PROYECTO GORRIÓN ACCTA - Universidad de...

27 Enero 2010 Proyecto Final

Cálculo de Aviones5º

Ingeniería Aeronáutica

Mª

Isabel Jurado Molina -

EstructurasDavid Luque Jiménez -

Aerodinámica

Noelia Medina Zamora -

Actuaciones y Propulsión

Mario Pérez Rodríguez -

DiseñoElías Plaza Alonso -

Estabilidad y Control

1

DISEÑO

Mario Pérez Rodríguez

Proyecto Final

EVOLUCIÓN PROCESO DISEÑO

3

DISEÑO SERVILLETA


4

2ª REVISIÓNDiámetro del fuselaje = 4,4 metros


5

2ª REVISIÓN


6

3ª REVISIÓN


7

3ª REVISIÓN

8

DISEÑO SPARROW FINAL

9

DISEÑO SPARROW FINAL

DISEÑO SPARROW FINAL10

DISEÑO SPARROW FINAL11

VISTAS DISEÑO FINAL12

COMPARATIVA SPARROW

Aviones similares

Longitud total del

fuselaje (m)Diámetro (m) Pasajeros

A‐320 37.57 3.95 148

B‐737 39.5 3.76 ‐

4.01 162

SONIC CRUISER 60 5.1 200

SPARROW 37.25 4.2 150

13

14

VENTAJAS DISEÑO SPARROW

CANARD y ALA RETRASADAGran potencial de control y estabilizaciónCDG retrasado, mayor brazo de acción con el canard:

•

Disminuimos S, W y DAhorro de superficie horizontal:

•

10 m2

menor que la del A-320

ALA BAJANo discontinuidad en cabina de pasajerosEn aterrizaje absorbe mejor las cargas

•

Menor refuerzo del fuselaje, menor WAumenta el efecto suelo:

•

Aterrizaje más suave y confortable

14

15

VENTAJAS DISEÑO SPARROW

MOTORES EN COLA POR ENCIMA DEL ALAGeneran succión que acelera corriente extradós

•

Aumenta L•

Retrasa entrada en pérdidaAprox. centrados:

•

Ante fallo de motor, menor asimetríaDistancia ala-suelo menor:

•

Tren de aterrizaje más corto No succionan suciedad en pista

ESTABILIZADORES VERTICALES EN PUNTAS DEL ALAAhorro de superficie vertical total (se combinan con winglets)Estela motor no le afecta

DISEÑO INTERIOR SPARROWDISTRIBUCIÓN DE PASAJEROS

Primera clase. Seat pitch 36’’ (12 asientos en tres filas)

Clase turista.Seat pitch 32’’ (138 asientos en 23 filas)

150 pasajeros en totalCotas en milímetros

16

DISEÑO INTERIOR SPARROW

17

DISTRIBUCIÓN DE PASAJEROS SPARROW (150 pasajeros)

DISTRIBUCIÓN DE PASAJEROS A-320 (155 pasajeros)


CONFIGURACIÓN DE ALTA DENSIDAD

Clase única con seat pitch 30’’Capacidad para 29 filas con 6 asientos cada una174 pasajeros en total

18


SECCIÓN FRONTALSPARROW VS BOEING-737

19

DISEÑO INTERIOR SPARROWSALIDAS DE EMERGENCIA

2 salidas Tipo A a cada lado del fuselaje2 salidas Tipo III a cada lado del fuselajeCapacidad de evacuación 290 personas

20

DISEÑO INTERIOR SPARROWASEOS, DESPENSAS Y COCINA

2 aseos (uno en la parte delantera y otro en la trasera) ~ 2 m2

Despensa en el morroCocina en la cola

21


22

CAPACIDAD DE CARGA

BAHÍA DE CARGARFP: Capacidad > 7.5 ft3/pasajero (> 1125 ft3) Capacidad bodega Sparrow ~ 3130 ft3

Clase única (174 pax) ~ 18 ft3/paxClase doble (150 pax)~ 21 ft3/pax CUMPLIMOS RESTRICCIÓN

23

AERODINÁMICA

David Luque Jiménez

Proyecto Final

AERODINÁMICA

Geometría de superficies aerodinámicas.

