AVLJ - Universidad de Sevilla · zAla trapezoidal, recta y con torsión lineal Superficie Alar 14.5...

AVLJ

MLF-Jet

MLF-Jet

Departamento deDiseño

Diseño. Requisitos RFP.

-Entre 4 y 6 pasajeros y uno o dos pilotos. Vamos a diseñar para 6 pasajeros, dos pilotos y una azafata.

-Cabina presurizada. Entonces la sección transversal del fuselaje será transversal, que resiste bien la presión interna y además hace el flujo externo no se desprenda al no haber esquinas.

Diseño. Cabina de pasajeros.

Valores de “seat pitch” que se aplican en la industria.

Tomamos los máximos valores correspondientes a primera clase.


Las demás dimensiones de los asientos también las tomamos de acuerdo a primera clase


La disposición final que vamos a adoptar:

Las dimensiones de cocina, lavabos y armarios:


Sobre el ancho del pasillo no existen restricciones de FAR-23 para un número de pasajeros menor que 10

Escogemos como ancho del pasillo la mitad del ancho del asiento.


Forma en planta (dimensiones en cm):

Diámetro del fuselaje añandiendo 2.5 cm de espesor estructural (valor típico para aviones pequeños): 1.5796 0.025 1.6046( )fd m= + =

Diseño. Cabina de pilotos.

Dimensiones típicas de un piloto:

Para un diseño preliminar vamos a tomar una longitud en planta en el sentido longitudinal de 92 cm.

Diseño. Longitud total del fuselaje.

Definición de las distintas longitudes:

A NoseLengthB TailConeLength==


Restricción en A+B (minimizamos la resistencia del fuselaje):

Mínimo en , lo que implica:

6/ =ff dl

5.95( ) ( ) ( ) 9.6276( )fl m A m B m m= + + =

( ) ( ) 3.6776A m B m+ =


Restricción en B (minimizamos la resistencia de base):

Mínimo en , lo que implica:

/ 2fc fl d =

3.21( )B m=

0.47 ( ) 0.92( ) 1.39( )NoseLength A PilotLength m m m= + = + =


Debido a lo plana que es la curva de la resistencia del fuselaje para , vamos a poder variar A y por tanto la dimensión del morro (NoseLength). La dimensión del cono trasero del fuselaje la dejaremos fija, es decir:

/ 6f fl d ≥

/ 2fc fl d =

/ 6f fl d ≥

Diseño. Dimensiones finales.

Diseño. Dimensiones finales.

El tren de aterrizaje trasero (retráctil en el ala) nos define el ángulo :fcθ

º6

)(2.3

)(12

)(6.1

≥

=

=

=

fc

fc

f

f

ml

ml

md

θ

Avances tecnológicos.

El coeficiente de sustentación máximo y la eficiencia aerodinámica es mayor en el trimado en aviones con canard.El canard da un efecto estabilizante si es diseñado de tal manera que entra en pérdida antes que el ala. Si esto es así, conseguiremos que el avión difícilmente entre en pérdida.El canard contribuye a la sustentación, aunque habrá que estudiar el efecto de la estela del ala sobre el canard.Se incluirá combustible tanto en el ala como en el canard para conseguir que el cdg varíe lo menos posible, de tal forma que podamos conseguir gran estabilidad.Uso del perfil NFL-0115 en el ala, que mantiene el flujo laminar, reduce la resistencia y proporciona un cl máximo alto.El avión se puede volar perfectamente con control multivariable.

Vistas.

MLF-Jet

Departamento deAerodinámica

Contenido

Elección del PerfilAlaPolaresEficiencia

Departamento AerodinámicaMLF-Jet

PERFIL NASA NLF-0115

1. Coeficiente de sustentación alto2. Resistencia muy baja en un rango pequeño de las condiciones operativas3. Optimizados para altas velocidades


Flujo laminar natural


Hasta el 60% de la cuerda se mantiene el flujo laminar para ángulos de ataque moderados.

