BRAIN STORMING
• ALA BAJA
• PLANTA PROPULSIVA: 4 motores en cola
• SUPERFICIES DE COLA
• DERIVA HORIZONTAL: Baja
• DERIVA VERTICAL: Plano deriva doble
• TREN DE ATERRIZAJE: un boggie delantero y 4 traseros
COLA EN H
• SISTEMA DE CARGA/DESCARGA: convencional + frontal
• SISTEMA PROPULSOR AUXILIAR PARA EL DESPEGUE
• UTILIZACIÓN DE WINGLETS
• DEPÓSITOS DE COMBUSTIBLE SECUNDARIOS EN LA COLAutilizados para el trimado el avión
• REDUCCIÓN DE RUIDOS
BRAIN STORMING
DISEÑO
“SIZING” Raymer Análisis estadísticoaviones similares
predimensionado
diseño
diseño definitivo
requerimientositeraciones
Sizing matrix
SIZING MATRIX
SIZING MATRIX
SIZING MATRIX
DISEÑO DEFINITIVO
A 380 B 747 An 124 OBELIX
Carga Alar al despegue [Pa] 6850 6578 6123 6500
Flecha del Ala [deg] 33.5 30 29.3
Peso máximo al despegue
[kg]590000 362880 392000 542103
Superficie Alar [m2] 845 541.2 628 817.75
ALA ESTABILIZADOR VERTICAL
ESTABILIZADOR HORIZONTAL
Superficie Alar (S) [m2] 817,75 61,97 213,3
Envergadura (b) [m] 79,86 12,85 29,21
Cuerda de la raiz (Croot) [m] 16,64 6,64 10,43
Cuerda de la punta (Ctip) [m] 3,82 2,99 4,16
Cuerda media [m] 11,57 13,31 7,75
(Y) [m] 15,79 1,40 6,26
DISTRIBUCIÓN DE LA CARGA
DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE
Cálculo:
RaymerComparación directa
Configuración definitiva:• Tren principal: 4 bogies (6+4) [6667851,80N]
• Tren de morro: 1 bogie (6) [1462568,16N]
• Mayores factores de seguridad que otros aviones del sector
• Tren de morro reforzado para permitir carga frontal y soportaruna operación en tierra de mayor exigencia
15 m
25.8 m
Configuración del tren de aterrizajey diseño de la cola compatibles
con el ángulo de ataque aldespegue con MTOW
DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE
CAD
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES
• Motores auxiliares al despegue
0.25· 10.43aux TOT T kN= =
• Reducción de pesos
- sistema hidráulico opera a 5000 psi en lugar de a 3000 psi (estándar)
- uso de materiales avanzados
Reducción de BFL en torno al 10% y reducida influencia sobre lasactuaciones integrales.
en aviones similares esto produjo una reducción de 2500lb
• Ruido e impacto medioambiental
- Diseño optimizado de flaps y slats.- Minimizar la velocidad de acercamiento.- Cuerpo del tren de aterrizaje.- Inclinación del morro adecuada.- Cercanías la punta del ala: mejora con winglets.
