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PROYECTO ALBATROSS –REV Final Daniel Cortés Benítez Manuel Jiménez Guerrero Carlos Naranjo Pérez Juan José Martínez González Fran Robles Jiménez Manuel Iván Sánchez Montaño Grupo V

Dto. DISEÑO • Evolución en el diseño • Detalles de la geometría • Configuración general y ubicación de sistemas • Nuestro diseño • Modificación.

Dto. Diseño

Diseño inicial: • Bimotor • Ala alta • Cola en T

Diseño Albatros 2.0: • Cuatro motores sobre ala • Ala baja octogonal • Cola estándar

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Diseño en la Rev 3

Dto. DISEÑO

Detalles de la geometría

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. DISEÑO

Configuración general: Exterior e interior.

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. Diseño

Dto. DISEÑO

¿porqué nuestro diseño?

Dto. Diseño

USO DE MATERIALES COMPUESTOS

REDUCCIÓN DE LOS COSTES COMPORTAMIENTO EXCELENTE

SEGURIDAD Y ESTABILIDAD EFICIENCIA AERODINÁMICA

Dto. DISEÑO

Modificación

Dto. Diseño

Dto. Aerodinámica

Aerodinámica Selección de perfil del ala

◦ v

NACA 0014-1.10

Cl_máx Cl0 Cl_alpha Cm0 Cm_alpha

1,467 0,282 6,9264 -0,061 -0,0487

NACA 0014-1.10

Alpha_Cl0=-2.3223 deg Alpha stall=14.5 deg

Aerodinámica Selección de perfil de cola

◦ v

NACA 0014-1.10

Cl_máx Cl0 Cl_alpha Cm0 Cm_alpha

1,492 0 6,81448 0 0

NACA 0012

Estabilizador vertical Estabilizador horizontal

• Forma en planta

• Objetivo: Ala eficiente ▫ Alta sustentación

Flecha borde de ataque Charnela de los flaps

▫ Baja resistencia

Forma en planta octogonal Winglets

Características del ala

Características del ala

Superficie 150 m^2

Envergadura 33,54m

Parte recta 30% de semiala

Estrechamiento 0,66

• Configuración limpia

▫ Comparación curvas del perfil y del ala para crucero con máximo alcance

Características del ala

- Pivotaje alrededor de alpha(CL=0)

- Corrección por alas finitas: CLalpha=6,08747

- Clmáx=1,30563

- Alpha(stall)=12,1664 deg

- CL0=0,2093

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

-10 -5 0 5 10 15 20

Coeficiente de sustentación

Perfil

Ala

Configuración sucia

Análisis de perfiles:

PLAIN FLAPS

Flaps no extensibles

Ventaja: Mayor coeficiente de sustentación

Inconveniente:

Favorece la entrada en pérdida

-20 -15 -10 -5 0 5 10 15-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

Alpha

Cl

Comparación de coeficientes de sustentación para el perfil

Configuración limpiaDespegue (flaps 18deg)Aterrizaje (flaps 40deg)

Configuración sucia

-10 -5 0 5 10 15 20-0.5

0

0.5

1

1.5

2

2.5

alpha (deg)

CL

Comparación de Coeficientes de sustentación para el ala con flaps y slats

Configuración limpiaDespegueAterrizaje

Incorporación de SLATS

Aumentan el ángulo de entrada en pérdida

Despegue Aterrizaje

Alpha_0L -6,5398 deg -8,6085 deg

CL0 0,5893 0,7757

Clmáx 2,17015 2,38019

Alpha stall 17,54 deg 17,8 deg

CURVA 3D

• Configuración limpia

▫ Comparación curvas del perfil y de la cola para crucero con máximo alcance

Características de la cola

- Pivotaje alrededor de alpha(CL=0)