Flujo laminar natural

Departamento EstructurasMLF-Jet

Calculo de la sustentación del perfil


Resultados NFL0115


-5 0 5 10 15 20-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8Cl

Ángulo (grados)

Cl

65-615NLF-0115

Diseño del Ala


Ala trapezoidal, recta y con torsión lineal

Superficie Alar 14.5Alargamiento 6.25Estrechamiento 0.47

4.0952dCl/dα

1.5339Clmax

Sustentación

Diseño del Ala


Torsión


-8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8-2

-1.5

-1

-0.5

0

0.5

1Angle of Attack

y (meters)

angl

e (d

egre

es)

-0.5 -0.4 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

y/b

Cl(y

/b)

02.5º5º10º15º

Flecha


0 5 10 15 20 25 307.7

7.8

7.9

8

8.1x 10-3

Ángulo de flecha (grados)

Cd0

(tot

al)

M=0,648

0 5 10 15 20 25 301.3

1.35

1.4

1.45

1.5

1.55

1.6

1.65

Flecha (grados)

Cl m

ax (a

la)

Flaps


-0.1 -0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

alfa(radianes)

CL

CLCLflaps

Cl máximo= 2.22

Polares


DtrenDflapsDnDvDcDfDD CCCCCCCC w ++++++=

0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.1 0.11 0.120

0.5

1

1.5Polar, configuración de crucero

CD

CL

0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.160

0.5

1

1.5Polar, tren bajado, flaps a 30º

CD

CL

0.02200 =DC 0.05090 =DC

e=0.8824

Eficiencia


• No se requiere una mejora adicional de la eficiencia aerodinámica (es suficiente con el tipo de perfil empleado)

• Un aumento en esta disminuiría la Velocidad de Crucero

• No es necesario el uso de Winglets para mejorar la resistencia inducida

• La resistencia parásita podría disminuirse aún más con mecanismos de succión e inyección de cantidad de movimiento en la capa límite

MLF-Jet

Departamento deEstructuras

Contenido

IntroducciónEstudio de pesosEstudio estructuralPerfiles internosAsignación materiales


Introducción

Estimación de pesos detalladoEstudios estructurales previos (dimensionado)Asignación materiales (metálicos)


Estudio de pesos

MLF-Jet Departamento Estructuras

Elemento Peso Posicion x Posicion Z

Grupo Alar 398,07 8,7 0,8

Fuselaje 322,30 5 0,0

Cannard 39,18 3,4 0,4

Deriva Vertical 58,77 11,4 2,1

Nacelle 63,26 7,9 0,0

Nose Gear 15,85 3 0,8

Main Gear 142,62 8,7 0,8

Engines 417,14 10 0,3

Air Induction 7,84 10 0,3

Fuel System 56,62 4 0,8

Propulsion System 56,68 8 0,0

Avionics+Instruments 103,93 2,5 0,8

Surface Control 71,60 7,5 0,8

Hydraulic System 30,72 7 0,8

Electrical System 144,79 10 0,8

Electronics 94,37 3 0,8

Oxygen 7,33 5 0,8

Air Condition System 78,81 5 0,8

Anti-icing System 31,92 5 0,8

Furnishings 214,99 6 0,8

Pintura 16,28 6 0,0

Oil 43,11 8 0,8

Fuel Capacity

Depósito 1 (Canard) 1,22 3,4 0,4

Depósito 2 (Wing Box) 812,83 8,7 0,8

Payload 840,00 6,3 0,8

C.D.G. X(m) 7,18

% Comb. Canard 15% C.D.G. Z(m) 0,63

Wo (Kg.) 4070

Wf (Kg.) 814,05

We (Kg.) 2416,19


Estudio Estructural (I)

Aerodinámicas (V-n)– nmax=3.4

Momento= 214000Nm


Estudio Estructural (II)

Estructurales– Cabina presurizada e>0.5mm– Tren de aterrizaje retráctil-tricycle

Tren Diámetro (m) Ancho (m)Tren delantero 0.46 0.15Tren trasero 0.46 0.12


Estudio Estructural (III)

Unión fuselaje-motorCada uno 9300N 2barras-5mm


Perfiles internos (I)

Fuselaje-16 cuadernas (separadas 750mm)- 6 largueros- Espesor revestimiento > 0.5mm


