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5º IAN Cálculo de Aviones 1

HISPIAN 2007

Solución para personas de altos vuelos


Hispian 2007

• Introducción• Diseño preliminar• Diseño• Aerodinámica• Estructuras• Estabilidad y Control• Propulsión y Actuaciones• Conclusiones


INTRODUCCIÓN

‘Solución para personas de altos vuelos’


Introducción

• Demanda AVLJ


Introducción

• Seguridad• Rapidez• Eficiencia• Comodidad


DISEÑO PRELIMINAR

•AASI Jetcruzer


Diseño preliminar

• Beechcraft Starship


Diseño preliminar


Características básicas• Ala baja con ensanchamiento (“leading edge extension”)

Función: aerodinámica y estructural

Aerodinámica: la superficie adicional en la raíz del ala genera vórtices de alta velocidad a lo largo del extradós de la misma cuando se aumenta el a.a, provocando una zona de baja presión, lo que da lugar a que siga generando sustentación incluso tras la entrada en pérdida.

Estructural: Redistribución de las tensiones generadas en el encastre del ala al ser mayor la superficie sobre la que ésta se encastra.


Características básicas• Canard

- Entra en pérdida antes que el ala, evitando que ésta entre en pérdida.- Contribuye a la sustentación, disminuyendo a la vez la carga necesaria que soporta el ala.

• Ausencia de cola: uso de Winglets

- Impide el flujo de aire entre extradós e intradós, reduciendo así los torbellinos de punta de ala, disminuyéndose así la resistencia asociada a estos, lo que da lugar a su vez a una disminución del consumo de combustible.- Funcionamiento equivalente al de la deriva vertical.


Características básicas

• Un solo motor encastrado en la parte trasera del fuselaje.

Necesidad de toma de aire: se decide colocarla en la parte superior para evitar la interacción con la estela del ala.


Prediseño Inicial

Wpayload = 2139 lbW0 = 7772.5 lbWe = 4181.6 lbWf = 1451.9 lb

L = 10.38 mb =14.57 m

Salar =22.234 m2

Sref =24 m2

• Diseño Inicial: Raymer

• Conclusiones:

Necesidad de refinado inicial


Prediseño Inicial• Refinamiento

0.7124

0.8410

0.6696

L/b

727.76

1062.76

664.028

W0/L(lb/m)

6.802

8.92

6.096

L·b/Salar

-

0.25

0.75

Coeficiente de similitud con el Hispian

W0 (lb)

7772.5HISPIAN

14900BEECHCRAFT

5500JETCRUZER

• Conclusiones

• L=12m

• b=16.75 m

• Salar=25.57 m2

• We/W0=0.5928• Wf=1529.4 lb• W0=9007 lb

Diseño

‘Innovación y originalidad’


Generación del diseño


1,705,309,04Aspect Ratio

0.860,600,20Taper

5,95 º14,26 ºΛ TE

17,87 º28,218 ºΛ LE

0.860,901,00C_punta

1,001,505,00C_raíz

3.405,7122,17Superficie

1,705,5014,16Envergadura

WingletsCanardAla

Aerodinámica

‘Lo que el viento se llevó…’


Perfiles

NACA 0012Winglet

gu25180Canard

e1230Ala

No ha sido necesarios disponer dispositivos hipersustentadorespues la planta motora adoptada era suficiente como para cumplir

los requisitos de despegue.


Perfiles Aerodinámicos

0-0,152-0,0823Cm0

0,0070,00670,0084Cd0

00,76340,4664Cl0

0,20,174t/c

Winglet: NACA 0012Canard: gu25180Ala: e1230


Perfiles de ala y canard


1,8401,765CLmax

11º14ºαmax

2,11682,164Clmax

CanardAla

2,17285933CLmax avión

0,63546508CL0 avión

Coeficientes de sustentación


Coeficientes de resistencia

0.010559839CDo gear

0.000560081CDo winglets +

gaps

0.001794574CDo canard +

gaps

0.005293431CDo ala

0.008529683CDo fuselaje

0.0273217CDo_sucia

0.0167618CDo_limpia

CD = CDo + K*CL^2

K=0.041422495

Estructuras

‘ ¿ L>W ? ’


NECESIDADES ESTRUCTURALES

• Cargas alares.Necesidad de analizar su efecto en el encastre. El

ensanchamiento redistribuye el momento flector sobre un mayor área, minimizando las tensiones en la zona. Igualmente sucede con el momento torsor asociado.