- Corrección por alas finitas: CLalpha=6,1438

- Clmáx=1,29

- Alpha(stall)=14,12 deg

- CL0=0

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20

Perfil

Cola

Cálculo de la polar

1-. Polar parabólica de coeficientes constantes CD=CD0+kCL^2

2-. Polar mejorada CD=CD0+k’CL^2+k’’(CL-CLmindrag)^2

Se requiere cálculo de CD0, k=k’, k’’, CLmindrag

Solución de compromiso entre máxima Eficiencia de Oswald posible y forma en

planta del ala

Cálculo de la polar Cálculo del coeficiente de resistencia parásita

Cálculo de la polar • Cálculo de la resistencia parásita CD0

Configuración limpia

Subida (1500ft-10000ft)

0,0185

Subida (10000ft-20000ft)

0,0194

Crucero máximo alcance

0,0199

Crucero máxima autonomía

0,0180

Descenso 0,0185

0,0165

0,017

0,0175

0,018

0,0185

0,019

0,0195

0,02

Subida 2 Subida 3 Crucero Espera Descenso

Cdo en configuración limpia

Cálculo de la polar • Contribución al Cdo en crucero de máxima autonomía

23,8547486

31,89944134

4,687150838

2,972067039

19,94413408

0,898698324 9,272122905

6,536312849 0,0734

Fuselaje

Ala

Estabilizador horizontal

Estabilizador verticall

Motores

Misiles

Upsweep

L&P

AN/ALQ 78 +Flir

Cálculo de la polar • Cálculo de la resistencia parásita CD0

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

0,08

Despegue Subida 1 Aterrizaje

0,048 0,0463

0,0716

Cdo en configuración sucia

Configuración sucia

Despegue 0,048

Subida (50ft-1500ft) 0,0463

Aterrizaje 0,0716

Nuevas contribuciones: -Flaps

-18 deg en despegue -40 deg en aterrizaje

-Tren de aterrizaje -Cdo 0,02 (P3 Orion)

Cálculo de la polar • Contribución al Cdo en aterrizaje

9,895833333

11,60416667

1,716666667

1,089583333

8,466458333

0,38125

9,75

61,05

41,66666667

3,457729167

Fuselaje

Ala

Estabilizador vertical

Estabilizador horizontal

Motores

Misiles

Protuberance

Flaps

Tren de aterrizaje

Upsweep fuselaje

Flir +AN/ALQ 78

Cálculo de la polar Resumen de coeficientes de resistencia parásita

Despegue Crucero

Espera

Aterrizaje

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

0,08

Flir +AN/ALQ 78

Upsweep

Protuberance

Misiles

Motores

Estabilizador horizontal

Estabilizador vertical

Ala

Fuselaje

Tren aterrizaje

Flaps

Cálculo de la polar • Cálculo de k

▫ Eficiencia de Oswald

K=1/πAe

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 10.75

0.8

0.85

0.9

0.95

1

estrechamiento

e

Eficiencia de Oswald en parte con estrechamiento

Eficiencia de Oswals=0,9374 k=0,04527546

Parte recta Parte con λ

λ 0 0,66

e 0,796 0,998

Área 34,05% 65,95%

Cálculo de la polar • Cálculo de la constante k’’ y de CLmindrag

0.004 0.006 0.008 0.01 0.012 0.014 0.016 0.018 0.02 0.022 0.024-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

Cd del perfil del ala

Cl d

el p

erfil

del

ala

CLmindrag=0,161

K’’ es la pendiente de la recta del cd en función de (cl-clmindrag)^2

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.80.004

0.006

0.008

0.01

0.012

0.014

0.016

0.018

0.02

0.022

0.024

(Cl-Clmindrag)2

Cd

del p

erfil

K’’=0,004867

Cálculo de la polar • Comparación de la polar para configuración limpia y sucia

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.350

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2

cd

CL

Polar mejorada

Subida 2

Subida 3Crucero

EsperaDescenso

DespegueSubida 1

Aterrizaje

Eficiencia aerodinámica

Cruise Loiter

Emáx=17,355

Emáx=18,249

Clópt=0,69

Clópt=0,659

Alphaópt=5,33

5 deg

Alphaópt=4,99de

g 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 2

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

CL

E

Eficiencia aerodinámica

Subida 2Subida 3CruceroEsperaDescensoDespegueSubida 1Aterrizaje

Dto. ESTRUCTURAS

Métodos de cálculo empleados

• Raymer Method • GD Method • Aeronaves de características similares

▫ Lockheed C-130 Hércules ▫ Lockheed Electra ▫ Lockheed P3 Orion ▫ C-295

Estructuras

• Pesos iniciales

Elemento Peso(kg)

