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PROYECTO DUNANTGrupo #2
Alejandro Aliaga Verdugo
Juan Pedro Ayerbe Galisteo
Marc Camblor Chimenos
Araceli García Fuertes
Eric Pula Moreno
Ana Trujillo Vera
CÁLCULO DE AVIONES
Curso 2011/2012
EVOLUCIÓN DEL DISEÑO
� Diseño en servilleta:
� Ala alta
� Estabilizador en H
� Tailbooms
� Alas arriostradas
� Tren de aterrizaje tipo boggie
� Descarga por puerta lateral
� Bimotor
EVOLUCIÓN DEL DISEÑO
� Revisión 2:
Se mantiene diseño a grandes rasgos:
� Fuselaje de sección elíptica
� Ala alta sin estrechamiento
� Tren de aterrizaje fijo
DISEÑO FINAL
� Características principales:� Ala alta con estrechamiento
� Fuselaje de sección elíptica:� Dmax: 1,65m
� Dmin: 1,35 m
� Estabilizador en H:� Estabilizador vertical con
estrechamiento y flecha
� Alas arriostradas
� Tren de una sola rueda
� Descarga por una sola puerta lateral
� Hélices de tres palas
CONFIGURACIÓN GENERAL
� Sistema de plegado:
• Sistema que permite rotación en dos sentidos: similar al Icon A5
• Riostras desmontables
¿POR QUÉ NUESTRO DISEÑO?
• Diseño atractivo y versátil
• Fácil carga y descarga
• Verifica requisitos de transporte
SELECCIÓN DE PERFILES� Perfil Aerodinámico del Ala:
NACA 2412
Cl0 Clα Clmax Cm0 Cd0 α0L
αSTALL
0.265 6.85 1.6 -0.053 0.0062 -2º 14.5º
SELECCIÓN DE PERFILES� Perfil Aerodinámico de los Estabilizadores de Cola :
� NACA 0012
Cl0 Clα Clmax Cm0 Cd0 α0L
αSTALL
0 6.79 1.5 0 0.0068 0º 14.5º
CARACTERÍSTICAS DEL ALA Y COLA
ALA
AR 7.711
cMEDIA 1.217 m
SW 11.42 m2
b 9.38 m
λ 0.5
EH EV (x2)
AR 1.93 1.04
cMEDIA 1.22 m 0.87 m
SW 3.05 m2 0.78 m2
b 2.5 m 0.9 m
λ 0 0.885
CURVAS DE SUSTENTACIÓN
� Comparativa entre las curvas 2D y 3D: Pivotaje alrededor de α0L
Configuración Limpia: Ala Básica.
* Medido en (1/radianes)
CL0 0.1773
CLα * 5.078
CLMAX 1.44
α0L
-2º
αSTALL
15.25º
CURVAS DE SUSTENTACIÓN� Corrección por Flaps: Fowler Flaps en 70% borde de salida.
Configuración Sucia: Despegue y Aterrizaje.
Despegue(δ=30º)
Aterrizaje (δ=40º)
∆c 15% 25%
CL0 1.0414 1.5953
CLα 5.078 5.078
CLMAX 2.3128 2.3965
α0L
-11.75º -18º
αSTALL
14.35º 9.04º
CLMAXDespegue
CLMAXAterrizaje
2.0239 2.0825
CURVAS DE SUSTENTACIÓN� Curvas de sustentación teóricas para distintas etapas:
CL(α) = CL0 + CLα · α
CARACTERÍSTICAS DE LA COLA� Estabilizadores de Cola CL0 CLα *
EH 0 2.65
EV 0 1.48
* Medido en (1/radianes)
RESISTENCIA PARÁSITA� Component Buildup Method: CD0
.
Crucero Desp Aterriz Sub 1 Sub 2 Desc 1 Desc 2 Espera
0.0332 0.0415 0.0543 0.0343 0.0324 0.0345 0.0341 0.0340
RESISTENCIA PARÁSITA
� Contribución de cada elemento al CD0 del avión: Valores para Crucero.
Fuerte penalización por Tren de Aterrizaje Fijo.