• Longitud del fuselaje (12 m)

Obliga a realizar un análisis del efecto de las cargas sobre la zona central del mismo, siendo necesario un refuerzo en dicha zona mayor respecto al resto.


457,1710,543,54Sistema hidráulico

1619,3110,5154,22Sistema eléctrico

55,2441,439,46Aviónica

630,3348,276,87Lavabo

120620Muebles

4021,087511,25357,43Sistema motor

2966,58,51151Combustible

4077,968,5479,76Ala

982,968122,87Tren trasero

690,1158,581,19Sistema de combustible

10809120Equipaje

36006600Pasajeros

2417,585,5439,56Fuselaje

539,973179,99Crew

62,7521,639,22Tren delantero

417,46322,31180,72Canard

Momento (kg*m)Brazo(m)Peso (kg)

Centro de gravedad


Centro de gravedad

• Distribución de pesos:


Centro de gravedad• El centro de gravedad va variando a medida que se consume

combustible:

300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 12007.15

7.2

7.25

7.3

7.35

7.4

7.45

7.5

Variación del combustible

Pos

ició

n de

l CG

Variación del CG con el combustible

Estabilidad y Control

‘ Trimado… ‘


0-0,0463-0,1069-0,1316-0,0553Z_media

0,20841,32443,063,76831,5827Y_media

0,4730,72563,532,71421,0649X_media

0,4731,19442,15392,76670,8734Cuerda media

GlobalAlaEnsanchamientoWingletsCanard

Ala

Centros aerodinámicos

• En locales:


mirar del trim_latWinglets

9,03Ala

2,2256Canard

Coordenada X global del CA

12

2,25

CA canard CG CA Ala

7,48

9

• En globales:


Corrección de Coeficientes

• Corrección del valor ideal: 2π

4.6941Winglets

4.6818Canard

3.9059Ala


Punto Neutro

• Fijamos Margen Estático: 0.10

7.4539Centro de Gravedad

7.6693Punto Neutro

12

CA canard CG CA Ala

7,48

7,67


Punto Neutro

• Variación SM con combustible

300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 12000.08

0.1

0.12

0.14

0.16

0.18

0.2

0.22

Variación de combustible

Var

iaci

ón d

el m

arge

n es

tátic

o

Variación del margen estático con combustible


Trimado longitudinal

-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10-40

-20

0

20

40

60

80

Incidencia del canard

Ángulos de trimado

αδi_wing=-2º

i_canard=1.5º

trim

trim

α =3.0941δ =2.1582


Trimado longitudinal• Variación ángulos con el peso en crucero

3.3 3.4 3.5 3.6 3.7 3.8 3.9

x 104

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2

2.2

2.4

2.6

2.8

3

Variación de peso en crucero

Áng

ulos

de

trim

ado

αδ

Wi = 3815 KgWf = 3307.5 Kg

Propulsióny Actuaciones

‘ ¿ Fallo de motor ? ‘


PROPULSIÓN

Fj44-4


Consumo específico de motores similares

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1

Mach

Con

sum

o es

pecí

fico

de m

otor

sim

ilar

/ (lb

/hr/l

bf)

similar slsimilar 30000


Consumo específico FJ44-4

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1

Mach

Con

sum

o es

pecí

fico

adap

tado

al F

J44-

4 / (

lb/h

r/lbf

) FJ44 slFJ44 30000

CE(30000 ft)= 0.74 lb/hr/lbf


Potencia disponible al nivel del mar

0 50 100 150 200 2500

1

2

3

4

5

6x 10

6

Velocidad / m/s

Pote

ncia

/ W

POTENCIA DISPONIBLE AL NIVEL DEL MAR

Potencia resistivaPotencia propulsiva


Potencia disponible en crucero

0 50 100 150 200 250 3000

0.5

1

1.5

2

2.5

3x 10

6

Velocidad / m/s

Pot

encia

/ W

CURVA DE POTENCIA DISPONIBLE A 30000 ft

Potencia resistivaPotencia disponiblePot. necesaria para velocidad de cruceroPot. necesaria para velocidad de máximo alcancePot. necesaria para velocidad de máxima autonomía

