ISMAEL CARDENAS FCO. GUERRERO PABLO CARRASCO CONESA

ISMAEL CARDENAS FCO. GUERRERO PABLO CARRASCO CONESA BETANIA MARTIN RUIZ CAROLINA ARAGÓN JOSE ANTONIO TENA

Geometría De superficies Aerodinámicas

Análisis de los perfiles (Software: DesignFOIL)

Sustentación Alar

Resistencia Aerodinámica del Avión

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes Mejorada

Eficiencia Aerodinámica

AERODINÁMICA

Perfil:

NACA 0014 -1.10

Características geométricas: Alargamiento: 7.65 Estrechamiento: 2/6 Flecha en c/4: 10º Superficie Alar: 120.8 m2

GEOMETRÍA DEL ALA

Winglets tipo Blended

DISEÑO EN PLANTA DEL ALA

Perfil:

NACA 0012- 64

Características Geométricas: Alargamiento: 1.93 Estrechamiento: 2.7/3.3 Flecha en c/4: 14º Superficie de Referencia: 17.4 m2

GEOMETRÍA DEL VERTICAL

Perfil:

NACA 0012- 64

Características Geométricas: Alargamiento: 1.67 Estrechamiento: 2.7/3.3 Flecha en c/4: 14º Superficie de Referencia: 15 m2

GEOMETRÍA DEL HORIZONTAL

Análisis de los perfiles Características NACA 0014 -1.10 NACA 0012- 64

Clo 0.28937 0

Clα {rad-1} 6.7806 6.21527

Clmax 1.4666 1.4102

αmax {deg} 15º 13º

Cm0 -0.076375 0

Cmα{rad-1} -0.34549 -3.7242

Gráficas DesignFOIL

Lockheed L-188 AirFoil Re= 9000000 Naca 0012-64 Re=9000000

Sustentación Alar

Analizadas para todas las configuraciones de Vuelo: Despegue: Altura=(0-1500 Ft), M=0.2412, Re=167323871.

Subida 1: Altura =(1500ft-10000 Ft), M=0.2932, Re=176877854.

Subida 2: Altura =(10000-28000 Ft), M=0.4053, Re=164789874.

Crucero: Altura =28000 Ft, M=0.5886, Re=178874467.

Vigilancia: Altura= 1500 Ft, M=0.3413, Re=231977276.

Retorno 1: Altura (1500-10000 Ft), M=0.3465, Re=209040753

Retorno 2: Altura (10000- 28000 Ft), M=0.4053, Re= 154789874.

Aterrizaje: Altura (28000- 0 Ft), M=0.2741, Re= 129914550

Sustentación Alar Slap en Borde de Ataque (Leading Edge Flap)

Flap en Borde de Salida (Fowler Flap) Clmax Cofiguración Sucia = 2,0522 ClmaxCofiguración Limpia = 1,3199

-1,0

-0,5

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12 14

CL

α (º)

Curvas Sustentación Alar

Despegue

Subida 1

Crucero

Vigilancia

Retorno 1

Aterrizaje

Resistencia Aerodinámica del Avión

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

Despegue Subida 1 Subida 2 Crucero Vigilancia Retorno 1 Retorno 2 Aterrizaje

Cd0

Cd0

Despegue Cd0

Subida1 Cd0

Subida2 Cd0

Crucero Cd0

Vigilancia Cd0

Retorno1 Cd0

Retorno2 Cd0

Aterrizaje 0,0555 0,0292 0,0303 0,0309 0,0287 0,0291 0,0303 0,0556

Resistencia Aerodinámica del Avión

Upsweep Fuselaje

Ala Estabilizadores

Fuselaje

Góndola Harpoon

Winglets Pylon

Carenado

Cd0 En Subida 1

Upsweep Fuselaje

Tren de Aterrizaje

Flap Slap

Ala

Estabilizadores Fuselaje

Góndola Harpoon

Winglets

Pylon Carenado

Cd0 En Despegue

Resistencia Aerodinámica del Avión

Upsweep Fuselaje

Ala

Estabilizadores

Fuselaje

Góndola

Harpoon

Winglets

Pylon Carenado

Cd0 En Vigilancia

Upsweep Fuselaje

Ala

Estabilizadores

Fuselaje

Góndola Harpoon Winglets Pylon

Carenado

Cd0 En Crucero

Resistencia Aerodinámica del Avión

Upsweep Fuselaje

Ala

Estabilizadores

Fuselaje Góndola

Harpoon Winglets Pylon

Carenado

Cd0 En Retorno 1

Upsweep Fuselaje

Tren de Aterrizaje

Flap Slap

Ala

Estabilizadores

Fuselaje Góndola

Harpoon

Winglets

Pylon Carenado

Cd0 En Aterrizaje

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes

Despegue Subida 1 Crucero Vigilancia Retorno 1 Aterrizaje

e 0,9519 0,9538 0,9794 0,9595 0,9602 0,9555

k 0,0420 0,0419 0,0408 0,0416 0,0416 0,0418

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3

Cd

Cl

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes

Despegue

Subida 1

Crucero

Vigilancia

Retorno 1

Aterrizaje

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes Mejorada

Software DesignFoil Obtenemos: Cdmin = 0,0052 Clmin = 0,161

Obtenemos un K’’= 0,0494

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes Mejorada

0,0000

0,0050

0,0100

0,0150

0,0200

0,0250

1,6002 1,6693 1,7056 1,7135

Cd

(Cl - Clmin)2

Cálculo K''

