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DEPARTAMENTO DEDISEÑO Y SISTEMAS

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Diseño preliminar

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Evolución del diseño

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DISEÑO FINAL I

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DISEÑO FINAL II

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Configuración del avión I

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Configuración del avión II

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Configuración del avión III

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Descripción geométrica I

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Descripción geométrica II

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Descripción geométrica III

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Estructura

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Distribucióninterna I

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Distribucióninterna II

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Tren de Aterrizaje I

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Tren de Aterrizaje II

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Tren de Aterrizaje III

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Tren de Aterrizaje IV

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Cabina I

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Cabina II

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Cabina III

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S. Eléctrico

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S. Combustible

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S. Hidráulico

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S. Presurización

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FCS

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S. Oxígeno

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Instrumentación

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Lucha contraincendios I

∗Comunicación∗Capacidad ∗Ataque eficaz∗Rapidez

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Lucha contraincendios II

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Lucha contraincendios III

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DEPARTAMENTO DEAERODINÁMICA

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Objetivos

RESISTENCIA MÍNIMA

SUSTENTACIÓN MÁXIMA +

CONDICIONES DE VUELO ÓPTIMAS

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Elección Del Perfil

¿QUÉ PERFIL VAMOS A UTILIZAR?

NACA 23012

NACA 23015

NACA 23018

NACA 2410

NACA 2415

NACA 2412

NACA 2418

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Geometría Del Ala

S=113,15 AR=8

E=0,6 Iw=1,5ºFlecha=-1,79 Torsión=1

Moderador
Notas de la presentación
Una vez tenemos la Superficie alar, nos hemos propuesto conseguir la geometría óptima. Esta geometría nos ayuda a conseguir nuestros objetivos, que son máxima eficiencia con un clopt no demasiado alto porque ¿Para que queremos una eficiencia aerodinámica muy alta si nunca vamos a volar a ese valor?. El alargamiento y el estrechamiento son claves en estos objetivos. El borde de ataque recto nos permite mantener un Clalpha bastante alto, al tiempo que conseguimos una gran eficiencia La flecha negativa nos permite desestabilizar un poco el avión, ya que la cola en T nos aporta un exceso de estabilidad. Para elegir la torsión se ha hecho un estudio de sensibilidad coordinado con los valores de incidencia impuestos por el departamento de estabilidad.
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Alargamiento Y Estrechamiento

CLalpha/AR

E0/E

Moderador
Notas de la presentación
Para obtener un Clopt pequeño queremos una K grande y, por tanto, un AR y un coeficiente de Oswald e pequeños. ¿Pero cuanto de pequeño? En esta gráfica tenemos Clalfa frente a AR para varios valores de estrechamiento. Vemos que a partir de 8 la pendiente de la curva hace que el Clalfa caiga bruscamente. Por tanto, es nuestro valor elegido. Además las 2 curvas más altas son la de Estrechamiento 0.25 y 0.6. ¿Cual cogeremos? Por otro lado, para elegir el estrechamiento, pintamos el coeficiente de Oswald frente al estrechamiento para varios valores de estrechamiento. Nos fijamos en la curva de alargamiento 8 (la roja) y vemos que para un estrechamiento 0.6 tenemos un coeficiente de Oswald algo menor que para 0.25. Por tanto cogemos 0.6
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Torsión

CL/CD

CL/Alpha

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Estabilizadores

HORIZONTALVERTICAL

CLalpha 0,0503

CLmax 0,8

CLalpha 0,0035

CLmax 0,62

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Polar Del Avión Limpia

CDo CDo,f CDo.S CDo,LG CDo,Misc k1 k2 Clmax

0.0170 0.0550 0.0095 0.0000 0.0110 -0.0048 0.0440 1,92

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Dispositivos Hipersustentadores

CONFIGURACIÓN SIN FLAPSCD0=0.0295 Clmax=1,925

Configuración de Flaps

Cuerda 30%

Deflexión 40º

Envergadura 46%

Configuración con Flaps

ΔCDo +0,0273 CDo 0.0499

ΔCl +1,04 Clmax 2,96

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Polar Del Avión Sucia

Configuración de Despegue

CDo CDo,f CDo.S CDo,LG CDo,Misc k1 k2

0.0509 0.0063 0.0340 0.0041 0.0011 -0.0051 0.0449

Configuración de Aterrizaje

CDo CDo,f CDo.S CDo,LG CDo,Misc k1 k2

0.0506 0.0061 0.0339 0.0041 0.0011 -0.0050 0.0446

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DEPARTAMENTO DEESTABILIDAD Y CONTROL

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∗ Análisis Longitudinal ∗ Dimensionado HTP e incidencias∗ Centro de gravedad∗ Margen Estático ∗ Trimado Longitudinal

∗ Análisis lateral-direccional∗ Dimensionado VTP ∗ Dimensionado alerones∗ Análisis de Fallo de Motor∗ Viento cruzado

