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5º IAN Cálculo de Aviones 1
HISPIAN 2007
Solución para personas de altos vuelos
5º IAN Cálculo de Aviones 2
Hispian 2007
• Introducción• Diseño preliminar• Diseño• Aerodinámica• Estructuras• Estabilidad y Control• Propulsión y Actuaciones• Conclusiones
5º IAN Cálculo de Aviones 3
INTRODUCCIÓN
‘Solución para personas de altos vuelos’
5º IAN Cálculo de Aviones 4
Introducción
• Demanda AVLJ
5º IAN Cálculo de Aviones 5
Introducción
• Seguridad• Rapidez• Eficiencia• Comodidad
5º IAN Cálculo de Aviones 6
DISEÑO PRELIMINAR
•AASI Jetcruzer
5º IAN Cálculo de Aviones 7
Diseño preliminar
• Beechcraft Starship
5º IAN Cálculo de Aviones 8
Diseño preliminar
5º IAN Cálculo de Aviones 9
Características básicas• Ala baja con ensanchamiento (“leading edge extension”)
Función: aerodinámica y estructural
Aerodinámica: la superficie adicional en la raíz del ala genera vórtices de alta velocidad a lo largo del extradós de la misma cuando se aumenta el a.a, provocando una zona de baja presión, lo que da lugar a que siga generando sustentación incluso tras la entrada en pérdida.
Estructural: Redistribución de las tensiones generadas en el encastre del ala al ser mayor la superficie sobre la que ésta se encastra.
5º IAN Cálculo de Aviones 10
Características básicas• Canard
- Entra en pérdida antes que el ala, evitando que ésta entre en pérdida.- Contribuye a la sustentación, disminuyendo a la vez la carga necesaria que soporta el ala.
• Ausencia de cola: uso de Winglets
- Impide el flujo de aire entre extradós e intradós, reduciendo así los torbellinos de punta de ala, disminuyéndose así la resistencia asociada a estos, lo que da lugar a su vez a una disminución del consumo de combustible.- Funcionamiento equivalente al de la deriva vertical.
5º IAN Cálculo de Aviones 11
Características básicas
• Un solo motor encastrado en la parte trasera del fuselaje.
Necesidad de toma de aire: se decide colocarla en la parte superior para evitar la interacción con la estela del ala.
5º IAN Cálculo de Aviones 12
Prediseño Inicial
Wpayload = 2139 lbW0 = 7772.5 lbWe = 4181.6 lbWf = 1451.9 lb
L = 10.38 mb =14.57 m
Salar =22.234 m2
Sref =24 m2
• Diseño Inicial: Raymer
• Conclusiones:
Necesidad de refinado inicial
5º IAN Cálculo de Aviones 13
Prediseño Inicial• Refinamiento
0.7124
0.8410
0.6696
L/b
727.76
1062.76
664.028
W0/L(lb/m)
6.802
8.92
6.096
L·b/Salar
-
0.25
0.75
Coeficiente de similitud con el Hispian
W0 (lb)
7772.5HISPIAN
14900BEECHCRAFT
5500JETCRUZER
• Conclusiones
• L=12m
• b=16.75 m
• Salar=25.57 m2
• We/W0=0.5928• Wf=1529.4 lb• W0=9007 lb
Diseño
‘Innovación y originalidad’
5º IAN Cálculo de Aviones 15
Generación del diseño
5º IAN Cálculo de Aviones 16
Generación del diseño
5º IAN Cálculo de Aviones 17
Generación del diseño
5º IAN Cálculo de Aviones 19
1,705,309,04Aspect Ratio
0.860,600,20Taper
5,95 º14,26 ºΛ TE
17,87 º28,218 ºΛ LE
0.860,901,00C_punta
1,001,505,00C_raíz
3.405,7122,17Superficie
1,705,5014,16Envergadura
WingletsCanardAla
5º IAN Cálculo de Aviones 20
5º IAN Cálculo de Aviones 21
5º IAN Cálculo de Aviones 22
5º IAN Cálculo de Aviones 23
5º IAN Cálculo de Aviones 24
Aerodinámica
‘Lo que el viento se llevó…’
5º IAN Cálculo de Aviones 26
Perfiles
NACA 0012Winglet
gu25180Canard
e1230Ala
No ha sido necesarios disponer dispositivos hipersustentadorespues la planta motora adoptada era suficiente como para cumplir
los requisitos de despegue.