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes Mejorada

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3

Cd

Cl

Polar Parabólica de Coeficientes Constantes Mejorada

Despegue

Subida 1

Crucero

Vigilancia

Retorno 1

Aterrizaje

Eficiencia Aerodinámica

0

2

4

6

8

10

12

14

16

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3

Efic

ienc

ia A

erod

inám

ica

CL

Eficiencia Aerodinámica

Despegue

Subida 1

Crucero

Vigilancia

Retorno 1

Aterrizaje

Eficiencia Aerodinámica Mejorada

0

2

4

6

8

10

12

14

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3

Efic

ienc

ia A

erod

inám

ica

Mej

orad

a

CL

Eficiencia Aerodinámica Mejorada

Despegue

Subida 1

Crucero

Vigilancia

Retorno 1

Aterrizaje

Eficiencia Aerodinámica Óptima Despegue Subida 1 Crucero Vigilancia Retorno 1 Aterrizaje

CLopt 1,1499 0,8348 0,8709 0,8303 0,8362 1,1534

Eopt 10,3618 14,3023 14,0786 14,4653 14,3738 10,3637

0 0,2 0,4 0,6 0,8

1 1,2

CLopt

0 2 4 6 8

10 12 14 16

Eopt

JOSE GUERRERO HERMOSA

Pesos de los diferentes sistemas. Comparaciones con aviones semejantes. Centro de gravedad.

Estructuras

Grupo estructural 18320,79 kg

Sistema propulsivo 4252,72 kg

Equipamiento fijo 9388,92 kg

Combustible 25300 kg

Carga de pago 4372 kg

Pesos de los diferentes sistemas.

Pesos de los diferentes sistemas.

Grupo estructural Sistema propulsivo Equipamiento fijo Combustible Carga de pago

Grupo estructural

Wing group 5792,50

Fuselaje 8568,84

Estabilizador 657,57

Nacelle 1010,02 Landing gear 2291,85

Pesos de los diferentes sistemas.

Take of gross weight 62402,37 kg

Total weight empty 31962,44 kg

Longitud envergadura

Comparaciones con aviones semejantes.

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

P-3 Orion Lockheed C-130 Hércules

Thorp-2 0

5

10

15

20

25

30

35

40

P-3 Orion Lockheed C-130 Hércules

Thorp-2

Empty Weight

Comparaciones con aviones semejantes.

0

5000

10000

15000

20000

25000

30000

35000

40000

P-3 Orion Lockheed C-130 Hércules

Thorp-2

Take off gross Weight

Comparaciones con aviones semejantes.

58000

60000

62000

64000

66000

68000

70000

72000

P-3 Orion Lockheed C-130 Hércules Thorp-2

Nuevos materiales

Refuerzos Hercules Thorpe-2

Refuerzos Hercules Thorpe-2

Refuerzos Hercules Thorpe-2

Centro de gravedad.

XCG (metros) 14,18

34,60%

47,26%

PABLO CARRASCO CONESA

ESTIMACION DE Sv Resultados

Sv=17.4m2 Sr=4.524m2

Flecha en el borde de ataque= 14º

ESTIMACIÓN DE Sh

Sh total= 30m2

Envergadura de cada deriva=5m

COLA EN V Reducción de pesos Belleza Complejidad del sistema de control

COLA EN V Envergadura de cada deriva=5.78m Cuerda raíz=3.3m; cuerda punta=2.7m Flecha del borde de ataque=20.9º Angulo del borde de salida=14.9º Superficie de cada deriva=17.34m2 Inclinación respecto un plano horizontal= 30.11º Superficie del Timón= 4.5m2

Concordancia con diseño

ESTIMACION DEL DOWNWASH

10 12 14 16 18 20 22 24 26 28 300.2

0.25

0.3

0.35

0.4

0.45

0.5

0.55

0.6

0.65

posición de las alas+motores

valo

r de

dE/d

alfa

CENTRO DE GRAVEDAD CENTRO AERODINÁMICO Centro aerodinámico: 14.64m Centro de gravedad: 14.18m Margen estático: 11.5%

Concordancia con estructuras y aerodinámica

Ángulos del estabilizador en V Tanto el timón de profundidad como el de dirección es

ahora uno solo Los siguientes ángulos ya son los reales, no las

proyecciones El método usado ha sido mediante la proyección de deflexión de superficie

TRIMADO EN CRUCERO Optimizado para crucero Angulo incidencia del ala= 4º Angulo incidencia de la cola= -1º

5.25.35.45.55.65.75.85.96

x 104

-1

-0.9

-0.8

-0.7

-0.6

-0.5

-0.4

-0.3

-0.2

-0.1

0

peso del avión en crucero

Alfa

(azu

l) D

elta(

rojo)

