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