1.1. Selección de perfiles

NACA 2412 NACA 0012

Cl_max 1.5 1.497

Cl0 0.265 0

Cl_alpha( por deg) 0.119 0.119

Cm0 ‐0.053 0

Cm_alpha(por deg) ‐0.0015 0

Características AD de los perfiles



•Forma en planta trapezoidal

•Sin necesidad de flecha

•Más cercana al ala elíptica


2.1.2. Diseño de ala

2.2. Determinación CL (configuración limpia)

CL_max CL_alpha (por rad) Alpha_CLmáx(deg) Alpha (CL=0) (deg) CL0

1.3554 4.7889 15.2164 ‐2.2 0.1712

Comparativa CL NACA2412 / ala

2.3. Selección superficies hipersustentadoras

•Solución de compromiso bajo peso/incremento CL requerido Eliminación tipo Fowler

•Flap slotted Menor resistencia/mayor cambio en momento de picado

2.4. Determinación CL (configuración sucia)

OBJETIVO Obtener CL_sucio = 2.1/2.2

•Necesitamos aumentar CL en aproximadamente 0.85

Sflap = 66% de Sref

CL_0 CL_alpha(por

rad)

alpha_Clmax (deg) CL_max alpha_CL=0(deg) Sflap/Sref

LIMPIO 0,1712 4,7889 15,2164 1,3554 ‐2,2 ‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐‐

ATERRIZAJE 1,045 4,7889 14,59 2,2486 ‐12,5061 0,66

DESPEGUE 0,7581 4,7889 18,076 2,2486 ‐9,0707 0,66

Clmax_avión =1.9449

2.4. Determinación CL (configuración sucia)

CL vs. Alpha (ala)

2.5. Estimación resistencia y polar

2.5.1. Configuraciones de crucero

Usándose:

e_óptimo = 0.9729 con alargamiento = 7.27

CL_mindrag = 0.0182



Contribuciones en CD0 crucero

convencional

Contribuciones en CD0 máxima autonomía


2.5.2. Configuraciones aterrizaje/despegue

Contribuciones en CD0 en despegue Contribuciones en CD0 en aterrizaje


Comparativa de CD0 en diversas

configuraciones


Crucero

:

L/D)max = 26.66

Aterrizaje / Despegue :

L/D)max = 12.8

2.6. Eficiencia aerodinámica


2.6. Eficiencia aerodinámica

2.6.2. Configuraciones aterrizaje/despegue

6. Eficiencia aerodinámica

Contribuciones eficiencias AD

3.Estructuras:Mejor definición de pesos:

Objetivo de 600 kg de MTOW conseguido.

Subconjuntos Peso (kg)

Peso en vacio 350,65

Tripulación 90

Carga de pago 90

Combustible 68

TOTAL 598,65

Porcentajes:

Desglose pesos de avión en vacio:

Subconjuntos Pesos (kg)

Alas 71,47

Estabilizador Horizontal 12,07

Estabilizador Vertical 20,20

Fuselaje 89,86

Tren de Aterrizaje 24,88

Motor 80,74

Equipo fijo 51,43

TOTAL 350,65

Porcentajes:

o Definición de materiales:

Estructura de material compuesto, usando un factor de corrección del 0.85 con respecto al peso de material convencional.

El

tren

de

aterrizaje

será

retráctil para

disminuir

la

resistencia.

Estructura

tubular

fabricada

en magnesio que aporta gran rigidez y bajo peso.

o Estructura interna:

Fuselaje

se

fabricará

monocasco

para

reducir

costes

de fabricación.

Ala

constará

de

10

costillas

separadas

a

25

cm

en

el primer metro desde el fuselaje y a 50 cm en el trozo restante.

o Localización mayores cargas:

Se han reforzado las siguientes zonas conflictivas:

Encastre fuselaje‐alas.

Unión fuselaje‐

tren de aterrizaje.

Zona cercana a la hélice.

o Trabajos próximos:

Diseño

exhaustivo

de

un

modelo

de

elementos

finitos para obtener cargas reales y depurar la estructura.

Estudio

dinámico

de

la

estructura,

comportamiento

a flameo.

Profundizar

en

el

desarrollo

de

la

zona

de

fuselaje

que atraviesa

la

hélice.

Y

del

sistema

de

transmisión

de

movimiento de la hélice.