Potencia_crucero = 1.1256e+006 W

Potencia_Vbest_range =8.4007e+005 W

Potencia_max_aut = 6.4906e+005 W

Pot_disp_crucero = 3.9240e+005 W

T_vcrucero_30000ft = 5.3035e+003 W


DISTANCIA DE ATERRIZAJE

Vstall_aterr (OEW + PL + FR,0 ft) ≈ 37.2 m/s

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500400

600

800

1000

1200

1400

1600

Altitud del aeropuerto / m

Dis

tanc

ia d

e at

erriz

aje

nece

saria

/ m

DISTANCIA NECESARIA PARA EL ATERRIZAJE SEGÚN LA ALTITUD DEL AEROPUERTO

Distancia necearia para el aterrizaje. Coeficiente de rozamiento mu=0.1Distancia necearia para el aterrizaje. Coeficiente de rozamiento mu=0.2Limitación RFP a 1100 m máximo como distancia de despegue


DISTANCIA DE DESPEGUE

Distancia de rodadura

Distancia de transición

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000450

500

550

600

650

700

750

800


Gro

und

roll

dist

ance

/ m

DISTANCIA NECESARIA DE RODADURA EN TIERRA EN FUNCIÓN DE LA ALTURA DEL AEROPUERTO CONSIDERANDO MTOW

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 200093

93.5

94

94.5


Dist

anci

a de

tran

sici

ón /

m

DISTANCIA NECESARIA DE TRANSICIÓN EN FUNCIÓN DE LA ALTURA DEL AEROPUERTO CONSIDERANDO MTOW



Gamma climb = 11.307 º

Distancia de subida-decisión

Distancia total de despegue

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 200045

46

47

48

49

50

51

52

53

54


Dist

anci

a en

sub

ida

/ m

DISTANCIA NECESARIA DE SUBIDA EN FUNCIÓN DE LA ALTURA DEL AEROPUERTO CONSIDERANDO MTOW

0 500 1000 1500 2000600

650

700

750

800

850

900

950


Dis

tanc

ia e

n su

bida

/ m



DISTANCIA DE DESPEGUE II

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000800

900

1000

1100

1200

1300

1400


Dist

anci

a de

des

pegu

e ne

cesa

ria /

mDISTANCIA NECESARIA PARA EL DESPEGUE SEGÚN LA ALTITUD DEL AEROPUERTO

Distancia necearia para despegue según altidud del aeropuertoLimitación RFP a 1100 m máximo como distancia de despegue


SUBIDA ÓPTIMA

3.3 3.4 3.5 3.6 3.7 3.8 3.9 4

x 104

19

19.5

20

20.5

21

21.5

22

22.5

23

23.5

24

Peso / N

Ángu

lo d

e su

bida

ópt

imo

/gra

dos

CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO DE SUBIDA ÓPTIMA


VUELO DE SUBIDA ÓPTIMA

1820

2224

151151.1

151.2151.3

151.4151.5

3.3

3.4

3.5

3.6

3.7

3.8

3.9

4

x 104

Ángulo de subida óptimo / grados

CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO DE SUBIDA ÓPTIMA

Velocidad óptima de ascenso vertical

Peso

/ N


VUELO RECTILÍNEO

2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2

x 104

98

100

102

104

106

108

110

112

114

116

118

Peso / N

Vel

ocid

ad d

e m

ínim

o em

puje

CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO PARA EMPUJE MÍNIMO

2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2

x 104

1500

1600

1700

1800

1900

2000

2100

2200

Peso / N

Res

iste

ncia

de

mín

imo

empu

je /

N

CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO PARA EMPUJE MÍNIMO

VUELO DE MÍNIMO EMPUJE


VUELO RECTILÍNEO

2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2

x 104

75

80

85

90

Peso / N

Vel

ocid

ad d

e m

ínim

a po

tenc

ia /

W

CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO DE POTENCIA MÍNIMA

2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2

x 104

1.3

1.4

1.5

1.6

1.7

1.8

1.9

2

2.1

2.2x 10

5

Peso / N

Pot

encia

/ W

CURVA CARACTERÍSTICA DE VUELO NIVELADO DE POTENCIA MÍNIMA

Potencia mínima requerida en vuelo niveladoPotencia de la resistencia asociada a la mínima potencia req. en vuelo nivelado

