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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
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