Margen Estático

X na = 3,2463 m

X cg = 3,0585 m

SM = 15, 03%

Estabilidad Longitudinal (crucero)

α trim = 0,8002 º δe trim = ‐0,6851 º

α trim = 0,6082 º δe trim = ‐0,6851º

i = ‐1,559º

Sh = 0,5655º

Estabilidad Longitudinal (bajas velocidades‐aproximación)

δe trim = 0,4771 º

α trim = 0,6089 º

Estabilidad Longitudinal (frustrada)

δe trim = 1,4981 º

α trim = 0,6327 º

Estabilidad Lateral‐Direccional (crucero)

β = 15 º γ = 1,5º

δ a = 0,5523 º δ a = 0,5095 º

δ r = ‐0,9778 º δ r = ‐1,0018 º

φ = 10,2468 º φ = 11,4219 º

Sh = 0,5655º

Estabilidad Lateral‐Direccional (bajas velocidades‐aproximación)

β = 15 º γ = 3º

δ a = 0,5095 º

δ r = ‐1,0973 º

φ = 11,4875 º

Estabilidad Lateral‐Direccional (frustrada)

δ a = 0,5075 º

δ r = ‐0,2767 º

φ = 10,9355 º

5.Propulsión

Concepto similar alOpen Fan

MotorRotax 914 UL

Conjunto buje‐hélice recomendado:

Warp Drive 3‐BladeHélice

3 palas Diam. 68’’AF=100 Cldesign=0,5

Paso variable

VentajasSimplifica la geometría de la cola respecto a otros pusherMejora la simetría del flujo

Entrada de la héliceEstela

Innovador

DesventajasAumento de peso por transmisiónPérdida de empuje

Falta zona centralResistencia asociada al chorro

Innovador

¿Mejora o empeora la

estabilidad?

ParámetrosPaso variable rendimiento libre no es función de Jηfree = 0,85Resistencia y pérdida de empujeFscrubbing = 0,96Efectos de compresibilidadFcompresibility = 0,99Rendimiento mecánico de la transmisiónηmec=0,99

ηinstalled = 0,799

file:///C:/Users/Héctor/Docum

ents/Cálculo%20de%

20Aviones/heli3.jpg

Aplicación de la TCM para vuelo ascendenteReducción de diámetroPerturbación de velocidad

Efecto de la estela sobre la cola

Aproximación:w = 0,72 m/sDinf = 1,68 m

Aterrizaje frustrado:w = 16,35 m/sDinf = 1,53 m

Implementación de controlador:Elevador en función de la palanca de gases

Beneficia estabilidad:Menores áreas/deflexionesEntrada en pérdida

δe

trim = 0,4771°

δe

trim = 1,4981°

AVIONES SIMILARES

AERODINÁMICA

RFP

100 200 300 400 500 600 700 800 900 10000

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7Representación de Tsl/W0 frente a W0/S

Tsl/W

0

W0/S

Wo/S=690 Pa

T/Wo=0.66MODELO

PROPULSIVO

Despegue

Subida

Crucero Descenso I

Descenso II

Max Autonomia I

0 1

2

Max Autonomia II

Aterrizaje

3

45

6

8

7100 200 300 400 500 600 700 800 900 10000

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7Representación de Tsl/W0 frente a W0/S

Tsl/W

0

W0/S

ESTRUCTURAS

Wo=596 kg

S =8.47 m2

W (Kg)

0.092

0.030

0.938

0.4551.197

1.618

59.210.040

0.013

0.055

67.5 Kg

DESPEGUE RFP HOOPOE

Rodadura (m) 150 57.4

Rodadura Efecto Suelo (m)

150 103.6

SUBIDA (1ER

TRAMO)RFP HOOPOE

V vertical (pies/minuto)

1200 1575

Velocidad de avance (Km./h)

148 148

SUBIDA (2o

TRAMO)RFP HOOPOE


1200 984


203 203

SUBIDA (2o

TRAMO)RFP HOOPOE


1200 1200


203 130

CRUCERO RFP HOOPOE

V (Km./h) 260 331

AUTONOMÍA( 5000 pies)

RFP HOOPOE

V (Km./h) 185 185

nmáximo 7.5 5.89

nmínimo -3 -5

Rmin (m) -- 46.44

Rmax (m) -- 155.7

Vmáx

(Km./h) -- 130

AUTONOMÍA( 1000 pies)

RFP HOOPOE

V (Km./h) 185 185

nmáximo 7.5 6.59

nmínimo -3 -5.6

Rmin (m) -- 41.4

Rn=2 (m) -- 155.7

Vmáx

(Km./h) -- 122.4

ENTRADA EN PÉRDIDA

RFP HOOPOE

V (Km./h) 80.93 81.36

ATERRIZAJE RFP HOOPOE

Rodadura (m) 200 170.5

Rodadura Efecto Suelo (m)

200 119.5

PRESTACIONES

Envolvente de vuelo V‐n

Ra = 1431 kmP/L 90kgFuel 74kg

Rb = 2654 kmP/L 34kgFuel 130kg

Rc = 2726 kmSin P/LFuel 130kg

Rmax*=5254 km

Payload‐Range

Alcance

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