∗ Estabilidad Dinámica∗ Longitudinal∗ Lateral-direccional

Objetivos

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Análisis Longitudinal

HTP

Sh = 32 m2 Se=8.50 m2

iw = 1.50º Ih = -1º

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Análisis longitudinal

SMPL-f : 18.6% SMPL-Nf : 17.9% SMNPL-f : 18.6% SMNPL-Nf : 16.5%

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Antes de la descarga Durante la descarga Después de la descarga

Análisis Longitudinal

αmax=1.82º αmin=-2.29º

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Antes de la descarga Durante la descarga Después de la descarga

δe,min=1.62º δe,max=8.7º

Análisis Longitudinal

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Análisis Lateral - Direccional

ALERONES

y1=10.08 m y2=14.75 m ca/c=0.30

Sa=8.82 m2 Sa/Sala=0.08

VTP

y1=0.30 m y2=5.40 m cr/c=0.40

Sr=7.14 m2 Sr/SVTP=0.34

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Fallo de motor y viento cruzado

CYβ = -0.3564 CYδa = 0 CYδr = 0.2873

Clβ=-0.0543 Clδa = 0.2321 Clδr = 0.0234

Cnβ = 0.1127 Cnδa= -0.0459 Cnδr= -0.1163

OEI

ϕ=-2.478º

δa=-1.664º

δer=16.488º

β=15º

ϕ=0.505º

δa=2.131º

δer=13.692º

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Estabilidad dinámica longitudinal

Corto periodoλ = -2.5372±3.8062i

ω = 4.574 rad/sξ = 0.554T = 1.651 s

Fugoideλ = -0.033±0.0941i

ω = 0.099 rad/sξ = 0.331

T = 66.758 s

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Estabilidad dinámica lateral-direccional

Balanceo holandésλ = -0.549±2.955iω = 3.006 rad/s

ξ = 0.183T = 2.126 s

Espiralλ = -0.00217

thalf = 319.022 s

Convergencia en balance

λ = -3.773thalf = 0.187 s

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DEPARTAMENTO DEESTRUCTURAS

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Histórico de Resultados

0100002000030000400005000060000

MTOW

MTOW (kg)

Factores Lineales 56424

Iteración 1 46243

Iteración 2 36575.4

Iteración 3 37340.2

Iteración 4 39644.4

Iteración Final 38404.16

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Resultados

Peso (kg)MTOW 38404.158

Fuel + Reserva 2393.14Payload 20412

Crew 205.93Estructura* 13041.3

Sistemas 3380.5

FuelPayloadCrewEstructuraSistemas

•Carga Alar: W/S= 346.4 kg/m2

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%MTOW

AlaHTPVTPFuselajeTren AterrizajeMotoresRefuerzosPayloadCrewCombustibleSistemas

9.54231.02340.68229.10064.67578.5828

1.4253.15

0.545.88

8.8024

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Fly Control System

Sistema Hidráulico

Instrumentación

Electricidad

API

Oxígeno

APU

Op. Item

Depósito

% W Sistemas

15.70076.8829

11.804816.781220.0761

1.78784.01503.6059

19.3463

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Comparación: LockheedC-130 Hércules

Chartle 16 Lockheed C-130

%MTOWAla 9.54HTP 1.02VTP 0.68

Fuselaje 9.10Tren Aterrizaje 4.68

Motores 8.58Estructura 33.96

Sistemas 8.80

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Envolvente del Centro de Gravedad

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Envolvente del Centro de Gravedad

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x adelantado = 43.8236% x atrasado = 44.1395%

Envolvente del Centro de Gravedad

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Envolvente de Vuelo

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Esfuerzos del Ala: Cortante

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Esfuerzos del Ala: Momento Flector

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Esfuerzos del Ala: Momento Torsor

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-1,50E+05

-1,00E+05

-5,00E+04

0,00E+00

5,00E+04

1,00E+05

1,50E+05

2,00E+05

2,50E+05

3,00E+05

3,50E+05

Ater

rizaj

e 2

punt

os

Ater

rizaj

e 3

punt

os

Tail

Dow

n la

ndin

g

Carr

era

Des

pegu

e 2

punt

os

Carr

era

Des

pegu

e 3

punt

os

Bala

nce

Fren

ado

Solo

Prin

cipa

l

Bala

nce

Fren

ado

Tren

Mor

ro

Rem

olqu

e

FLEC

TOR

[Nm

]

Esfuerzos en el Tren de Aterrizaje

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-1,00E+05

-5,00E+04

0,00E+00

5,00E+04

1,00E+05

1,50E+05

2,00E+05

Ater

rizaj

e 2

punt

os

Ater

rizaj

e 3

punt

os

Tail

Dow

n la

ndin

g

Ater

rizaj

e 1 r

ueda

Carr

era

Des

pegu

e 2

punt

os

Carr

era

Des

pegu

e 3

punt

os

Bala

nce

Fren

ado

Solo

Prin

cipa

l

Bala

nce

Fren

ado

Tren

Mor

ro

Rem

olqu

e

CORT

AN

TE [N

]

Esfuerzos en el Tren de Aterrizaje

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0,0E+00

1,0E+05

2,0E+05

3,0E+05

4,0E+05

5,0E+05

6,0E+05

7,0E+05

8,0E+05

9,0E+05

Ater

rizaj

e 2

punt

os

Ater

rizaj

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punt

os

Tail

Dow

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Ater

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Carr

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Carr

era

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pegu

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punt

os

Bala

nce

Fren

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Solo

Prin

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l

Bala

nce

Fren

ado

Tren

Mor

ro

Rem

olqu

e

AXI

L [N

]