Wing 4562.43

Horizontal tail 586.71

Vertical tail 346.36

Fuselage 5436.06

Landing gear 1647.78

Nacelle group 839

Estructuras

• Refuerzo en encastres y puntos de unión

Estructuras

• Refuerzo en encastres y puntos de unión ▫ 15% de sobrepeso ▫ Ala: Encastre, unión a los motores, puntas. ▫ Cola: Encastres ▫ Fuselaje: Cajón central, cono de cola.

Estructuras

• Uso de materiales compuestos ▫ Fudge factors W 0.9 Ht 0.88 Vt 0.88 Fus 0.95 Lg 1 Nac 0.95

Estructuras

• Pesos finales

Planta de potencia Elemento Peso

Engine 879.96 kg

Number 4

Power Plant 3519.84 kg

Equipamiento fijo Elemento Peso(kg)

Payload 8269.6

Flight controls 1283.04

Hydraulic & Neumatic System 332.09

Electrical System 786.94

Fuel System 1655

APU 205.3

Inst, avionic & electronic system 899.21

Furnishings 779.43

Air-cond, press & anti- and de-icing 1307.98

Oxigen system 17.09

Relación de pesos Wto 55348.83kg

Ws 13039.78kg

Wpp 3519.84kg

Wfix 15605.19kg

We 32165.31kg

Wfuel 23173.52kg

Posición relativa del c.g. Segmento de vuelo

Peso total (kg)

Eje X (m)

% Lf Eje Z (m)

Take off 55348.83 17.51 46.7 0.72

Cruise I 54730.91 17.51 46.7 0.72

Loiter 49099.11 17.5 46.68 0.79

Land 33897.15 17.41 46.45 1.11

Dto. ESTABILIDAD Y CONTROL • Centrado • Dimensionado de Superficies • Equilibrado Longitudinal • DD. EE. Laterales Direccionales • Equilibrado Lateral

Evolución según posición Ala

SM=13%

16.5m

Posicionamiento

Evolución del CDG

Dto. Estabilidad y Control Dimensionado de Superficies Estabilizadoras y de Control

VTP & Rudder Determinado por la condición de vuelo rectilíneo y viento cruzado de 11.5º

HTP & Elevator

AILERONS Determinado por la Roll Performances de CLASE II

Dto. Estabilidad y Control Equilibrado Longitudinal

Coeficientes del Avión

Trimado

Dto. Estabilidad Equilibrado Lateral

Derivadas de Estabilidad

EOI Motor Crítico en Loiter

Viraje Estacionario en Loiter

Dto. PROPULSION Y ACTUACIONES

Dpto. Propulsion & Performances Objetivos Estudio en precisión de los distintos segmentos del vuelo. Cálculo de la cantidad de combustible necesario. Optimización de las actuaciones.

Propulsion

0,00

5000,00

10000,00

15000,00

20000,00

25000,00

50,00 100,00 150,00 200,00 250,00 300,00 350,00 400,00 450,00 500,00

Po

we

r (H

P)

Speed (kts)

Power Available Vs Power Required

Pav-SL

Preq-SL

Pav-10000ft

Preq-10000ft

Pav-20000ft

Preq-20000ft

Pav-30000ft

Preq-30000ft

Propulsion

0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

16000

18000

100,00 150,00 200,00 250,00 300,00 350,00 400,00 450,00

Th

rust

(N

)

Speed (kts)

