HispaMET

THOR Project

Cabello González, Beatriz

Fernández Naval, Álvaro

Diáñez Garfia, Ana Victoria

Lissen Pérez, Ricardo

Langa Godino, Javier

Kostanyan, Eduard

Doblado Agüera, Juan Andrés

López Lora, Abraham

Soler Gómez, Alfredo

Martínez de Lahidalga M., Miguel

Romero Fiances, Luis

Ruiz Casado, Juan Antonio

Cálculo de aviones

Revisión Final Curso 2012-13

11 Junio 2013

Índice de contenidos

1. Diseño

2. Aerodinámica

3. Estabilidad

4. Estructuras

5. Propulsión

6. Actuaciones

7. Conclusiones

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Revisión I Revisión II Revisión III

Diseño – Evolución (I)

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• Blended Wing Body.

• Integración de todas las áreas del proyecto.

• Con un total de 35 piezas ensambladas.

Diseño – Evolución (II)

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• Alas con perfil FX66H80.

• Flaps.

Diseño – Aerodinámica (I)

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Diseño – Aerodinámica (II)

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Aerodinámica (I)

Selección del perfil: FX66H80

• Cm0 positivo:

• Perfil “Reflexed”.

• Cl0 bajo.

• Cl,máx elevado hasta Mach~0.7:

• Δy=3.03%

• Eficiente:

• Intradós se mantiene laminar.

• Delgado:

• Menos superficie mojada.

• FF más bajo.

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Dimensión [m]

Envergadura 38.73

Cuerda en el encastre 4.22

Cuerda en la punta 1.77

Aerodinámica (II)

Selección de la geometría alar

• Flecha: 20º

• Brazo del estabilizador vertical y timón de

profundidad.

• Visibilidad del láser.

• Alargamiento: 12.5

• Wetted Aspect Ratio (revisión 1).

• Corrección con Winglets: 15

• Estrechamiento: 0.4

• Optimiza la eficiencia de Oswald.

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Aerodinámica (III)

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Aerodinámica (IV)

• Eficiencia aerodinámica

• Carenado entre fuselaje y ala

• Eficiencia sensible a bajos CD0

• Valores finales reales menos optimistas

• Futura línea de investigación

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Diseño – Estabilidad

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• Trimado longitudinal:

• Valores elevados debido a la

geometría no convencional.

• Condiciones óptimas de vuelo.

• Resistencia de trimado reducida por las buenas características aerodinámicas.

• Incidencia alar descartada debido al uso de elevones en el control lateral.

• Leyes de control de trimado en

colaboración con Actuaciones.

Estabilidad (I)

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• Dimensionado de VTP

• Iteraciones para cumplir con estabilidad en

viento cruzado y criterios de estabilidad básicos

• Dimensionado de alerones

• Definidos por la potencia de giro necesaria en

aeronaves de Clase II

• Trimado lateral-direccional:

• Vuelo recto con resbalamiento de 15º

• Viraje estacionario

• Actuación de espera (crítica)

Estabilidad (II)

• Delta_a = -0,059

• Delta_r = -0,016

• Phi = 11,35

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• Estabilidad dinámica.

• Estudio de la matriz LTI

• Refinamiento de las derivadas.

• Autovalores con parte real negativa .

• Cumplimiento de los diferentes criterios de estabilidad:

• Avanzados.

• Norma MIL-F-8758C (se exceden

requisitos).

Estabilidad (III)

23.0; s 76.1T ; 3.67

39.0; s 48T ; 14.0

sp,

ph,

spspn

phphn

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• Estabilidad dinámica

• Estudio de la matriz LTIlat-dir

• Refinamiento de las derivadas.

• Autovalores con parte real negativa.

• Cumplimiento de los diferentes

criterios de estabilidad estática.

• Cálculo de aproximaciones para diferentes modos y actuaciones.

Estabilidad (IV)

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• Estabilidad dinámica

• Cumplimiento de criterios de

estabilidad básicos:

• CL,βCN,r – CN,βCL,r > 0

• Estudio del modelo dinámico

frente a perturbaciones

• Requisitos MIL-F-8758C:

• Cumple para modo roll. Nivel 1.

• No cumple para balanceo holandés.

Posible línea de mejora.

Estabilidad (V)

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• Tren de Aterrizaje:

Configuración Triciclo

retráctil, con doble rueda

atrás.

• Tren de Aterrizaje Nariz.

• Retracción por hidráulica y extensión por caída libre.

• Soporta el 20% de carga total.

Diseño – Tren de aterrizaje (I)

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• Tren de Aterrizaje Principal.

• Retracción y extensión por

hidráulica síncrono.

• Soporta el 80% de carga

total.

• Ángulo crítico overturn de

50º (requisito para que no

vuelque).

Diseño – Tren de aterrizaje (II)

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Diseño – Tren de aterrizaje (III)

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Diseño – Tren de aterrizaje (IV)

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Diseño – Tren de aterrizaje (V)

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Diseño – Tren de aterrizaje (VI)

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• Fuselaje integrado con las alas.