V_mín_empuje > V_min_potencia


VIRAJES NIVELADOS

2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2

x 104

2.3

2.4

2.5

2.6

2.7

2.8

2.9

3

3.1

3.2

3.3

Peso / kN

Fact

or d

e ca

rga

máx

imo:

n

VARIACIÓN DEL FACTOR DE CARGA EN FUNCIÓN DEL PESO

n_máximo = 3.25


VIRAJES NIVELADOS

50 100 150 200 2500

10

20

30

40

50

60

Velocidad / m/s

Velo

cida

d de

giro

/ gr

ados

/sVELOCIDAD DE GIRO EN FUNCIÓN DE LA VELOCIDAD DE CRUCERO PARA DISTINTOS FACTORES DE CARGA

Cada curva se corresponde a un factor de carga:n=1(curva inferior); n=5(curva superior)


ANÁLISIS DEL ALCANCE Y LA AUTONOMÍA

ALCANCE ÓPTIMO

Vbestrange = 154.2 m/s

CLbestrange = 0.3673

Dbestrange = 2436.4 N

Alcance_máx(MPL) = 4082.0 km

2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4

x 104

125

130

135

140

145

150

155VELOCIDAD DE BEST RANGE EN FUNCIÓN DEL PESO

Peso / N

V-be

st-r

ange

/ m

/s


2.8 3 3.2 3.4 3.6 3.8 4 4.2

x 104

98

100

102

104

106

108

110

112

114

116

118VELOCIDAD DE DE MÍNIMA RESISTENCIA (MÁXIMA AUTONOMÍA) EN FUNCIÓN DEL PESO

Peso / N

V-m

in-th

rust

-dra

g / m

/sAUTONOMÍA MÁXIMA

V_min_thrust_or_drag = 117.1742 m/s

CL_min_thrust_or_drag = 0.6361

AUTONOMIA = 3.0558e+004 s

horas_de_vuelo = 8.4882 horas

ALCANCE= 3580.6 km


COMPARATIVA ALCANCES

ALC_crucero = 3618.4 km

ALC_bestrange = 4082.0 km

ALC_maxautonomia = 3581.2 km

100 120 140 160 180 200 2203.5

3.6

3.7

3.8

3.9

4

4.1x 10

6

Velocidad / m/s

Alca

nce

/ m

VELOCIDAD CARACTERÍSTICA FRENTE ALCANCE

V cruceroV best rangeV max autonomía

100 150 200 2502.8

3

3.2

3.4

3.6

3.8

4

4.2x 10

6

Velocidad / m/s

Alca

nce

/ m

VELOCIDAD FRENTE ALCANCE


ANÁLISIS DE POSIBILIDADES

100 120 140 160 180 200 220 240 2600

2

4

6

8

10

12

14

Velocidad / m

Tiem

po d

e vu

elo

/ hor

as

VELOCIDAD FRENTE TIEMPO DE VUELO

500 km1000 km1500 km2000 km2500 km3000 km3500 km4000 km4500 km

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.80.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1

Mach

Con

sum

o es

pecí

fico

adap

tado

al F

J44-

4 / (

lb/h

r/lbf

) FJ44 slFJ44 30000

PRODUCCIÓN / HORA DEL EMPRESARIO

CONSUMO EN FUNCIÓN DE LA VELOCIDAD

ANALIZAR SI CONVIENE MÁS GASTAR MÁS COMBUSTIBLE POR IR MÁS RÁPIDO O EL IR MÁS RÁPIDO NO JUSTIFICA EL INCREMENTO DE CONSUMO ASOCIADO


DIAGRAMAS DE CARGA DE PAGO


COMPARACIÓN

450.1gal1587 lbs9007 lbs497.6KTS??412 KTS

2204 MN4082 km

?


1. La demanda actual requiere alcances cada vez mayores fruto de las cada vez más numerosas reuniones de carácter internacional.

VENTAJAS


VENTAJAS2. Innovación en el diseño. Modernidad.

3. Versatilidad del producto: adaptación a varias configuracionessegún los requerimientos de cada empresa.

LIMITACIONES

1. Diseño de Winglets. Limitado por el análisis lateral – direccional

2. Velocidad máxima. Falta de análisis estructural para conocer las limitaciones que éste impone.

3. Diseño aerodinámico básico basado exclusivamente en técnicas empíricas.

4. Un solo motor. Debería poseer capacidad de planeo. Limitación.

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