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)
19 / 49
Diseño – Tren de aterrizaje (IV)
20 / 49
Diseño – Tren de aterrizaje (V)
21 / 49
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
38 / 49
Actuaciones (III)
39 / 49
• 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)
45 / 49
Actuaciones (IX)
46 / 49
Actuaciones (X)
47 / 49
• 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
49 / 49
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