POLAR PARABÓLICA
� Coeficiente de Oswald
� Otros parámetros de interés
λ % SW e
Parte Recta 0 20% 0.9504
Parte con Estrechamiento 0.5 80% 0.9610
e = 0.96
CLMINdrag = 0.25
K1= k = 0.0429
K2 = 2· k· CLMINdrag = 0.02145
TRIMADO LONGITUDINAL� Posicionamiento del ala
Xcdgw = 3,22 m
� Ángulos de trimado
α = 0,075º ; δ = 0,76º CDi_trim= 4,98 10-6
It = 0,6º y Iw = 4º ≠ αopt
4 6 8 10 12 14 16-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
Xcdg-wing
SM
SM
15%
1.381.391.41.411.421.431.441.45
x 104
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
W
grad
os
Alfa y delta en crucero
Alfa
Delta
Márgenes Estáticos
SM = 14,36%
SMNf = 15,13%
SMNPL = 13,41%
SMNPL-Nf = 15,12%
TRIMADO LATERAL-DIRECCIONAL� Superficies de alerón y timón de profundidad & ángulos de trimado
Sa = 0,42 m2 ; Sr = 0,63 m2
β = 15º
� Viraje estacionario
Φ = 33,56º
Rt = 796,6 m Q1 = 0,28 rad/s ψ1 = 0,1 rad/s R1 = 0,075 rad/s
CRITERIOS DE ESTABILIDAD� Estática
� Dinámica
Se debe cumplir:����
� �� � 0
���� �� � �0,139 � 0
��� � �0,372 � 0
��� � 5,078 � 0
���� �0,731 � 0
��� � 0,138 � 0
��� � �0,513 � 0
���� �45,23 � 0
�� � 0,004 � 0
��� � �0,168 � 0
��" � �0,3274 � 0
Autovalores Longitudinal-1,4428 + 3,0805 i -1,4428 - 3,0805 i -0,0143 + 0,1829 i -0,0143 - 0,1829 i
Autovalores Lateral0 -10,293-1,7778-0,2506 + 0,8618 i-0,2506 - 0,8618 i
ESTAB. DINAMICA LONGITUDINAL� Frecuencias naturales y amortiguamiento:
Fugoide:
Corto periodo:
� Representación gráfica. Perturbación de 5 m/s de velocidad de avance
0 50 100 150 200 250 300-5
0
5Respuesta longitudinal de la aeronave dada una variación de velocidad de 5m/s
∆u,
m/s
0 50 100 150 200 250 300-0.5
0
0.5
∆α,
deg
0 50 100 150 200 250 300-1
0
1
2
q, d
eg/s
0 50 100 150 200 250 300-5
0
5
∆θ,
deg
ESTABILIDAD DINAMICA LATERAL� Frecuencia natural y amortiguamiento:
� Representación gráfica. Perturbación de 15º de ángulo de alabeo
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-5
0
5Respuesta lateral de la aeronave dada una variación de angulo de alabeo de 30 deg
v, m
/s
0 10 20 30 40 50 60-0.2
0
0.2
p, d
eg/s
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-1
0
1
r, d
eg/s
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-20
0
20
φ b,
deg
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 500
1
2
Φ h
, de
g
PESOS
� Pesos iniciales
� Cessna 337 D = 1205,28 kg
� Carga de pago de 816,46 kg
� Combustible = 544,31 kg
Total = 2565.15 kg
PESOS� Pesos Elementos
Elemento Peso (kg) Peso (lb)
W fuselaje 206 454,152
W carga de pago 816,47 1800
W alas 66,92 147,54
W motores 284,32 626,82
W est,hor 27,42 60,45
W est,ver 13,78 30,39
W landing gear 25,45 56,11
W tboom 23,22 51,19
W estructuras 210,42 463,9
W combustible 213,32 118,190
W total 1533,64 3381,1
PESOS� Pesos Refuerzos
Refuerzo Peso (kg) Peso (lb)
ref tailboom 4,413528 9,73
ref ehv 1,143072 2,52
ref puerta 5,98752 13,2
ref riostra 1,102248 2,43
ref suelo 14,306544 31,54
ref landing gear 4,599504 10,14
ref motores 12,659976 27,91
ref pliegue 4,536 10
ref alas 3,22056 7,1
Ref total 51,968952 114,57
PESOS� Pesos Refuerzos
8%
2%
12%
2%
28%9%
24%
9%6%
ref tailboom
ref ehv
ref puerta
ref riostra
ref suelo
ref landing gear
ref motores
ref pliegue
ref alas
PESOS� Pesos elementos con refuerzos
14% 3%
54%
4%
19%2% 1% 2% 1%
W combustible
W fuselaje
W carga de pago
W alas
W motores
W est,hor
W est,ver
W landing gear
W tboom
CENTROS DE GRAVEDAD
� Centros principales
TIPO Distancia desde el morro(mm)
Dunant CON Carga de Pago CON
Combustible 3231,146
Dunant CON Carga de Pago SIN
Combustible 3221,768
Dunant SIN Carga de Pago CON
Combustible 3242,844
Dunant SIN Carga de Pago SIN
Combustible 3221,768
Máximo permitido por nuestro diseño 3664
SELECCIÓN PLANTA PROPULSORA
� Definición planta motora: 2 Lycoming Continental IO-360-C