Análisis de perfiles.

Sustentación alar.

Resistencia aerodinámica del avión.

Curvas: polar y eficiencia del avión para

cada una de las condiciones de vuelo.

25

26

GEOMETRÍA DEL ALA

Perfiles de tipo supercríticos:Perfil medio del avión B737: BAC 737b.

Característica geométricas:Alargamiento: 8.5Estrechamiento: 0.3Flecha en c/4: 25ºÁngulo diedro: 3ºSuperficie de referencia: 110m2

• winglets tipo blended.

27

GEOMETRÍA DEL CANARD

Perfil de alta efectividad:NACA 0012.

Característica geométricas:Alargamiento: 4Estrechamiento: 0.5Flecha en c/4: 25ºSuperficie de referencia: 20m2

28

GEOMETRÍA DEL VERTICAL

Perfil de alta efectividad:NACA 0012.

Característica geométricas:Alargamiento: 4.5Estrechamiento: 0.7Flecha en c/4: 20ºSuperficie de referencia: 22m2

ANÁLISIS DE PERFILES29

Software: DesignFOILRe=10^7; Altura de crucero;M=0.2


Cl,max: 1.6010Cl,alfa: 6.811


Cl,max: 1.5240Cl,alfa: 6.818

SUSTENTACIÓN ALAR32

Se sigue el capítulo 12 de [2] (Raymer).Sustentación alar a partir de parámetros geométricos y de la información de los perfiles.

Analizadas todas las configuraciones de vuelo:CruceroEsperaDespegue y aterrizajeReserva

SUSTENTACIÓN ALAR

Dispositivos hipersustentadores:Slat en el b.a. y flap de doble ranura en el b.s.

Dispositivos hipersustentadores:Slat en el b.a. y flap de doble ranura en el b.s.

CL,max,crucero: 1.3059CL,max,TO : 2.4732CL,max,sucia : 2.7448

CL,alfa,espera:5.9608CL,alfa,crucero:5.5139

33

RESISTENCIA AERODINÁMICA

Component buildup method.34

Factores de interferencia.Porcentajes de flujo laminar.

RESISTENCIA AERODINÁMICA35

0.0667

0.0453

0.0231 0.0262 0.02160.0166

36

POLAR DEL AVIÓN

Polar parabólica de coeficientes constantes:

e 0.9147

K1 0.0545

K2 0.0167

C D= C D ,0�K1�C L�K 2�CL2

EFICIENCIA DEL AVIÓN

En crucero: Emax=18.43 para un ángulo de 6º37

ESTRUCTURAS

Mª

Isabel Jurado Molina

Proyecto Final

DESGLOSE DE PESOS

PESO EN VACÍO 30735 kg

PESO MÁXIMO AL DESPEGUE 78465 kg

OPERATIONAL EMPTY WEIGHT 31134 Kg

PESO COMBUSTIBLE 27994 kg

PESO CARGA DE PAGO MÁXIMA (174 pax)

19337 kg

PESO MÁXIMO (Kg) PASAJEROS

SPARROW 1 78465 174

SPARROW 2 75352,5 150

A320 75500 150

B737-800 B 79015 162

39

PESO ESTRUCTURALALA 4068,8 kg

VERTICAL 1055,2 kg CANARD 1935,8 kg

FUSELAJE 6410,7 kgTREN ATERRIZAJE 2049,1 kg

GÓNDOLA 542,8 kgTOTAL 16062,3 kg

40

PESO DE LOS EQUIPOS

S. COMBUSTIBLE 465,275

MOTOR 114,61F.C.S. 1523,12

HIDRÁULICO Y NEUMÁTICO 64,58

INSTRUMENTOS Y AVIÓNICA 958,62

ELÉCTRICO 662,185AIRE

ACONDICIONADO 854,84

OXÍGENO 60,5APU 346,35

TOTAL 5050,08 Kg

41

MATERIALES COMPUESTOS. REDUCCIÓN DEL PESO

Reducción del peso debido al empleo de materiales compuestosALA: Fibra de carbono + epoxy.CANARD Y VERTICAL: carbono + aramida + epoxyFUSELAJE: paneles GLARE (fibra de vidrio + matriz metálica).GÓNDOLA: carbono + epoxy

Se ha reducido el peso en:

1912 kg

que representa un porcentaje con respecto al peso total de la aeronave:

2,44 %

42

REFUERZOS. SEGURIDAD ESTRUCTURAL.Re

Refuerzo encastre ala fuselaje Aumento de las costillas en el cajón central del ala y reducción de la separación de las cuadernas en el fuselaje.