Mejora de las actuaciones a baja
velocidad
Optimización de la góndola
Minimización del ruido de motores
Morro optimizado para reducir ruidos
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES
USO DE AVANCES TECNOLÓGICOS PARA LA MEJORA DE ACTUACIONES
• Ruido e impacto medioambientalwinglets
minimización dela velocidad
de aproximaciónconfiguración de flaps y slats
Cuerda de flapsóptima
AERODINÁMICA
Elección de perfiles
•Ala: SC(2) 0714•Deriva Horizontal: NACA 0012•Deriva Vertical: NACA 0014
AERODINÁMICA
Configuración de crucero: Polar parabólica
Fuselaje Ala Deriva Vertical Deriva Horizontal
FF 1,131759414 1,663111733 1,577571347 1,553376627
Qc 1 1 1,02 1,02
R 441007282,9 7,13E+07 31118512,25 47739891,15
Rcutoff 1020464775 149810867,4 62567017,72 98188080,78
Cf 0,00162457 0,00208118 0,002349122 0,002205218
Swet(ft2) 23059,64401 16700,67889 1281,795269 4545,123516
CD0 0,004816744 0,006567102 0,000550455 0,001804191 CD0=0,014425
1 0,07119KAeπ
= =
AERODINÁMICA
POLAR PARABÓLICA
-0,6-0,4
-0,20
0,20,4
0,60,8
1
1,21,4
0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14
CD
CLCD=0,0144+0,071CL
2
AERODINÁMICA
Configuración en despegue
0
2
/ 10414,275/ )TO
TO
WW SS S ftW S W
= ⋅ ⋅ = Shipersustentadoras=149’76 m2 (18,2%)
max max_ ( ) 1,026flappedL l flaps
ref
SC C K sweep
SΔ = ⋅Δ ⋅ = CLmax=2,2768
( )0_ 10 0,036f flappedD flaps flap flap
ref
c SC F
c Sδ
⎛ ⎞⎛ ⎞Δ = − =⎜ ⎟⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠⎝ ⎠
CD0=0,05
( )( )
1 .5
1 .5
3 3 /1 3 3 /
e f fe c t iv eK h bK h b
=+
0, 024effectiveK =
Triple slotted flap
AERODINÁMICA
Polar Parabolica en despegue
-1
-0,5
0
0,51
1,5
2
2,5
0 0,05 0,1 0,15 0,2
CD
CL
CD=0,05+0,024CL2
PESOS Y CENTROS DE GRAVEDAD
MÉTRICO [Kg]Wo 542105
Wp 150000
W 700
Wf 195756,8
FUSELAJE ALA EST.VER EST.HOR C. DE PAGO
231,44 93,95
-
-
0
16,25
FUEL
Xcg 117,45 89 89 222,18 126,8
Ycg 0 -135,4 135,4 0 -
Zcg 0 -6,02 -6,02 3,71 -
71087,51Wfuselage
6471,027Wv.tail
12754,48Wh.tail
34553,31Wwing
MÉTRICO [Kg]PESOS
CENTROS DE GRAVEDAD
-2.30Zcg
0Ycg
113,66Xcg
TOTAL
MATERIALES
Timón: Fibra de C
Tips: Kevlar
Naríz: Fibra de vidrio
Fairing Flaps: Kevlar
Tips: KevlarElevador: Fibra C
Spoiler: Fibra CAlerones: Fibra C
Pilón: Kevlar Ala (Piel/Rigidizador):
– Arriba 7150-T6/7150-T6– Abajo: 2324-T3/2224-T3
Fuselaje (Piel/Rigidizador):
– 2324-T3 /7150-T6– Paneles del suelo: Fibra de Vidrio
Estabilizador Horizontal
– 7150-T6/7150-T6
Estabilizador Vertical
– 7150-T6/7150-T6–Paneles: Kevlar/ FC
ESTRUCTURA
ALA
~ 50 costillas
3 larguerillos
15% cuerda60% cuerdaSoporte mecanismo flaps
Espesor ~ 0.4 in.
FUSELAJE
Para su diseño se deben considerar la flexión, la cizalladura, la torsión y la presión en cabina.
~ 120 cuadernas
Espesor efectivo (hasta la pared de cabina) ~ 7.5 in.