Perfiles Internos (II)

Grupo alar- 2 largueros (15% y 70%)-10 costillas (separadas 800mm)


Asignación de materiales

Zona MaterialFuselaje Revestimiento Aluminio 2024

Cuadernas Aluminio 2024 Largueros Titanio

Grupo Alar Revestimiento Aluminio 2024Costillas TitanioLargueros TitanioLarguerillos AluminioMóviles Grafito-Epoxi

Canard Revestimiento AluminioLargueros TitanioCostillas Aluminio

Deriva Vertical Revestimiento Aluminio 2024Largueros TitanioCostillas Aluminio 2024Móviles Grafito-Epoxi

Tren de aterrizaje Principal Estructura AceroMorro Estructura Acero


MLF-Jet

Departamento deEstabilidad y Control

¿Por qué un canard?

Permite descargar la carga aerodinámica del ala, reduciendo su carga estructuralEl canard entrará en pérdida antes que el ala. Efecto estabilizador si Minimizar la interacción aerodinámica entre ala, canard, motores y deriva vertical.

cw ii

Trimado

Ecuaciones de fuerzas verticales y la de momentos de cabeceo:

Datos de partida: Superficie del canard aproximadamente 20 % de la superficie alar.Imposición de un margen estático de 15%

0LeLL CqSWeCC −=+ δα δα 0memm CeCC =+ δα δα

Trimado

Estudio del margen estático en función de flecha y situación del alaFinalmente Aerodinámica desechó la flecha

posición "x" del centro de la cuerda del perfil de la raiz del ala

flech

a en

radi

anes

8 8.1 8.2 8.3 8.4 8.5 8.60

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

Trimado

Estudio del margen estático en función de situación del ala y situación del canard

mxala 7.8=

posición "x" del centro de la cuerda del perfil de la raiz del ala

posi

ción

"x"

del

cen

tro d

e la

cue

rda

del p

erfil

de

la ra

iz d

el c

anar

d

7 7.2 7.4 7.6 7.8 8 8.2 8.4 8.6 8.8 92.5

3

3.5

4

4.5

-0.5

-0.4

-0.3

-0.2

-0.1

0

0.1

0.2

mxcanard 2.3=

mxala 7.8=

Trimado

Los valores obtenidos durante el crucero. Incidencias elegidas

3000 3100 3200 3300 3400 3500 3600 3700 3800 3900 40001.8

2

2.2

2.4

2.6

2.8

3

3.2

3.4

3.6

Peso a lo largo del crucero (N)

angulo de ataque (grados)angulo de deflexión del timón (grados)

º5.1=wi

º3=canardi

Trimado

Valores de geometría y localización225.2 mScanard = 4=canardA 8.0=canardλ

mxala 7.8= mxcanard 2.3=

Valores de estabilidad%15__arg =destabilidadeenm

7121.0−=αmC229.1=emC δ4657.0=eLC δ

0015canardNACA −

Indices de estabilidad lateral direccional

Sus valores son1264.0−=βlC2399.0=βnC

,

Valores de geometría, para conseguir los índices anteriores

º20=Λ vt

24mSvt =mxvt 4.11=º6=Γ

;

;

;

,

. 6.0=vtλ

Derivadas de estabilidad

Para el cálculo de las derivadas de estabilidad se ha usado varios libros:RaymerPamadiRoskam

A grandes rasgos:Raymer Pamadi (Contribución de ala y fuselaje)Roskam (Contribución de deriva vertical)

Derivadas de estabilidad

Despreciamos las derivadas respecto de la derivada del ángulo de ataque debido a que el downwash es pequeño

Derivadas de control

Dimensionadas a partir de:

A partir del fallo del motor

Modos longitudinales. Corto periodo

1.4812717s21 =t 2.7188788sT =

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0

0.05

0.1representación de los autovectores en el plano complejo. Modo de corto periodo

u adalphaq adtheta

-150

-100

-50

0

50

Mag

nitu

de (d

B)

10-4

10-3

10-2

10-1

100

101

102

103

90

180

270

360

450Ph

ase

(deg

)

alpha

Frequency (rad/sec)