Refuerzo motor fuselaje Aumento de las costillas del canard.

Refuerzo encastre canard fuselaje Aumento de las costillas en la zona central.

Refuerzo sujeción tren de aterrizaje Refuerzo de la unión.

Refuerzo unión superficie vertical y ala.

Se ha incrementado el peso debido a los

refuerzos para seguridad estructural en:

384,1 kg

43

DISPOSICIÓN DE LOS EQUIPOS Y CABLEADO.

La localización de los equipos atiende a aspectos geométricos:

Espacio disponible para la colocación de los equipos dentro de la aeronave.

Aspectos de estabilidad.Centro de gravedad total de la aeronave dentro del margen estático.

44

LOCALIZACIÓN DE LOS TANQUES DE COMBUSTIBLE

El centro de gravedad del combustible viene impuesto por el departamento de estabilidad.Se ha considerado la colocación de dos depósitos adelantados de combustible para adelantar su centro de gravedad a 27,4 metros del morro.

Depósito en las alas 26 m^3Depósitos auxiliares 8 m^3

45

CENTRO DE GRAVEDAD DE LAS PARTES ESTRUCTURALES

46

ANÁLISIS DEL CENTRO DE GRAVEDAD EN EL EJE X.

COMBUSTIBLE CARGA DE PAGOCENTRO DE GRAVEDAD

AVIÓN

SI SI 27,34 m

SI NO 27,54 m

NO SI 27,63 m

NO NO 27,28 m

Sparrow cumple los requisitos de estabilidad estática longitudinal en cualquier configuración de vuelo, de acuerdo a los valores de combustible y carga de pago máximos. (Departamento de Estabilidad).

47

CENTRO DE GRAVEDAD SEGÚN EL EJE VERTICAL. INERCIAS.

La localización del centro de gravedad en Z se ha estimado de acuerdo a la configuración de ala baja, canard elevado y motores lo más cercano posible al centro de gravedad vertical.

C. d. g. Z (Con combustible) -

0,92 m

C. d. g. Z (Sin combustible) -

0,53 m

kg m^2 Ixx Iyy Izz Ixz Ixy Izy

INERCIAS 8,01 104 6,06 106 5,98 106 -1,52 105 0 0

48

ESTABILIDAD Y CONTROL

Elías Plaza Alonso

Proyecto Final

50

INTRODUCCIÓN

El objetivo fundamental es el diseño de los elementos de estabilidad y control. Dos tipos de requisitos de diseño: criterios de optimización y criterios de estabilidad.Sistemas de referencia usados:

Ejes Estabilidad (CdG; x, y, z)Ejes Estabilidad secundarios (CdG; x2, y2, z2)Ejes Geométricos (Inicio fuselaje; X, Y, Z)

Sistemas de unidades:Sistema Internacional- derivado.Excepciones: algunos resultados angulares.

50

51

Estabilidad Longitudinal:Modelo

Hipótesis:Condiciones de crucero.Ángulo de ataque pequeño.El momento de cabeceo que produce el empuje es nulo (la línea de empuje se ha dispuesto a la altura del centro de gravedad) Contribución a la sustentación del fuselaje despreciable frente a la del ala.Relación de presiones dinámicas de qc/q = 0.95.Despreciamos downwash del canard sobre ala (debido a su mayor altura y a la amplia separación existente entre ambos).