TRIMADO PARA ESPERA Optimizado para crucero Angulo incidencia del ala= 4º Angulo incidencia de la cola= -1º

44.24.44.64.855.25.4

x 104

-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

peso del avión en crucero

Alfa

(azu

l) D

elta

(rojo

)

ESTABILIDAD ESTÁTICA

VIENTO CRUZADO, ángulo de resbalamiento β=15º y una velocidad de 0.2VTO

Deflexión de los alerones: 11.09º Deflexión del timón de dirección: 15.68º

ESTABILIDAD ESTÁTICA

FALLO DE UN MOTOR CRITICO Entendemos por motor crítico el motor mas alejado al

eje longitudinal de avión, volando a 1.2VTO

Deflexión del timón de dirección: 12.87º

ESTABILIDAD ESTÁTICA VIRAJE HORIZONTAL en la actuación de espera (baja

velocidad)

0 5 10 15 20 25 30-2

0

2

4

6

8

10

12

14

16

angulo de balance

aler

ones

(rojo

) t

imon

dire

ccio

n(ne

gro)

re

sbal

amie

nto(

azul

)

BETANIA MARTÍN CAROLINA ARAGÓN

ACTUACIONES Revisión de cargas alares

Punto de Operación

W/S 5300

T/W 0.33

ACTUACIONES Consumo de combustible/tramo

Actuaciones Consumo despegue 19.41 Subida1 258.35 Crucero max alcance1 4145.40 Descenso1 5.06 Cruceromax autonomía 13325.00 Subida 2 238.60 Crucero max alcance2 4145.40 Descenso2 9.06 Aterrizaje 26.37

SEGMENTOS DE VUELO DESPEGUE

TRAMO

GROUND ROLL 1089.8 m

ROTACIÓN 222.22 m

TRANSICIÓN 159.98 m

SUBIDA 5.64 m

TOTAL 1447.0

SEGMENTOS DE VUELO DESPEGUE

TRAMO

GROUND ROLL 1089.8 m

ROTACIÓN 222.22 m

TRANSICIÓN 159.98 m

SUBIDA 5.64 m

TOTAL 1447.0

Crucero Máximo Alcance Alcance máximo 19700km V=129m/s h=30000ft

Crucero Máxima Autonomía

• Autonomía máxima 27.8h • V=103.9m/s • h=30000ft

Estudio de la Palanca

Carga Alar W/S1=5277.47 W/S2=4940.69 W/S3=3840.32 Consumos: Wc1=4145.4kg Wc2=13325kg

Subida

Subida Óptima gammaopt=13.69º Vvopt=24.52m/s Vvmax=32.94m/s

Carga Alar W/S1=5298.42 W/S2=3859.68 Wc1=258.3506kg Wc2=238.60kg

Planeo

Planeo

γopt (max alcance) [º] 18.65

Vvopt (max alcance) [m/s] 39.55

γopt (max autonomía) [º] 6.36

Vvopt (max autonomía) [m/s] 11.6863

Espera

Carga Alar

W/S=4940.69 Wc=13325kg Radio de giro mínimo=407.2m VMin= 85.88m/s

Envolvente de Vuelo

Líneas de Viento

Vistas Generales

DISTRIBUCIÓN INTERIOR FLIR MSP Sonoboyas MK-50 Literas + equipo

personal Armarios de

equipos eléctricos Lavabos Cocina Paneles de mandos MAD

DISPOSICIÓN INTERIOR SAR Luz SX-16P Sistema

lanzamiento MK-50

Sistema lanzamiento sonoboyas

Tren delantero

DETALLES PRINCIPALES Morro Diámetro = 3m Longitud = 4 m Volumen = 20,21 m³ Sección Circular

Carenado de tren de aterrizaje trasero Longitud longitudinal = 3m Longitud Transversal = 2,7 m

DETALLES PRINCIPALES Pilón AGM 84 Harpoon Longitud = 3,8 m Diámetro 34 cm

Carenado Motor T-56 Longitud = 6,6 m Diámetro = 1,4 m

DETALLES PRINCIPALES Ala Envergadura = 30,4 m Cuerda Raíz = 6 m Cuerda Punta = 2 m Ángulo Borde de ataque = 15,04° Ángulo Borde de salida = 1,21°

Winglet Ángulo de flecha en espesor máximo = 38° Espesor ratio = 0,155

DETALLES PRINCIPALES Estabilizador Envergadura = 5,78 m Cuerda Raíz = 3,3 m Cuerda Punta = 2,7m Ángulo Borde de Ataque = 20,91 ° Ángulo Borde de Salida = 14,91 ° Cola Longitud = 4m Diámetro = de 3 a 0,5 m Sección Circular Compuesta

MAD Longitud avión con MAD = 37,44 m Longitud del MAD = 7,44 m

MEDIDAS PRINCIPALES Fuselaje zona central Diámetro = 3 m Longitud = 18 m Sección Circular Compuesta

MATERIALES