5º IAN Cálculo de Aviones 27
Perfiles Aerodinámicos
0-0,152-0,0823Cm0
0,0070,00670,0084Cd0
00,76340,4664Cl0
0,20,174t/c
Winglet: NACA 0012Canard: gu25180Ala: e1230
5º IAN Cálculo de Aviones 28
Perfiles de ala y canard
5º IAN Cálculo de Aviones 29
1,8401,765CLmax
11º14ºαmax
2,11682,164Clmax
CanardAla
2,17285933CLmax avión
0,63546508CL0 avión
Coeficientes de sustentación
5º IAN Cálculo de Aviones 30
Coeficientes de resistencia
0.010559839CDo gear
0.000560081CDo winglets +
gaps
0.001794574CDo canard +
gaps
0.005293431CDo ala
0.008529683CDo fuselaje
0.0273217CDo_sucia
0.0167618CDo_limpia
CD = CDo + K*CL^2
K=0.041422495
Estructuras
‘ ¿ L>W ? ’
5º IAN Cálculo de Aviones 32
NECESIDADES ESTRUCTURALES
• Cargas alares.Necesidad de analizar su efecto en el encastre. El
ensanchamiento redistribuye el momento flector sobre un mayor área, minimizando las tensiones en la zona. Igualmente sucede con el momento torsor asociado.
5º IAN Cálculo de Aviones 33
• Longitud del fuselaje (12 m)
Obliga a realizar un análisis del efecto de las cargas sobre la zona central del mismo, siendo necesario un refuerzo en dicha zona mayor respecto al resto.
5º IAN Cálculo de Aviones 34
457,1710,543,54Sistema hidráulico
1619,3110,5154,22Sistema eléctrico
55,2441,439,46Aviónica
630,3348,276,87Lavabo
120620Muebles
4021,087511,25357,43Sistema motor
2966,58,51151Combustible
4077,968,5479,76Ala
982,968122,87Tren trasero
690,1158,581,19Sistema de combustible
10809120Equipaje
36006600Pasajeros
2417,585,5439,56Fuselaje
539,973179,99Crew
62,7521,639,22Tren delantero
417,46322,31180,72Canard
Momento (kg*m)Brazo(m)Peso (kg)
Centro de gravedad
5º IAN Cálculo de Aviones 35
Centro de gravedad
• Distribución de pesos:
5º IAN Cálculo de Aviones 36
Centro de gravedad• El centro de gravedad va variando a medida que se consume
combustible:
300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 12007.15
7.2
7.25
7.3
7.35
7.4
7.45
7.5
Variación del combustible
Pos
ició
n de
l CG
Variación del CG con el combustible
Estabilidad y Control
‘ Trimado… ‘
5º IAN Cálculo de Aviones 38
0-0,0463-0,1069-0,1316-0,0553Z_media
0,20841,32443,063,76831,5827Y_media
0,4730,72563,532,71421,0649X_media
0,4731,19442,15392,76670,8734Cuerda media
GlobalAlaEnsanchamientoWingletsCanard
Ala
Centros aerodinámicos
• En locales:
5º IAN Cálculo de Aviones 39
mirar del trim_latWinglets
9,03Ala
2,2256Canard
Coordenada X global del CA
12
2,25
CA canard CG CA Ala
7,48
9
• En globales:
5º IAN Cálculo de Aviones 40
Corrección de Coeficientes
• Corrección del valor ideal: 2π
4.6941Winglets
4.6818Canard
3.9059Ala
5º IAN Cálculo de Aviones 41
Punto Neutro
• Fijamos Margen Estático: 0.10
7.4539Centro de Gravedad
7.6693Punto Neutro
12
CA canard CG CA Ala
7,48
7,67
5º IAN Cálculo de Aviones 42
Punto Neutro
• Variación SM con combustible
300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 12000.08
0.1
0.12
0.14
0.16
0.18
0.2