X

Z

ic iw

α

δcCanard móvil Ala retrasada

51

52

Estabilidad Longitudinal:Procedimiento de Diseño

Criterios de diseño:Minimizar pesoMinimizar resistenciaMinimizar ángulo de ataqueVolar entorno a máxima eficiencia

1º) Programación no lineal:-Objetivo: min {Sc

, Wlastre

}- Variables:

ScXcgXcgcombustibleXcgcargaWlastrePosición del ala

-

Restricciones: SM Є

[10%, 20%]

2º) Proceso iterativo:-

Objetivo: min {CDi

, |αala

-

αóptimo

|}- Variables:

iciw

- Restricciones: CM0

>0

Limitaciones en las variables:Dpto. EstructurasDpto. DiseñoDpto. Aerodinámica

Observación:Necesidad de lastre

Solución de Compromiso

52

53

Estabilidad Longitudinal:Resultados de Diseño

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

metros

met

ros

27 27.5 28 28.5

0

metros

Ala:Posición (más adel)= 27 mi_ala = 1.2º

Centros de gravedad:Avión: 27.4123 mCombustible: 27.4131 m Carga de pago: 24.2125 m

Centro aerodinámico: 28.2 m

Lastre: 23380.8273 N

53

54

Derivadas de estabilidad longitudinales

CDα

= 0.24395CDu

= 0.069522CDδc = 0.33193CTx1

= -0.047031CTxu = 0.11045

CL0

= 0.23049CCLL

αα

= 6.3233= 6.3233CL

δ

c

= 0.69091CL

α

_dot = -4.7773CLq = 9.504CLu

= 0.89121

Coeficientes de fuerza según eje x:

Coeficientes de fuerza según eje z:

C. Momento según eje y:

NOTAS: Para uso en radianes. Estimación para peso medio en crucero, y CdG de diseño

54

55

Criterios de Estabilidad Estática Longitudinal

-0.5 -0.4 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5-0.8

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

α

CM

Estabilidad Longitudinal

Estabilidad sin trimar δc

Estabilidad en trimado con Peso Max " con carga de pago completa y 0% Fuel " sin carga de pago y 100% Fuel " sin carga de pago y 0% Fuel

CMα < 0 CM0 > 0

55

56

ANÁLISIS: Margen estático

27.4 27.45 27.5 27.55 27.6 27.65 27.7 27.75 27.8

0.1

0.12

0.14

0.16

0.18

0.2

Centro de Gravedad (m)

Mar

gen

Est

átic

o

SM en función del CdG

CG para SM=20%CG para SM=10%CG para SM=15%CG sin Fuel, con CargaCG con Fuel, con CargaCG sin Fuel, sin CargaCG con Fuel, sin Carga

56

57

ANÁLISIS Trimado: Variación con peso y velocidad

Ángulo de ataque

4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8x 105

0

1

2

3

4

5

6

7

8

peso (N)

AoA

(gra

dos)

Variación de AoA con peso, con carga de pago completa a diferentes velocidades

189 m/s199209219229239 (crucero)249259269279289

57

58

ANÁLISIS Trimado: Variación con peso y velocidad

Deflexión del canard

4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8x 105

-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

peso (N)

δ c (gra

dos)

Variación de δc con peso, con carga de pago completa a diferentes velocidades

189 m/s199209219229239 (crucero)249259269279289

58

59

ANÁLISIS: Resultados de la optimización

Comparativa ángulos de ataque de trimado para el ala y el óptimo de la misma

Resistencia inducida

3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8x 105

1.5

2

2.5

3

3.5

4

4.5

5

5.5

6

peso(N)

αal

a (gra

dos)

Comparación AoA del ala con el óptimo

αala con carga de pago

αala sin carga de pago

αala óptimo

3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8x 105

0.005

0.01

0.015

0.02

0.025

0.03

0.035

peso (N)C

Di

Evolución de la resistencia inducida

CDi con carga de pago completaCDi sin carga de pago

59

60

Estabilidad Lateral- Direccional:Modelo

Hipótesis:La línea de empuje es paralela al eje longitudinal (por diseño).En configuración y condiciones normales, el avión es simétrico.Relación de presiones dinámicas de qv/q = 0.95.Despreciamos sidewash sobre las derivas verticales.

β

Alabeo “l”

Guiñada “n” Fuerza lateral “Y”

x

y

X

60

61

Estabilidad Lateral- Direccional:Procedimiento de Diseño

Criterios de diseño:Minimizar pesoMinimizar resistenciaMinimizar tamaño de las superficies de control (actuadores)

1º) Proceso iterativo variando la superficie total vertical.