Thrust Available Vs Thrust Required

Tav-SL

Treq-SL

Tav-10000ft

Treq-10000ft

Tav-20000ft

Treq-20000ft

Tav-30000ft

Treq-30000ft

Propulsion

0,3500

0,3700

0,3900

0,4100

0,4300

0,4500

0,4700

0,4900

0,5100

0,5300

0,5500

0,00 100,00 200,00 300,00 400,00 500,00

ES

FC

(lb

f/h

/ES

HP

)

Speed (kts)

ESFC Normal Rating

Sea Level 10000ft 20000ft 30000ft

Propulsion 4 engines, scale 1 Power settings Maximum Range Cruise Power 2575HP/engine Maximum Endurance Cruise Power 3442HP/engine Maximum Speed Power (Max. TO) 4419HP/engine

Performances Estudio detallado de las actuaciones de cada tramo y

de las cantidades de combustible

Take Off

• Normal Take Off Power • Vstall Take Off = 100,92kts • TOD = 907,6m

▫ Ground roll = 495,16m ▫ Transition to climb distance = 412,46m

• Fuel Quantity = 23,2kg

0 1000

Carrera despegue Distancia transición

Performances Climb I

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

0,00 50,00 100,00 150,00 200,00 250,00 300,00

Ra

te O

f C

lim

b (

ft/m

in)

Speed (kts)

Best Climb @ Sea Level

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

0 100 200 300 400

Ra

te O

f C

lim

b (

ft/m

in)

Speed (kts)

Best Climb @ 1500ft

-500

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

0,00 100,00 200,00 300,00 400,00 Ra

te O

f C

lim

b (

ft/m

in)

Speed (kts)

Best Climb @ 10000ft

0 200 400 600 800

1000 1200 1400 1600

0,00 100,00 200,00 300,00 400,00 500,00

Ra

te O

f C

lim

b (

ft/m

in)

Speed (kts)

Best Climb @ 20000ft

Performances

Climb I Normal Climb Power VclimbI = 116,5kts 3275ft/min VclimbII = 191kts 3323ft/min VclimbIII = 195kts 2431ft/min VclimbIV = 260kts 1350ft/min Theoretical Ceiling = 32000ft (Aprox.) Fuel Quantity = 593,3kg

30

157

196

211

Consumos (kg) 1er tramo 2º tramo 3er tramo 4º tramo

Performances

Cruise I (Maximum Range Cruise) Vmax range = 287,6kts Preq(350kts/28000ft) = 8390HP Pav = 10300HP → Vcruisemax = 380kts Preq/Pav = 0,81 Fuel Quantity = 5084kg

Performances

Descent I Idle Vdescent = 350kts Rate of descent = 1306ft/min Fuel Quantity = 547kg

Performances

Loiter (Maximum Endurance Cruise) Vmax endurance = 147kts Preq(225kts/1500ft) = 5284HP Pav = 13768HP → Vcruisemax = 303kts Preq/Pav = 0,384 Fuel Quantity = 9329kg

3.Performances Climb II

0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

0,00 50,00 100,00 150,00 200,00 250,00 300,00

Ra

te O

f C

lim

b (

ft/m

in)

Speed (kts)

Best Climb @ 1500ft

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

0,00 100,00 200,00 300,00 400,00 500,00

Ra

te O

f C

lim

b (

ft/m

in)

Speed (kts)

Best Climb @ 20000ft

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

4500

0,00 100,00 200,00 300,00 400,00 R

ate

Of

Cli

mb

(ft

/min

) Speed (kts)

Best Climb @ 10000ft

3.Performances

Climb II Normal Climb Power VclimbI = 152kts 5200ft/min VclimbII = 195kts 4000ft/min VclimbIII = 260kts 2500ft/min Theoretical Ceiling = 32000ft (Aprox.) Fuel Quantity = 368kg

107

124

150

Consumos de cada tramo (kg)

1er tramo

2º tramo

3er tramo

Performances Cruise II (Maximum Range Cruise)