0.22
Variación de combustible
Var
iaci
ón d
el m
arge
n es
tátic
o
Variación del margen estático con combustible
5º IAN Cálculo de Aviones 43
Trimado longitudinal
-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10-40
-20
0
20
40
60
80
Incidencia del canard
Ángulos de trimado
αδi_wing=-2º
i_canard=1.5º
trim
trim
α =3.0941δ =2.1582
5º IAN Cálculo de Aviones 44
Trimado longitudinal• Variación ángulos con el peso en crucero
3.3 3.4 3.5 3.6 3.7 3.8 3.9
x 104
1
1.2
1.4
1.6
1.8
2
2.2
2.4
2.6
2.8
3
Variación de peso en crucero
Áng
ulos
de
trim
ado
αδ
Wi = 3815 KgWf = 3307.5 Kg
Propulsióny Actuaciones
‘ ¿ Fallo de motor ? ‘
5º IAN Cálculo de Aviones 46
PROPULSIÓN
Fj44-4
5º IAN Cálculo de Aviones 47
Consumo específico de motores similares
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
Mach
Con
sum
o es
pecí
fico
de m
otor
sim
ilar
/ (lb
/hr/l
bf)
similar slsimilar 30000
5º IAN Cálculo de Aviones 48
Consumo específico FJ44-4
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
Mach
Con
sum
o es
pecí
fico
adap
tado
al F
J44-
4 / (
lb/h
r/lbf
) FJ44 slFJ44 30000
CE(30000 ft)= 0.74 lb/hr/lbf
5º IAN Cálculo de Aviones 49
Potencia disponible al nivel del mar
0 50 100 150 200 2500
1
2
3
4
5
6x 10
6
Velocidad / m/s
Pote
ncia
/ W
POTENCIA DISPONIBLE AL NIVEL DEL MAR
Potencia resistivaPotencia propulsiva
5º IAN Cálculo de Aviones 50
Potencia disponible en crucero
0 50 100 150 200 250 3000
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
6
Velocidad / m/s
Pot
encia
/ W
CURVA DE POTENCIA DISPONIBLE A 30000 ft
Potencia resistivaPotencia disponiblePot. necesaria para velocidad de cruceroPot. necesaria para velocidad de máximo alcancePot. necesaria para velocidad de máxima autonomía
Potencia_crucero = 1.1256e+006 W
Potencia_Vbest_range =8.4007e+005 W
Potencia_max_aut = 6.4906e+005 W
Pot_disp_crucero = 3.9240e+005 W
T_vcrucero_30000ft = 5.3035e+003 W
5º IAN Cálculo de Aviones 51
DISTANCIA DE ATERRIZAJE
Vstall_aterr (OEW + PL + FR,0 ft) ≈ 37.2 m/s
0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500400
600
800
1000
1200
1400
1600
Altitud del aeropuerto / m
Dis
tanc
ia d
e at
erriz
aje
nece
saria
/ m
DISTANCIA NECESARIA PARA EL ATERRIZAJE SEGÚN LA ALTITUD DEL AEROPUERTO
Distancia necearia para el aterrizaje. Coeficiente de rozamiento mu=0.1Distancia necearia para el aterrizaje. Coeficiente de rozamiento mu=0.2Limitación RFP a 1100 m máximo como distancia de despegue
5º IAN Cálculo de Aviones 52
DISTANCIA DE DESPEGUE
Distancia de rodadura
Distancia de transición
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000450
500
550
600
650
700
750
800
Altitud del aeropuerto / m
Gro
und
roll
dist
ance
/ m
DISTANCIA NECESARIA DE RODADURA EN TIERRA EN FUNCIÓN DE LA ALTURA DEL AEROPUERTO CONSIDERANDO MTOW
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 200093
93.5
94
94.5
Altitud del aeropuerto / m
Dist
anci
a de
tran
sici
ón /
m