- Objetivo: min {Svt

}

RestriccionesEstabilidad lateral y direccional. Trimado con deflexiones no superiores al max.

2º) Proceso iterativo variando la longitud de alerón.

- Objetivo: min {Lalerón

}

3º) Proceso iterativo variando la superficie de timón dirección.

- Objetivo: min {Srudder

}

61

0 1 2 3 40

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4

4.5

5

Representación de una Deriva Vertical

metros

met

ros

CA deriva vertical

62

Estabilidad Longitudinal:Resultados de Diseño

30 35 40

Timón de dirección (para una deriva):

S_2_rudders

= 6.6 m2

L_rudder

= 4.7 mc_timón

/c_ala

= 31.9149 %

Alerones (para semiala):

S_2_alerones

= 12.2019 m2

Laleron

= 2.9 mcaleron /cala = 26 %Distancia del inicio del

alerón desde eje longitudinal = 12.0889 m

62

63

Derivadas de estabilidad lateral-direccionales

CY_0

= 0CY_β

= -1.1637CY_δa = 0CY_

δ

r = 0.49003CY_p

= -1.9527CY_r = 0.43307

Cl_0

= 0CCl_l_

ββ

= = --0.165610.16561Cl_

δ

a

= 0.13459Cl_

δ

r = 0.025641Cl_p

= -0.53956Cl_r = 0.13785

Coeficientes de fuerza según eje y:

Coeficientes de momento según eje x:

C. Momento según eje z:

NOTAS: Para uso en radianes. Estimación para peso medio en crucero, y CdG de diseño

Criterios de estabilidad estática:

Cnβ > 0 (lateral)Clβ < 0 (direccional)

63

64

ANÁLISIS: Fallo de Motor (OEI)

Trimado lateral muy por debajo del límite. Tener en cuenta el pequeño brazo existente entre motor y centro longitudinal.

δa δr ϕ

3 4 5 6 7 8x 105

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

peso (N)

grad

os

Deflexión alerón ante fallo de motor

soluciónposición límite permitidalímite de pérdida

3 4 5 6 7 8x 105

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

peso (N)

grad

os

Deflexión timón dirección ante fallo de motor


3 4 5 6 7 8x 105

-5

-4

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

peso (N)

grad

os

Alabeo ante fallo de motor

soluciónlímite permitido

64

65

ANÁLISIS: Resbalamiento 15º

Deflexión de alerón se mantiene por debajo de los límites. Deflexión de timón de dirección cercana al máximo.

δa δr ϕ

3 4 5 6 7 8x 105

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

peso (N)

grad

os

Deflexión alerón ante resbalamiento 15º


3 4 5 6 7 8x 105

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

peso (N)

grad

os

Deflexión timón dirección ante resbalamiento 15º

soluciónposición idónealímite de pérdida

2 4 6 8x 105

-15

-10

-5

0

5

10

15

peso (N)

grad

os

Alabeo ante resbalamiento 15º

soluciónlímite permitido

65

66

ANÁLISIS: Viraje

Condiciones de viraje: velocidad de 69.45 m/s, factor carga n=1.2, alabeo de 33º.

Resultados: β = 0.191 º, δa= -0.71º , δr = -0.42º.

Debido a la gran potencia de las superficies de control (exigencia de la condición de vuelo con resbalamiento), su deflexión en las condiciones del viraje impuestas es muy pequeña.

66

67

Estabilidad Dinámica. ANÁLISIS: estabilidad

67

68

Estabilidad Dinámica. ANÁLISIS: modos de vuelo

NOTA: los requerimientos son según FAR 25, aeronave de clase II y Categoría B.Dinámica longitudinal:

Modo fugoide: -0.0008 +/- 0.0650 iζ = 0.0130, T = 96.7295 s.Estable, aunque polo muy cerca del eje imaginario.Requerimientos: no se establecen.

Modo corto-periodo: -0.1405 +/- 1.0986 iζ = 0.1268, T = 5.7193 s.Estable.Requerimientos: algo por debajo del mínimo (ζ=0.2).