I0-360-C Unidades
Potencia 210 [hp]
Masa 132.9 [kg]
Longitud 0.93 [m]
Ancho 0.84 [m]
Altura 0.67 [m]
SELECCIÓN PLANTA PROPULSORA
�Consumo de combustible[l/hr] vs posición palanca ^p
0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 1.1 1.2-20
0
20
40
60
80
100
120
140
160Consumo de combustible 2 Continental IO-360-C
Posición de Palanca (δp [-])
Com
bust
ible
[l/h
r]
POTENCIA NECESARIA/DISPONIBLE
� ASCENSO EN SEGMENTO DE VUELO 1
0 20 40 60 80 100 1200
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
5 Potencia necesaria - Potencia disponible
V [m/s]
Pot
enci
a C
limb1
1 [W
]
Potencia disponible a 50 ft
Vstall
Vclimb11=37.6737 [m/s]
δp=85 [%]
δp=100 [%]
0 20 40 60 80 100 1200
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
5 Potencia necesaria - Potencia disponible
V [m/s]
Pot
enci
a C
limb1
2 [W
]
Potencia disponible a 1500 ft
Vstall
Vclimb12=72.22 [m/s]
δp=90 [%]
δp=100 [%]
POTENCIA NECESARIA/DISPONIBLE
� ASCENSO EN SEGMENTO DE VUELO 2
0 20 40 60 80 100 1200
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
5 Potencia necesaria - Potencia disponible
V [m/s]
Pot
enci
a C
limb2
1 [W
]
Potencia disponible a 50 ft
Vstall
Vclimb21=37.6737 [m/s]
δp=85 [%]
δp=100 [%]
0 20 40 60 80 100 1200
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
5 Potencia necesaria - Potencia disponible
V [m/s]
Pot
enci
a C
limb2
2 [W
]
Potencia disponible a 1500 ft
Vstall
Vclimb22=72.22
δp=85 [%]
δp=100 [%]
POTENCIA NECESARIA/DISPONIBLE
� CRUCERO
0 20 40 60 80 100 1200
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
5 Potencia necesaria - Potencia disponible
V [m/s]
Pot
enci
a C
ruis
e1 [
W]
Potencia disponible a 8000 ftVstall
δp=100 [%]
δp=47.1 [%]
δp=85 [%]
Potencia disponible techo
0 20 40 60 80 100 1200
0.5
1
1.5
2
2.5
3x 10
5 Potencia necesaria - Potencia disponible
V [m/s]
Pot
enci
a C
ruis
e2 [
W]
Potencia disponible a 8000 ftVstall
δp=95 [%]
δp=45.61 [%]
δp=100 [%]
Potencia disponible techo
CURVAS T/ W vs W/ S
� SEGMENTO 1
1000 1050 1100 1150 1200 1250 1300 1350 14000
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←
↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓
Rangos admisibles de actuaciones 1er tramo
WT0
/S [Pa]
TS
L/WT0
[-]
Take off 1Climb 11
Climb 12
Cruise 1
Glide 11Loiter 1
Glide 12
Landing 1
Stall cleanMax Thrust I0-360-C
CURVAS T/ W vs W/ S� SEGMENTO 2
1000 1050 1100 1150 1200 1250 1300 1350 14000
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑ ↑
←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←←
↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓ ↓
Rangos admisibles de actuaciones 2º tramo
WT0
/S [Pa]
TS
L/WT0
[-]
Take off 2Climb 21
Climb 22
Cruise 2
Glide 21Loiter 2
Glide 22
Landing 2
Stall cleanMax Thrust I0-360-C
CONSUMO COMBUSTIBLE
4%
12%
12%
53%
0%18%
0%
1%
Consumo combustible segmento 1
despegue
subida1
subida 2
crucero
descenso 1
loiter 1
descenso 2
aterizaje
4%
13%
11%
52%
0%
19%
0%1%
Consumo combustible segmento 2
despegue
subida1
subida 2
crucero
descenso 1
loiter 1
descenso 2
aterizaje
COMBUSTIBLE INICIAL206 [kg]
�CONSUME 179.31 Kg
CONSUMO COMBUSTIBLE� COMPARACIÓN PISTON PROP VS TURBOPROP
CRUCERO600 millas náuticas
[nm]
CRUCERO1111200 metros
[m]
LYCOMING CONTINENTAL
IO-360-C
ALLISON250
B-17-CUnidades
Unidades 2 1 [-]
Potencia 420 420 [hp]
Masa 265.8 89.81 [kg]
ρcombustible 0.775 0.8 [kg/l]
Combustible consumido
114.07 246.82 [kg]
CONSUMO COMBUSTIBLE� COMPARACIÓN PISTON PROP VS TURBOPROP
0
50
100
150
200
250
300
350
400
piston prop turbo prop
Relación masa-combustible (1 misión)
combustible
masa motor
0
500
1000
1500
2000
2500
piston prop turbo prop
Relación masa-combustible (10 misiones)
masa motor
combustible
MTOW↑ con piston prop
(43.24 [kg])
AHORRO
¡¡1327.5 [kg]!!