Vmax range = 274kts; Preq = 5523HP Preq(350kts/28000ft) = 6124HP Pav = 10300HP → Vcruisemax = 396kts Preq/Pav = 0,69 Fuel Quantity = 4386,2kg

Performances

Descent II Idle Vdescent = 350kts Rate of descent = 1442ft/min Descent time = 18,7 min Fuel Quantity = 505kg Descent Distance = 109nm

Performances

Landing Idle/Reverse Vstall Landing = 75kts LD = 1727m

▫ Approach distance = 500m ▫ Flare distance = 13m ▫ Free Roll Distance = 134m ▫ Braking distance = 393m

Fuel Quantity = 13kg

Performances

Approach Fuel Quantity = 600kg Taxi Fuel Quantity = 400kg

Maximum Speed Preq(450kts/15000ft) = HP Pav = 17676HP → Vmax = 434kts

Performances Segmento Cantidad Fuel (Kg) Despegue 23,18 Ascenso I 593,31

Crucero Máx. Alcance I 5084,41 Descenso I 547,14

Crucero Máx. Autonomía

9328,56

Ascenso II 380,75 Crucero Máx. Alcance II 4386,17

Descenso II 504,80 Aproximación 600

Aterrizaje 13,10 Taxi 400

Combustible Total 21861,42 Contingencias +6% 23173,10

Performances

0%

4%

41%

4%

40%

3% 0% 2%

6%

Combustible

Take Off

Climb

Cruise

Descent

Loiter

Approach

Landing

Taxi

Contingencias

Performances

Optimización de las actuaciones Loiter Vmax endurance = 134kts Fuel Quantity = 5683kg Δ Fuel = 3646kg Time = 13,13h Δ Time = 5,13h

Performances

Optimización de las actuaciones Cruise I Cruise II Vmax range 288kts 274kts Fuel Quantity 4851kg 4501kg Δ Fuel -237kg 115kg Time 3,83h 4,1h Δ Time 41 min 53 min

Performances

Optimización del combustible de la misión Cruise I a velocidad de máximo alcance. Loiter a velocidad de máxima autonomía. Ahorro de 3883kg. Incremento de tiempo de la misión 41 min.

Performances V-n Diagram. JAR 25

n design positive = 3 oVA (Design Maneuvering Speed) = 338kts oVC (Min. Design Cruising Speed) = 410kts oVD (Min. Diving Speed) = 513kts

n ultimate positive = 5 n design negative = -1

oVs = 195kts n ultimate negative = -1,5

Performances V-n Diagram

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

0 100 200 300 400 500 600

Lo

ad

Fa

cto

r, n

Speed (kts)

V-n Diagram

V-n n_design V_Diving V_Stall

V-n Neg n_design Neg Vc-Vd V_Stall Neg

Performances

Gust Load Factor Line VC Gust Line

on limit positive = 3,7 on limit negative = -1,7

VD Gust Line on limit positive = 2,7 on limit negative = -0,7

V-n Gust Diagram. JAR 25

Performances V-n Gust Diagram. JAR 25

-2,5

-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

0 100 200 300 400 500

Lo

ad

Fa

cto

r, n

Speed (kts)

V-n Gust Diagram

0 - B' B' -C' C' - D' D' - E' E' - F'

F' - G' G' - 0 Vstall Pos Vstall Neg

Performances Diagrama Carga de pago – Alcance

• OEW 23255,7kg • Carga de pago máxima 8919kg • TOW 55388,4kg • Combustible de la misión 23173,1kg

• Distancia recorrida 4606nm/8530km • Loiter a Vmaxendurance 5204nm/9638km • Máximo alcance (con reserva) 6893nm/12766km • Máximo alcance (sin reserva) 7241nm/13410km

Performances

10000

20000

30000

40000

50000

60000

-1000 1000 3000 5000 7000 9000 11000 13000 15000

We

igh

t (k

g)

Range (km)

Pay Load - Range Diagram

ZFW

OEW

TOW