DISTANCIA NECESARIA DE TRANSICIÓN EN FUNCIÓN DE LA ALTURA DEL AEROPUERTO CONSIDERANDO MTOW
5º IAN Cálculo de Aviones 53
DISTANCIA DE DESPEGUE
Gamma climb = 11.307 º
Distancia de subida-decisión
Distancia total de despegue
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 200045
46
47
48
49
50
51
52
53
54
Altitud del aeropuerto / m
Dist
anci
a en
sub
ida
/ m
DISTANCIA NECESARIA DE SUBIDA EN FUNCIÓN DE LA ALTURA DEL AEROPUERTO CONSIDERANDO MTOW
0 500 1000 1500 2000600
650
700
750
800
850
900
950
Altitud del aeropuerto / m
Dis
tanc
ia e
n su
bida
/ m
DISTANCIA DE DESPEGUE
5º IAN Cálculo de Aviones 54
DISTANCIA DE DESPEGUE II
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000800
900
1000
1100
1200
1300
1400
Altitud del aeropuerto / m
Dist
anci
a de
des
pegu
e ne
cesa
ria /
mDISTANCIA NECESARIA PARA EL DESPEGUE SEGÚN LA ALTITUD DEL AEROPUERTO
Distancia necearia para despegue según altidud del aeropuertoLimitación RFP a 1100 m máximo como distancia de despegue
5º IAN Cálculo de Aviones 55
SUBIDA ÓPTIMA
3.3 3.4 3.5 3.6 3.7 3.8 3.9 4
x 104
19
19.5
20
20.5
21
21.5
22
22.5
23
23.5
24
Peso / N
Ángu
lo d
e su
bida
ópt
imo
/gra
dos
CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO DE SUBIDA ÓPTIMA
5º IAN Cálculo de Aviones 56
VUELO DE SUBIDA ÓPTIMA
1820
2224
151151.1
151.2151.3
151.4151.5
3.3
3.4
3.5
3.6
3.7
3.8
3.9
4
x 104
Ángulo de subida óptimo / grados
CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO DE SUBIDA ÓPTIMA
Velocidad óptima de ascenso vertical
Peso
/ N
5º IAN Cálculo de Aviones 57
VUELO RECTILÍNEO
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2
x 104
98
100
102
104
106
108
110
112
114
116
118
Peso / N
Vel
ocid
ad d
e m
ínim
o em
puje
CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO PARA EMPUJE MÍNIMO
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2
x 104
1500
1600
1700
1800
1900
2000
2100
2200
Peso / N
Res
iste
ncia
de
mín
imo
empu
je /
N
CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO PARA EMPUJE MÍNIMO
VUELO DE MÍNIMO EMPUJE
5º IAN Cálculo de Aviones 58
VUELO RECTILÍNEO
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2
x 104
75
80
85
90
Peso / N
Vel
ocid
ad d
e m
ínim
a po
tenc
ia /
W
CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO DE POTENCIA MÍNIMA
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2
x 104
1.3
1.4
1.5
1.6
1.7
1.8
1.9
2
2.1
2.2x 10
5
Peso / N
Pot
encia
/ W
CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO DE POTENCIA MÍNIMA
Potencia mínima requerida en vuelo niveladoPotencia de la resistencia asociada a la mínima potencia req. en vuelo nivelado
V_mín_empuje > V_min_potencia
5º IAN Cálculo de Aviones 59
VIRAJES NIVELADOS
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2
x 104
2.3
2.4
2.5
2.6
2.7
2.8
2.9
3
3.1
3.2
3.3
Peso / kN
Fact
or d
e ca
rga
máx
imo:
n
VARIACIÓN DEL FACTOR DE CARGA EN FUNCIÓN DEL PESO
n_máximo = 3.25
5º IAN Cálculo de Aviones 60