Tren Principal

Tren Morro

Esfuerzos en el Tren de Aterrizaje

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Refuerzos

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Elección de Materiales

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DEPARTAMENTO DEPROPULSIÓN Y ACTUACIONES

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Planta propulsora

Rolls Royce TurbomecaRTM 322-01/09 (2430 shp)

• Motor de helicóptero adaptado para uso como Turboprop

• Escalado del 90,53 %

• Características:We = 230 kg (12,5 % de PGB)Longitud = 1,14 mDiámetro = 0,64 mCbhp = 0,42 lb / (shp h)P/W = 4,87 shp / lb

Hélice

• Material : Composite• Peso = 65 kg• Número de palas = 8• Diámetro = 3 m

Planta de potencia

• 4 motores• P = 8800 shp• We,T = 295 kg

Compacto

Ligero

Eficiente

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Potenciavs altitud

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Potenciavs velocidad

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Cbhp vs altitud

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Cbhp vs velocidad

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Cbhp vs δT

primera línea

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Cbhp vs δT

ferry

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Radio de operación

McCall Municipal Airport , IdahoAltitud: 5024 ft Pista máxima: 6108 ft

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Diagramacarga de pago - alcance

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Primera líneaAlternativas

Crucero

Altura/velocidad δ CASM / t Comb.

15000 ft 250 ktVuelta

85 %56,2 %

8,781788 s

662 kg438 kg

15000 ft 300 ktVuelta

110 %85,6 %

8,451490 s

827 kg625 kg

17000 ft 250 ktVuelta

91,2 %58,1 %

8,91788 s

652 kg416 kg

17000 ft 300 ktvuelta

115 %87 %

8,451490 s

826 kg589kg

Tramos / palanca 𝛁𝛁 Comb.

10000 ft + 15000 ft80 % / 95 %

< 3,2% 715 kg

10000 ft + 15000 ftCrucero

< 3,2% 557 kg

5035 ft + 15000 ftCrucero

0,0368rad

395 kg88,5 kg

295 ft + 17000 ftcrucero vuelta

0,0638 rad

173,2 kg45,1 kg

Subida

Distancia = 124,1 nmi

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Primera línea

CASM = 10, 1499 cént. $Peso inicial = 38404, 1584 kgCombustible consumido= 1900,29 kgCombustible reserva = 6 %

Carrera de despegue = 451,93 mCarrera aterrizaje = 213,47 m

Cl medio crucer0 ida = 0,511Cl medio crucero vuelta = 0,165

Distancia total = 741,715 m = 449 nmiTiempo total = 1 h 50,89 min

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Primera líneaConsumo/Distancia

Despegue+taxi

Subida

Crucero 15000ftDescenso

Viraje

Crucero 17000ft

Aterrizaje+taxi

Reserva

CONSUMO

0

50000

100000

150000

200000

250000

DISTANCIA

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FerryAlternativas

Crucero

Altura/velocidad 𝜹𝜹 Comb. Tiempo

15000 ft cl=0,6 29,73 % 5911 kg4450 km

52720 s

17000 ft cl=0,62 31,7 % 5709 kg4450 km

52270 s

17000 ft 250 knots 62,4 % 8646 kg4450 km

34598 s

Tramos 𝛿𝛿

5035ft+17000ft 95 %

Subida

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Ferry

Peso inicial = 22634,33 kgCombustible consumido= 6132,27 kgCombustible reserva = 8 %

Distancia total = 2501,19 nmiTiempo total = 14 h 59 min

Carrera despegue= 157,21 mCarrera aterrizaje =218,9 m

Cl medio crucero= 0,62

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FerryConsumo/Distancia

Despegue+taxi

Subida

Crucero 15000ft

Descenso

Aterrizaje+taxi

Reserva

CONSUMO

DISTANCIA

0

1000000

2000000

3000000

4000000

5000000

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Segmentos emergencia

Despegue3 motores

Distanciaground

Distancia transicción

Distancia climb

Ángulo de subida tramos definidos

Línea 566,7 m 145,7 m 39,5 m 0,042 rad/0,029 rad

Ferry 200 m 65,7 m 0 m 0,042 rad/0,029 rad

- Motor inoperativo en despegue

- Aterrizaje con 90% MWTO

Aterrizaje90% MTWO

Distanciaacercamiento

Distancia flare

Distancia ground

Línea 110,7975 m 140 m 301,6 m

Ferry 139,59 m 86 m 158,1 m

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Mejoras

En un futuro análisis por parte de un equipo de diseño, se llevarán a cabo las siguientes

mejoras:

• Mejor optimización tramos de subida: menor combustible

• Aprovechamiento longitud de pista, disminuyendo el incremento de flaps

necesarios y el % de superficies hipersustentadoras

• Disminución de potencia necesaria

• Reducción de CASM

• Búsqueda de plantas de potencia más actuales y eficientes