DESPEGUE Y ATERRIZAJE� DISTANCIA DE DESPEGUE Y DE ATERRIZAJE
DESPEGUE 1
Sg =125.02 [m]
Stake off=267.29 [m]
DESPEGUE 2
Sg =121.26 [m]
Stake off=263.52 [m]
REQUISITO RFP
152.4 [m]
ATERRIZAJE 1
Sfrbd =101.21 [m]
Slanding=412.08 [m]
ATERRIZAJE 2
Sfrbd =107.58 [m]
Slanding=417.19 [m]
REQUISITO RFP
152.4 [m]
DESPEGUE Y ATERRIZAJE� VELOCIDADES EN EL DESPEGUE
� VELOCIDADES EN EL ATERRIZAJE
VELOCIDADES DESPEGUE 1 DESPEGUE 2
Vmed rodadura [m/s] 26.52 26.52
Vtransición [m/s] 36.3 36.3
Vclimb [m/s] 37.9 37.9
VELOCIDADES ATERRIZAJE 1 ATERRIZAJE 2
Vglide [m/s] 39.68 39.68
Vflare [m/s] 37.54 37.54
Vmed rodadura [m/s] 35.1 35.1
SUBIDA
PARÁMETROS DE SUBIDA SUBIDA 1 SUBIDA 2
Tramo 1 Tramo 2 Tramo1 Tramo 2
VELOCIDAD DE SUBIDA 37.87[m/s] 72[m/s] 37.87[m/s] 72[m/s]
VELOCIDAD VERTICAL ÓPTIMA DE SUBIDA
12.10[m/s] 8.03[m/s] 37.87[m/s] 37.87[m/s]
ÁNGULO DE SUBIDA 1.2[%] 3.2[%] 1.2[%] 3.2[%]
ÁNGULO ÓPTIMO DE SUBIDA 17.05[º] 6.40[º] 18.67[º] 6.26[º]
CRUCERO� VELOCIDAD
� DISTANCIA RECORRIDA
� TECHO TEÓRICO
CRUCERO
72 .22 [m/s]
CRUCERO 1
4046.2 [m]
CRUCERO 2
4435 [m]
CRUCERO
475.35 [Km]
CRUCERO� ALCANCE MÁXIMO
� AUTONOMIA MÁXIMA
� MAYOR ALCANCE Y AUTONOMÍA
CRUCERO 1
548.64 [km]
CRUCERO 2
565.14 [km]
CRUCERO 1
3.08 [hrs]
CRUCERO 2
3.27 [hrs]
∆C=26.68
VUELO ESPERA(LOITER)� VELOCIDAD
� RADIO DE GIRO MÍNIMO
� ESTUDIO DE AUTONOMÍA
LOITER 1
38.20 [m/s]
LOITER 2
37.04 [m/s]
LOITER 1
224.25 [m]
LOITER 2
210.82 [m]
LOITER
1.07 [hrs]
DIAGRAMA CARGA DE PAGO-ALCANCE
0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 140000
200
400
600
800
1000
1200
1400Diagrama Carga de Pago - Alcance
Alcance (R) [km]
Car
ga d
e P
ago
[kg]
RA
RB
RC
MLW
MPL+
RF P/L+
RF
OEW
¿POR QUÉ PROYECTO DUNANT?
� Diseño atractivo y actual que verifica los requisitos
de transporte
� Se cumplen todas las especificaciones propuestas
� Alto grado de optimización
� Uso de materiales compuestos en zonas de fácil
sustitución
� Realización misión con “poco combustible”
POSIBLE EVOLUCIÓN
� Estudiar la introducción de materiales
compuestos en más elementos
� Estudiar la conveniencia de un mecanismo de
plegado automático
� Revisar factores de seguridad estructural