Modos longitudinales. Fugoide

s58.2446804T = 21s257.55431321 =t

-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2-0.1

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6representación de los autovectores en el plano complejo. Modo fugoide

u adalphaq adtheta

-300

-200

-100

0

100

Mag

nitu

de (d

B)

10-4

10-3

10-2

10-1

100

101

102

103

-90

0

90

180

270Ph

ase

(deg

)

u ad

Frequency (rad/sec)

Modos transversales

Modo espiral inestable

Dutch-roll

-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2-0.8

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8representación de los autovectores en el plano complejo. Dutcn roll

beta adp adr adphipsi

-150

-100

-50

0

50

Mag

nitu

de (d

B)

10-3

10-2

10-1

100

101

102

103

-180

-90

0

90

180

Phas

e (d

eg)

phi

Frequency (rad/sec)

Entrada aleronesEntrada timón

Modo espiral

-5

0

5x 10

-3 From: In(1)

To: O

ut(1

)

-0.1

0

0.1

0.2

To: O

ut(2

)

-2

0

2

4x 10

-3

To: O

ut(3

)

0 0.5 1 1.5 2 2.5

x 104

0

0.5

1

To: O

ut(4

)

From: In(2)

0 0.5 1 1.5 2 2.5

x 104

Impulse Response

Time (sec)

Ampl

itude

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1-1

-0.8

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1representación de los autovectores en el plano complejo. Modo espiral

beta adp adr adphipsi

Giro con bucle cerrado

Sistema linealizado. No habrá acoplamiento de modo que la velocidad del avión se mantendráconstante, esto nos permitirá realizar una circunferencia.Como en el equilibrio estamos a 200m/s, podréestablecer el radio de giro a partir de

•=ψ

vR

ψ→alerones β→rudderControl multivariable

Giro con bucle cerrado. R=4000

-500 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500-1000

0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

8000

9000

x tierra

y tie

rra

0 10 20 30 40 50 60 70-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

tiempo

βψ

Giro con bucle cerrado. R=10000

-8000 -6000 -4000 -2000 0 2000 4000 6000 8000 10000 12000-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5x 104

x tierra

y tie

rra

MLF-Jet

Departamento deActuaciones

Índice

Estimación de la planta motoraAnálisis potencia necesaria / disponibleAnálisis de actuaciones por segmentosDiagrama T/W frente a la carga alarDiagrama V – n del aviónDiagrama Carga de pago - Alcance

Estimación de la planta motora

Atendemos a las actuaciones con más requerimiento propulsivo:

– Despegue según FAR 23 (Balanced Field Length)– Subida según FAR 23

Balanced Field Length

Datos:

– CLmax = 2.2– BPR = 2.65– MTOW = 4000 kg– Polar en

despegue– S = 14.5 m2– Vstall = 44.3 m/s

Balanced Field Length

Con un motor de 1400 lbf somos capaces de despegar en 1038 m según normativa FAR 23. (Requisito de la RFP: 1100 metros).

CONCLUSIÓN:

Gradiente de subida

Requisito FAR 23:

Gradiente de subida de 8.3% a nivel del mar y potencia máxima continua.

Gradiente de subida

Con un motor de 1100 lbf somos capaces de dar el gradiente de 8.3% de subida exigido por la normativa

La limitación de despegue con un solo motor es por tanto más limitante, luego será el criterio a la hora de elegir motor

CONCLUSIÓN:

Elección de la planta motora

Dadas las limitaciones en cuanto a distancia de despegue, y superficie alar del avión, se requiere una planta que proporcione 1400 lbf de empuje.