ESTABILIDAD Y CONTROL
MOVIMIENTO LONGITUDINAL
MOVIMIENTO LATERAL-DIRECCIONAL
ContribucionesEcuaciones de equilibrio
Contribuciones
Ecuaciones de equilibrio
ESTABILIDAD Y CONTROL
CENTRADO POSICIÓN ALAS
POSICIÓN CdG %SM
ADECUADO
X’ X
X’LEw
ACw AChCG NA
SM
CGw CGf CGfsCGv
CGhXX’
X’lew
CGfXcg
TRIMADO: Centrado
ESTABILIDAD Y CONTROL
X’Lew70 ft=20 m
XCdG/c1.14
SM15.56%
CG%mac26.7
-0,4
-0,20
0,2
0,4
0,60,8
1
1,21,4
1,6
47 49 51 53 55 57 59 61 63 65 67 69 71 73 75 77 79
X'Lew [ft]
X/c
Xcg/cXna/cSm
TRIMADO: Centrado
ESTABILIDAD Y CONTROL
TRIMADO: Variación con el peso
Posición del cdg del combustible en alas
Modelo trapezoide oblícuo
Fracción de peso al final del crucero W/W0=[1,0.65]
Trimado para el crucero
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
2,5
0,60,70,80,91
W/W0
Xcg/c
Delta e [deg]
Alpha [deg]
SM
Criterios
Ángulo de ataque Deflexión Elevadores
iw = -0.76 degih = -1.7
ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. ESTÁTICA: Dimensionado y ubicación
Sh/Sw 0,261X ach/c 3,677Sflapped/Sref 0,25Cfh/Ch 0,2ΛH.L. 15
Deriva horizontalElevadores
Deriva VerticalAleronesRudder
Sfv/Sv 0,2Xacv/b 0,55Zacv/b 0,08Sfv/Sv 0,2cR/cv 0,2ΛHL v 15ca/cw 0,15
Deriva horizontalElevadores
Ye1 13,3 mXe1 7,59Ye2 26,62Xe2 15,18
ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. ESTÁTICA: Requisitos
Índice de estabilidad estática
longitudinal 0.903 0MC α = − <
747 1.023MC Bα = −
0.205 0Clβ
Despegue con viento
cruzado
= − >0.25 0Cnβ = >
747 0.2Cn Bβ =747 0.1Cl Bβ = −
Índices de estabilidad estáticaLateral-Direccional
-0,0015
-0,001
-0,0005
0
0,0005
0,001
0,0015
0,002
0,0025
-6 -5 -4 -3 -2 -1 0
delta r [deg]
Cn
ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. DINÁMICA: Modelado derivadasOBELIX B747
Cxu -0,085 -0,108Cxalpha 0,105 0,219Cxq 0,000 -0,106Cxdalpha 0,000 -0,654Czu -0,106 -4,920Czalpha -5,889 0,006Czq -6,485 -5,921Czdalpha 2,661 0,104Cmu 0,104 -1,023Cmalpha -0,910 -6,314Cmq -14,737 -23,920Cmdalpha -6,773 -1,444Czdeltae 0,177 0,365
Derivadas de Estabilidad
Longitudinales
ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. DINÁMICA: Modelado derivadas
Derivadas de Estabilidad
Lateral-Direccional
OBELIX B747Cyβ -0,622 -0,877Cyp^ -0,053 0,000Cyr^ 0,000 0,000Clβ -0,205 -0,280Clp^ -0,449 -0,330Clr^ -0,194 -0,300Cnβ 0,218 0,195Cnp^ -0,027 -0,004Cnr^ -0,098 -0,274Cyδa 0,000 0,000Cyδr 0,082 0,115Clδa -0,018 -0,014Clδadot 0,000 -Clδr 0,007 0,007Cnδa 0,002 0,000Cnδr -0,030 -0,126Cnδrdot 0,000 -
ESTABILIDAD Y CONTROL