-10000

-5000

0

To: O

ut(1

)

0

1

2

3

4

5

To: O

ut(2

)

-2

-1

0

1

2

To: O

ut(3

)

0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000-20

-10

0

10

20

To: O

ut(4

)

Step Response

Time (sec)

Ampl

itude

68

69

Estabilidad Dinámica. ANÁLISIS: modos de vuelo

Dinámica lateral-direccional:Modo balanceo holandés: -0.0757 +/- 2.0705 i.

ζ = 0.0365, T = 3.0346 s Estable.Requerimientos: cumplidos (ζ > 0).

Modo “roll”: -14.4362τ = 0.0693 s.Estable.Requerimientos: no se establecen.

Modo espiral: 0.0031Inestable, aunque polo muy cerca del cero.Requerimientos: no se establecen.

-2

0

2

4x 10

8 From: In(1)

To: O

ut(1

)

-4

-2

0

2

4

x 105

To: O

ut(2

)

-2

0

2x 10

7

To: O

ut(3

)

-4

-2

0

2

4

x 108

To: O

ut(4

)

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500

0

5

10x 10

9

To: O

ut(5

)

From: In(2)

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500

Step Response

Time (sec)

Ampl

itude

69

70

Conclusiones

Diseño optimizado (se ha reducido la superficie de estabilizadores comparativamente con otros aviones de su categoría).Optimización en condiciones de crucero (baja resistencia inducida, vuelo en el entorno de L/D máximo)Estable estáticamente (longitudinal-lateral-direccionalmente).Propiedades “anti-stall” gracias al canard.Estabilidad dinámica no depurada.Recomendaciones:

Sistema de Control S.A.S. (Stability Augmentation System) especialmente para corregir el modo espiral.

70

PROPULSIÓN Y ACTUACIONESNoelia Medina Zamora

Proyecto Final

MOTOR CFM-56 7B2772

Motor fijado previamenteEmpuje máximo por motor (se han instalado 2): 117000 N

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80

50

100

150

200

250

300

350

400

Mach

Con

sum

o (K

g/m

in)

Consumo 2 motores CFM-56 frente a Mach, palanca = 1

Altura = 0 ftAltura = 1500 ftAltura = 15000 ftAltura = 25000 ftAltura = 35000 ftAltura = 50000 ft

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80

0.5

1

1.5

2

2.5x 10

5

Mach

Em

puje

(N)

Empuje 2 motores CFM-56 frente a Mach, palanca = 1

Empuje y consumo frente a Mach de vuelo a diferentes alturas con

palanca al má

72

MOTOR CFM-56 7B2773

Empuje y consumo frente a Mach de vuelo para diferentes posiciones de palanca, para altitud de crucero

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80

20

40

60

80

100

120

Mach

Con

sum

o (K

g/m

in)

Consumo 2 motores CFM-56 frente a Mach, altura = 35000 ft

Palanca = 0.1Palanca = 0.5Palanca = 0.6Palanca = 0.7Palanca = 0.8Palanca = 0.9Palanca = 1

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80

1

2

3

4

5

6

7

8x 10

4

Mach

Em

puje

(N)

Empuje 2 motores CFM-56 frente a Mach, altura = 35000 ft

73

FRACCIONES DE COMBUSTIBLE

74CRUCER

OM=0.78

ATERRIZAJ

E

ESPER

A

CRUCERO

RESERVAM=0.78

SUBIDA 1VTAS=250 kts

DESC

EN

SO0 ft

0 ft1500 ft1500 ft

10000 ft

30000 ft35000 ft

25000 ftDESCENSO

RESERVA

SUBIDA 0

SUBIDA 2VTAS=330kt

s

SUBIDA 3M=0.78

SUBI

DA

RES

ERV

A

WX

/ W0

= 0.6632

Distribución consumo combustible

Wfuel

=27994 kg(con ahorro 27142

kg)

74

CURVA T/W vs W/S75

Curvas referidas a condiciones de despegueSe asume en todos los tramos atmósfera ISA+15

75

ELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO

76

W0

/S= 6600 PaTsl

/W0

= 0.26

Sdespegue

=117 m2

Sref

=110 m2 y 7 m2 disp. hipersustentadores despeg

5000 5200 5400 5600 5800 6000 6200 6400 66000.24

0.25

0.26

0.27

0.28

0.29

0.3

0.31

0.32

0.33

0.34

W0/S en N/m2

T 0/W0

Curvas limitantes

76

ANÁLISIS DEL DESPEGUE77

RODADURA NIVELADA

Tiempo: 18 seg Distancia:

1340mConsumo: 72.2

kg

RODADURA LIBRE

Tiempo: 3 segDistancia: 235mConsumo: 12 kg

TRANSICIÓNTiempo: 2.9

segDistancia:

222mConsumo:

11.5kg

SUBIDA Tiempo: 0.7

segDistancia: 65mConsumo: 2.6

kg

CALENTEMIEN TO MOTORES

Tiempo: 4 minConsumo: 93.4

k

TAXITiempo: 5 min

Consumo: 110.6 kg

Tiempo Total: 9min+24.6segDistancia Total: 1862 mConsumo Total: 307.6 kg

Ángulo de subida γ: 7.48 º77

ANÁLISIS DEL ATERRIZAJE78

RODADURA CON

FRENOSTiempo: 5 seg

Distancia: 313m

Consumo:7.9k g

RODADURA LIBRE

Tiempo: 3 segDistancia:

185mConsumo:

1.2kg

FLARETiempo: 1.7

segDistancia:

115mConsumo:

0.7kg

APROXIMACIÓ N

Tiempo: 3.4 segDistancia: 236m

Consumo: 1.3kg

MOTORES RALENTÍ

Tiempo: 5 minConsumo: 113.4kg

TAXITiempo: 5 min

Consumo:119.7 kg

Tiempo Total: 13.1seg+10minDistancia Total: 849 mConsumo Total: 244.2kg

78

ANÁLISIS DE LA SUBIDA79

Subida 0De 35 ft a 1500 ft con velocidad 1.3VstallDistancia recorrida: 2.5 km

Tiempo empleado:

0.3minutos

Subida 1De 1500 ft a 1500 ft con velocidad 250 knotsDistancia recorrida: 16.9 km

Tiempo empleado: 2.2

minutos

Subida 2De 10000 ft a 30000 ft con velocidad 330 knotsDistancia recorrida: 70.3 km

Tiempo empleado: 6.9

minutos

Subida 3

TOTAL120.5 km

11.5 minutosConsumo:1584kg

79

ANÁLISIS POR SEGMENTOS80

Fase Wi /Wi-1

Combusti ble

gastado (kg)

Distancia (km)

Tiempo (min)

Despegue0.9961

307 1.924.6 seg + 9

minSubida 0.9759 1584 120.5 11.5

Crucero 0.7257 21001 4843 337.6

Descenso 0.9917 459 209.5 27.9

Espera 0.9823 940 125 30

Aterrizaje0.9953

244 0.813.1 seg +10

min

TOTAL 26426 5312 415min

(6

9h)

80

ANÁLISIS POR SEGMENTOS81

FASETIEMPO

(minutos) DISTANCIA

(km)

COMBUSTIBLE CONSUMIDO

(kg)Subida 5.5 42.9 805

Crucero 12.4 185.2 695

Descenso 21.6 171.8 390

TOTAL 39.5 399.9 1890

VUELO AL AEROPUERTO ALTERNATIVO

Añadir 6% de combustible de reserva para imprevistos

81

EMPUJE DISPONIBLE-EMPUJE NECESARIO

82Subida

Vstall

= 344 km/hVmáx

= 1076 km/hVsubida0

= 388 km/h

0 50 100 150 200 250 300 3500

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4x 10

5 Empuje necesario vs disponible, W = 78157 Kg, h = 35 ft

VTAS (m/s)

Fuer

za (N

)

Empuje disponible (T)Empuje necesario (D)Vstall

0 50 100 150 200 250 300 3500

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5x 10

5 Empuje necesario vs disponible, W = 78083 Kg, h = 1500 ft

VTAS (m/s)

Fuer

za (N

)


0 50 100 150 200 250 300 3500

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

5Empuje necesario vs disponible, W = 77663 Kg, h = 10000 ft

VTAS (m/s)

Fuer

za (N

)


50 100 150 200 250 3003

4

5

6

7

8

9

10

11

12

13x 10


VTAS (m/s)

Fuer

za (N

)