Dos motores FJ33-3

Índice

Estimación de la planta motora

Análisis potencia necesaria / disponibleAnálisis de actuaciones por segmentosDiagrama T/W frente a la carga alarDiagrama V – n del aviónDiagrama Carga de pago - Alcance

Análisis Potencia Disponible / Necesaria

smVCR /2.277max =

mh 17320max ≈

Se obtiene:

Análisis Potencia Disponible / Necesaria

CONCLUSIONES:

- En vuelo de crucero (200 m/s)

kWP

kWP

necesaria

disponible

4.531

4.834

=

=

Motor en crucero al 63 % de su régimen máximo

Índice

Estimación de la planta motoraAnálisis potencia necesaria / disponible

Análisis de actuaciones por segmentosDiagrama T/W frente a la carga alarDiagrama V – n del aviónDiagrama Carga de pago - Alcance

Despegue

Distancia corregida de despegue: 1038 metrosVelocidad de despegue (1.2 Vstall): 53.77 m/sParámetro de despegue:

Carga alar:

22 /4310/90 mNftlbTOP =≈

SW

CTOPWT

LTO⋅⋅=

σ)(1

Subida

Condiciones según normativa

V. ascensional máx:

15.89 m/s (3127.9 ft/min.)

Grad. subida máx:

13.4 %

Subida

Subida

Condiciones de cruceroV. ascensional máx:

5.82 m/s (1144.6 ft/min.)

Grad. subida máx:

2.9 %

Valores óptimos:

5.92 m/s (1165.5 ft/min.)3.28 %

Crucero

Velocidad óptima de crucero:

– Aquella que maximiza el alcance

0max

32

DR C

kSWVρ

=

PROBLEMA: ¿A qué altura realizamos el crucero?

Crucero

Buscamos optimizar el alcance:

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

f

i

f

i

WW

ECV

WW

DL

CVR lnln

PARÁMETROS:

- Eficiencia constante función de la polar- Velocidad proporcional a la altura- Consumo específico creciente con la velocidad

Crucero

36.0425.0 +≈ MTSFC

Ley Aproximada:

Crucero

Crucero

2800 Km.2927 Km.200.15 m/s12200 m(40000 ft)

Alcance Requerido

AlcanceVelocidad

óptimaAltura óptima

Giro

Consideramos giro coordinado, sin pérdida de altura:

20 nSW

qk

SWC

qWT D +=

1.1cos

1==

μn

Ángulo de balance de 25º:

Vuelo de Espera

Velocidad óptima de espera:

– Aquella que maximiza la autonomía

PROBLEMA: ¿A qué altura realizamos la espera?

0min

2

Dthurst C

KSWVρ

=

Vuelo de Espera

Buscamos optimizar la autonomía:

PARÁMETROS:

- Eficiencia constante- Relación de pesos constante- Consumo específico creciente dependiente de la velocidad y altura

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

f

i

WW

CEA ln1

021

DCkE

⋅=

Vuelo de Espera

Altura elegida:

- 5000 m

Autonomía:

- 25 min.

Aterrizaje

Coeficiente de sustentación máximo: 2.2Velocidad de entrada en pérdida: 40.01 m/s

Velocidad de aproximación:

Touchdown speed:

Radio de la trayectoria

smVV Stalla /013.523.1 =⋅=

smVV StallTD /012.4615.1 =⋅=

( ) mngV

R f 4.12341

2

=−

=

Aterrizaje

Distancia aterrizaje:

- rozamiento: 0.6- empuje ralentí- no necesaria reversa

Índice

Estimación de la planta motoraAnálisis potencia necesaria / disponibleAnálisis de actuaciones por segmentos

Diagrama T/W frente a la carga alarDiagrama V – n del aviónDiagrama Carga de pago - Alcance

Diagrama T/W vs. W/S

2

max

/2706 mNS

WTO =

3174.0max

=TO

SL

WT

Índice

Estimación de la planta motoraAnálisis potencia necesaria / disponibleAnálisis de actuaciones por segmentosDiagrama T/W frente a la carga alar

Diagrama V – n del aviónDiagrama Carga de pago - Alcance


KNOTVD 575=

4.3max =n

6.1min −=n

KNOTVa 360≈

Datos:

Índice

Estimación de la planta motoraAnálisis potencia necesaria / disponibleAnálisis de actuaciones por segmentosDiagrama T/W frente a la carga alarDiagrama V – n del avión

Diagrama Carga de pago - Alcance


kmRA 2777=

kmRB 3612=

kmRC 4082=

kmRD 3334=

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