VIRAJES NIVELADOS
50 100 150 200 2500
10
20
30
40
50
60
Velocidad / m/s
Velo
cida
d de
giro
/ gr
ados
/sVELOCIDAD DE GIRO EN FUNCIÓN DE LA VELOCIDAD DE CRUCERO PARA DISTINTOS FACTORES DE CARGA
Cada curva se corresponde a un factor de carga:n=1(curva inferior); n=5(curva superior)
5º IAN Cálculo de Aviones 61
ANÁLISIS DEL ALCANCE Y LA AUTONOMÍA
ALCANCE ÓPTIMO
Vbestrange = 154.2 m/s
CLbestrange = 0.3673
Dbestrange = 2436.4 N
Alcance_máx(MPL) = 4082.0 km
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4
x 104
125
130
135
140
145
150
155VELOCIDAD DE BEST RANGE EN FUNCIÓN DEL PESO
Peso / N
V-be
st-r
ange
/ m
/s
5º IAN Cálculo de Aviones 62
2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2
x 104
98
100
102
104
106
108
110
112
114
116
118VELOCIDAD DE DE MÍNIMA RESISTENCIA (MÁXIMA AUTONOMÍA) EN FUNCIÓN DEL PESO
Peso / N
V-m
in-th
rust
-dra
g / m
/sAUTONOMÍA MÁXIMA
V_min_thrust_or_drag = 117.1742 m/s
CL_min_thrust_or_drag = 0.6361
AUTONOMIA = 3.0558e+004 s
horas_de_vuelo = 8.4882 horas
ALCANCE= 3580.6 km
5º IAN Cálculo de Aviones 63
COMPARATIVA ALCANCES
ALC_crucero = 3618.4 km
ALC_bestrange = 4082.0 km
ALC_maxautonomia = 3581.2 km
100 120 140 160 180 200 2203.5
3.6
3.7
3.8
3.9
4
4.1x 10
6
Velocidad / m/s
Alca
nce
/ m
VELOCIDAD CARACTERÍSTICA FRENTE ALCANCE
V cruceroV best rangeV max autonomía
100 150 200 2502.8
3
3.2
3.4
3.6
3.8
4
4.2x 10
6
Velocidad / m/s
Alca
nce
/ m
VELOCIDAD FRENTE ALCANCE
5º IAN Cálculo de Aviones 64
ANÁLISIS DE POSIBILIDADES
100 120 140 160 180 200 220 240 2600
2
4
6
8
10
12
14
Velocidad / m
Tiem
po d
e vu
elo
/ hor
as
VELOCIDAD FRENTE TIEMPO DE VUELO
500 km1000 km1500 km2000 km2500 km3000 km3500 km4000 km4500 km
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
Mach
Con
sum
o es
pecí
fico
adap
tado
al F
J44-
4 / (
lb/h
r/lbf
) FJ44 slFJ44 30000
PRODUCCIÓN / HORA DEL EMPRESARIO
CONSUMO EN FUNCIÓN DE LA VELOCIDAD
ANALIZAR SI CONVIENE MÁS GASTAR MÁS COMBUSTIBLE POR IR MÁS RÁPIDO O EL IR MÁS RÁPIDO NO JUSTIFICA EL INCREMENTO DE CONSUMO ASOCIADO
5º IAN Cálculo de Aviones 65
DIAGRAMAS DE CARGA DE PAGO
5º IAN Cálculo de Aviones 66
COMPARACIÓN
450.1gal1587 lbs9007 lbs497.6KTS??412 KTS
2204 MN4082 km
?
5º IAN Cálculo de Aviones 67
1. La demanda actual requiere alcances cada vez mayores fruto de las cada vez más numerosas reuniones de carácter internacional.
VENTAJAS
5º IAN Cálculo de Aviones 68
VENTAJAS2. Innovación en el diseño. Modernidad.
3. Versatilidad del producto: adaptación a varias configuracionessegún los requerimientos de cada empresa.
LIMITACIONES
1. Diseño de Winglets. Limitado por el análisis lateral – direccional
2. Velocidad máxima. Falta de análisis estructural para conocer las limitaciones que éste impone.
3. Diseño aerodinámico básico basado exclusivamente en técnicas empíricas.
4. Un solo motor. Debería poseer capacidad de planeo. Limitación.
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