EST. DINÁMICA: Amortiguación y FrecuenciasMovimiento longitudinal Ecuaciones linealizadas
-0.006 - 0.013i-0.006 + 0.013i-0.00004 - 0.0014i-0.00004 + 0.0014i
Autovalores
Modo Corto
Periodo0.42 0.66 9.46 0.16
Modo Fugoide 0.0281 0.065 96.61 -
Sistema completo
ξ [ / ]/
2n= rad snωα
Ωn [rad/s]ω T[s]
Corto Periodo Fugoide
minξ maxξ maxΩminΩ
Categoría B
Nivel 1 0.30 2
Nivel 2 0.20 2
Nivel 3 0.15 -
Categoría B
Nivel 1 0.085 3.6
Nivel 2 0.038 10
Nivel 3 0.038 -
Nivel 1
Nivel 2
Nivel 3 55doublet s>
0ξ >
0.04ξ >
PLANTA MOTORA
( ) ( ) ( ) ( )( )0 · 0 , .CRCR
VT V T T V T h cteV
= + − = ( ) ( ) ( )( )
0.8
11 2
2
, , , .h
T h V T h V V cteh
ρρ
⎛ ⎞= =⎜ ⎟⎜ ⎟
⎝ ⎠
0 409T kN=
77.87CRT kN=
GE90-92B
ESTUDIO DE POTENCIAS
Vuelo de Crucero
Cumple RFP
min 217 mV s=
max 283mV s=
262.2crmV s=
ESTUDIO DE POTENCIASVuelo de subida Variación del ángulo de asiento
Cumple RFP
ESTUDIO DE POTENCIAS
Vuelo de subida Variación del ángulo de asiento
140 262CAS crm mV Vs s= ⇒ =
DIAGRAMA T/W vs W/S
6500W PaS=
1ª iteración Carga Alar que optimiza el crucero
7.81A =
optL LC C=
SEGMENTOS DE VUELO
A 380 B 747 An 124 OBELIXOBELIXBFL [m] 3009 2820 3000 25822582LFL [m] 2180 29962996
ALCANCE MÁXIMO
[km]10400 13445
15700n (ferry)12000 (80000
kgpayload)
1275812758
-Aplicación normativa FAR
- Optimización del crucero
DIAGRAMA DE CARGA DE PAGO
DIAGRAMA V-n
Velocidad de maniobra:
Velocidad de picado:
Velocidad de ráfaga máx.:
Velocidad de crucero máx.:
Cumple FAR
ANGULO DE ATAQUE AL DESPEGUE
- SELECCIÓN DEL BFL DE AVIONES SIMILARES BFL = 2594m
LC 16.94º 20ºLOFα = <
REQUISITO DE TREN DE ATERRIZAJE
( )0.863 1 6552.7 01 2.3· · · obstacle L
avL
SL
WSBFL h f CTG g C UW
ρ ρρ
⎛ ⎞⎛ ⎞ ⎜ ⎟⎛ ⎞⎜ ⎟ ⎜ ⎟⎜ ⎟= + + + ⇒ =⎜ ⎟ ⎜ ⎟+ ⎜ ⎟⎜ ⎟−⎝ ⎠ ⎜ ⎟⎝ ⎠ ⎜ ⎟
⎝ ⎠
- DISEÑO: - Optimización de la integración de los motores auxiliares- Desarrollo de versión alargada.- Implementación del sistema de carga autónomo.
- AERODINÁMICA :- Análisis mediante modelos 3D.- Aterrizaje
- ACTUACIONES: - Diseño del perfil de misión óptimo- Elección de motores auxiliares
- ESTRUCTURAS: - Mejorar integración de las carenas. - Análisis estructural más detallado
-ESTABILIDAD:- Diedro real vuelo vs. Diedro geométrico.- Minimizar contribución de motores al momento de cabeceo
OBELIX un camino por recorrer
UN AVIÓN CON FUTURO
TREN DE ATERRIZAJE
GRAN VOLUMEN DE CARGASISTEMA DE
CARGA AUTÓNOMO
MENORES DISTANCIASDE DESPEGUE MAYOR CAPACIDAD
DE CONTROL
POLIVALENTE
¿¿ PREGUNTAS ?PREGUNTAS ?
Abril Fdez.-Palacios, Mª ÁngelesArellano Vera, Carlos
Benitez Moreno, MartaFernández Duarte, David
Pacheco Ramos, Guillermo