• Torreta Láser fija, adelantada 1,5m.

• Ángulo de visión máxima 117,24º.

• Tomas NACA de ventilación.

Diseño – Estructuras (I)

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• Fuselaje integrado con las alas.

• Todos los sistemas van embarcados en el fuselaje.

• Espacio libre en las alas para misiones más largas.

Diseño – Estructuras (II)

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• Geometría no convencional:

• Margen estático elevado (100 % - 120 %).

• Desplazamiento reducido del C.G.

• Factores fundamentales:

• Interacción entre áreas. • Elección de flecha y perfil.

• Disposición de masas.

• Adecuación al RFP.

Posición del CG y SM

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Estructuras (I)

• Métodos empleados

• RAYMER: 30711.8 kg

• ROSKAM. Método USAF: 30550.39 kg

• Método First order : 61767.8 kg

• Limitantes Mét. Raymer: peso ala, planta motora y furnishings.

Reducción

del 54.91%

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Estructuras (II)

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Estructuras (III)

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Estructuras (IV)

MATERIALES COMPUESTOS REFUERZOS

Aumento no muy significativo

•15% del 15% del peso del ala.

•20% del peso del motor

•15% del peso del tren de

aterrizaje

•Uso de composites:

-Reducción de combustible

-Reducción de emisiones

¡REDUCCIÓN DE PESO!

-Incremento del coste

Zona Incremento de masa

Encastre del ala (kg) 33,17

Pilón del motor (kg) 598,31

Unión en el tren de aterrizaje (kg) 68,71

MASA DE REFUERZO (kg) 700,19

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• Motor CFM 56 - 5A álabes con perfil aerodinámico.

Diseño – Propulsión (I)

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Diseño – Propulsión (II)

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Evolución de la planta de potencia

Propulsión (I)

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Propulsión (II)

• Motor elegido: CFM56-5A4

• Características en banco:

• Empuje: TSL≈ 98 kN

• Consumo específico: SFC ≈ 9.064·10-6

(kg/N/s)

• Turbofán de alta derivación: BRP = 6.2

• Características físicas:

• Longitud: L ≈ 2.42 m

• Diámetro: D ≈1.83 m

• Peso: M ≈2,256 kg

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Propulsión (III)

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Propulsión (IV)

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TRAMO CONSUMO (kg)

Despegue 42

Subida 1 33

Subida 2 447

Subida 3 443

Crucero ida 2502

Loiter 7848

Crucero vuelta 1894

Descenso 1 56

Espera 174

Descenso 2 396

Aterrizaje 10

Total 13845

Propulsión (V)

7%

18%

57%

14%

4%

PORCENTAJE DE CONSUMOS

Despegue y

aterrizaje

Subidas

Crucero ida

Loiter

Crucero vuelta

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Actuaciones (I)

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• Ascenso

• 3 tramos de subida

• 3 modos de optimizar

Actuaciones (II)

Modo V (m/s) Vv (m/s) (º)

Steepest Climb 83,22 9,59 6,62

Fastest Climb 154,70 13,73 5,09

Most Economic

Climb 147,65 13,69 5,32

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Actuaciones (III)

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• Descenso

• 2 tramos de descenso

• 3 modos de optimizar

Actuaciones (IV)

Modo V (m/s) Vv (m/s) (º)

Flattest Sink 105,56 2,39 1,13

Slowest Sink 86,36 2,16 1,44

Most Economic Sink 150 4,57 1,75

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Actuaciones (V)

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• Herramienta PATO (Performances Analysis ToOl)

• Integración de las ecuaciones

• V óptima en cada punto

• Palanca de gases

𝑉𝑅 =2𝑊

𝜌𝑆

3𝐾

𝐶𝐷0 𝑉𝐸 =

2𝑊

𝜌𝑆

𝐾

𝐶𝐷0

Actuaciones (VI)

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Actuaciones (VII)

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• Influencia en el trimado

• Ecuaciones de equilibrio

𝑊 𝑆

12𝜌𝑉2

= 𝐶𝐿0 + 𝐶𝐿𝛼 · 𝛼 + 𝐶𝐿𝛿𝑒 · 𝛿𝑒

0 = 𝐶𝑀0 + 𝐶𝑀𝛼 · 𝛼 + 𝐶𝑀𝛿𝑒 · 𝛿𝑒

• Coeficientes constantes

Actuaciones / Estabilidad

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• Envolvente de Vuelo

• Requisitos RFP

• Diseño: n = +3g / -1g

• Último: n= +5g / -1.5g

• Líneas de viento

• Velocidades características

Actuaciones (VIII)

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Actuaciones (IX)

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Actuaciones (X)

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• Eficiencia • 23 000 - 38 000 km de alcance máximo

• 42 - 80 h de autonomía

• 14 000 – 21 000 kg de combustible

• Alta estabilidad • Máxima precisión láser

• Flexibilidad • Despegue en pistas de 1000 m

• Gran modularidad

Conclusiones

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Gracias por vuestra atención

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