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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
EVOLUCIÓN PROCESO DISEÑO
4
2ª REVISIÓNDiámetro del fuselaje = 4,4 metros
EVOLUCIÓN PROCESO DISEÑO
5
2ª REVISIÓN
EVOLUCIÓN PROCESO DISEÑO
6
3ª REVISIÓN
EVOLUCIÓN PROCESO DISEÑO
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)
DISEÑO INTERIOR SPARROW
CONFIGURACIÓN DE ALTA DENSIDAD
Clase única con seat pitch 30’’Capacidad para 29 filas con 6 asientos cada una174 pasajeros en total
18
DISEÑO INTERIOR SPARROW
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
DISEÑO INTERIOR SPARROW
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
ANÁLISIS DE PERFILES30
Cl,max: 1.6010Cl,alfa: 6.811
ANÁLISIS DE PERFILES31
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
soluciónposición límite permitidalímite de pérdida
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
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 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
)
Empuje disponible (T)Empuje necesario (D)Vstall
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
)
Empuje disponible (T)Empuje necesario (D)Vstall
50 100 150 200 250 3003
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13x 10
4Empuje necesario vs disponible, W = 76789 Kg, h = 30000 ft
VTAS (m/s)
Fuer
za (N
)
Empuje disponible (T)Empuje necesario (D)Vstall
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
4Empuje necesario vs disponible, W = 76573 Kg, h = 35000 ft
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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