Vstall

= 400 km/hVmáx

= 1051 km/hVsubida2

= 611km/h

Vstall

= 352 km/hVmáx

= 1073 km/hVsubida1

= 463km/h

Vstall

= 562 km/hVmáx

= 960 km/hVsubida3

= 879 km/h

82

EMPUJE DISPONIBLE-EMPUJE NECESARIO

83Crucero

Para palanca 0.8Vstall

= 153 m/s (618 km/h)Vmáx

= 253 m/s (910 km/h)Vsubida0

= 239 m/s (861 km/h)

100 150 200 250 3002

3

4

5

6

7

8

9

10

11x 10


VTAS (m/s)

Fuer

za (N

)

Palanca = 0.4Palanca = 0.5Palanca = 0.6Palanca = 0.7Palanca = 0.8Palanca = 0.9Palanca = 1

Para palanca 1Vstall

= 172 m/s (618 km/h)Vmáx

= 260 m/s (935 km/h, M=0.847)

83

84

00.68

0.

0.7

0.

0.71

0.

0

0.72

0.72

0

0.73

0.73

0.740.74

0.75

0.76

Mach de crucero

Altu

ra d

e cr

ucer

o (ft

)

Fracción Wi/Wi-1

0.6 0.65 0.7 0.75 0.82.5

3

3.5

4

4.5x 10

4

OPTIMIZACIÓN CRUCERO

Mayor fracción Wi/Wi-1 menor consumo combustible

0.6 0.65 0.7 0.75 0.80.72

0.73

0.74

0.75

0.76

0.77

0.78

Mach de crucero

Frac

ción

de

com

bust

ible

Wi/W

i-1

Fracción Wi/Wi-1

Crucero más económico (Wi/Wi-1 =0.77) h=35000 ft, M=0.69

DIAGRAMA V-n85

Factores de carga límite

+2.5-1

Factores de carga último

+3.75-1.5

85

DIAGRAMA CARGA DE PAGO- ALCANCE

86

A

B

COEW =31134 kg

MPL=19336 kg

MFW=33000 kg

MTOW =78465 kg

ALCANCEConfiguración A: 6137

kmConfiguración B: 7394

kmConfiguración C: 8334

km

150 pasajeros: PL =16670 kg

Alcance: 6800 km

86

COMPROBACIÓN DE REQUISITOS

87

RESULTADO SPARROW

REQUISITO RFP

¿CUMPLIDO?

Distancia Despegue 1862 m < 2133.6 m

Distancia Aterrizaje

1365.5 m

(849 m sin factor seguridad)

< 1402.1 m

Velocidad aproximación 69.1158 m/s < 69.4499 m/s

Techo 51955 ft > 43000 ftAlcance misión estándar

5312 km > 5185.6 km

Alcance aeropuerto alternativo

399.9 km > 370.4 kmSPARROW cumple todos los requisitos impuestos

87

VENTAJAS ACTUACIONES SPARROW

88

AVIÓN NO CONVENCIONAL

Reducción en el SFC de 2.5% Misma misión con ahorro de 852 kg combustibleReducción en emisiones NOx del 16%Reducción emisiones C02 del 2%Reducción del peso del motor del 2%

SPARROW A320(configuración 174 pax) (configuración

150 pax) Alcance estándar 5312km+399.9km

5185 km

Capacidad combustible

26.6 m3 24.2 m3

Velocidad máxima

M=0.847

M=0.82Distancia despegue

1862 m

1960 m

Distancia aterrizaje

1365 m

1490 m

88

REFERENCIAS89

[1] Diapositivas de clase de Cálculo de Aviones, Sergio Esteban Roncero[2] “Aircraft design: A conceptual approach” de Daniel P. Raymer[3] Jane’s All the world’s aircraft.[4] Synthesis of subsonic airplane design. Torenbeek.[5] Aircraft Design. Roskam.[6] www.airbus.com[7] www.boeing.com[8] Performance, stability, dynamics and control of airplanes. Bandu N. Pamadi.[9] Aircraft control and simulation. B. L. Stevens y F. L. Lewis.[10] Sistemas de control moderno. R. C. Dorf y R. H. Bishop.

89

GRACIAS POR SU ATENCIÓN90

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