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1
GRUPO 2
2
DISEÑO
3
4
Phantom eye Global Hawk
Myasishchev_M-55 Loockheed U2
1ª Revisión
5
2ª Revisión
3ª Revisión
6
7
Diseño Final
8
Diseño Final (Animación)
OBJETIVO: Mejorar la aerodinámica
9
Curvas suaves
Menor área frontal
Tobera de salida Terminación cónica
10
Dimensionadas tal que en su interior no se alcance régimen supersónico y que el gasto de aire que lo recorra satisfaga los requerimientos del motor.
11
12
ESTRUCTURAS
+99%
-22.4%
13
Reducción carga de pago
-Reducción peso planta propulsora -Refuerzos -Materiales
14
15
PESO EN VACÍO (WE)
24513.2736 kg
Peso estructural 18740.3518 Peso del ala 14094.9359 kg
Peso del est. Horizontal
456.157115 kg
Peso del est. Vertical 171.824364 kg
Peso del fuselaje 2354.13559 kg
Peso del tren de aterrizaje
1663.29885 kg
Peso de la planta propulsora
3619 kg
Peso de los sistemas 2153.92183 kg
16
Peso en vacío 42.1%
17
18
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN
1 motor CFM 56 – 5 C2
4002.55 Pa
0.24
19
Longitud de despegue = 1546 m < Longitud de pista = 2133.6m
0 1/2 1Fracción de longitud de la pista del RFP
Longitudusada
Margendisponible
Combustible empleado = 8.53 kg
Peso al despegue = 58179.9 kg
Margen de pista = 587.6 m
Vdespegue = 62.5 m/s = 1.2Vstall Tiempo = 26 s
δT = 1
20
Gradiente de subida = 5.94% > Gradiente mínimo RFP = 3.2% γascenso = 3.4º
Velocidad = 158 m/s
Combustible empleado = 926.64 kg
Peso al comienzo= 58171.3kg
Velocidad ascensional = 9.56 m/s
Gasto de fuel en ascenso
Combustiblegastado
Restante deltotal
Tiempo = 21 min
21
Combustible empleado = 4219.75 kg
Peso al comienzo = 57244.66 kg Gasto de fuel en crucero 1
Combustiblegastado
Restante deltotal
Tiempo = 5 h
Vmáximo alcance = 192 m/s
Posición de palanca = 0.81
22
Combustible empleado = 16184.6 kg Peso al comienzo = 53024.91 kg
Gasto de fuel en loiter
Combustiblegastado
Restante deltotal
Tiempo = 25 h
Vmáxima autonomía = 131 m/s Vstall = 102 m/s Vmáxima autonomía > Vstall
Factor de carga = 1.02
Velocidad máxima = 242 m/s
Posición de palanca = 0.53
23
Combustible empleado = 4984.87 kg
Peso al comienzo = 36840.31 kg
Gasto de fuel en crucero 2
Combustiblegastado
Restante deltotal
Tiempo = 6 h
Vmáximo alcance= 152 m/s
Posición de palanca = 0.52
24
Combustible empleado = 757.78 kg
Peso al comienzo = 31855.44kg
Gasto de fuel en descenso
Combustiblegastado
Restante deltotal
Tiempo = 1 h 50 min
Segmento δT
Velocidad horizontal
(m/s)
Velocidad vertical (m/s)
Velocidad de entrada en pérdida
(m/s) 1 0.05 102.5 2.79 60.73 2 0.04 91.83 2.5 54.41 3 0.04 80.31 2.19 47.58
25
Longitud de aterrizaje= 1665.6 m < Longitud de pista = 2133.6m
0 1/2 1Fracción de longitud de la pista del RFP
Longitudusada
Margendisponible
Peso al despegue = 30723.3 kg
Margen de pista = 468m
Vaterrizaje= 54.6 m/s = 1.15Vstall Tiempo = 29 s
26
Daños estructurales
Daños estructurales
Precaución
Rango de operación normal Pérdida
Entrada en pérdida Fallos estructurales
Vs Vc Vd
nmaxpos
ndispos
ndisneg
nmaxneg
Vs=197 keas Vc=451 keas Vd=564 keas
Vc1=373 keas Vloiter=255 keas
Vc2=301 keas
Entran dentro del área verde
27
Las líneas de ráfagas restringen la envolvente de vuelo. Para la misión de la aeronave, en el segmento de autonomía, n=1.02, lo que entra dentro de los límites.
28
Alcance máximo: 29900 km Aunque no lo es propiamente, se considera el láser como carga de pago. El llevarla o no supone una penalización de unos 5000 km en alcance.
29
30
AERODINÁMICA
Geometría alar
31
ALA S 142.45 m² b 67.52 m
AR 32 ΛLE 0.88 ⁰ λ 0.34
FLAPS Sf/S 0.75 cf/c 0.30
Longitud 22.76 m δf Despegue 20 º δf Aterrizaje 30 º
Perfil: NASA-LRN 1015
Características aerodinámicas del ala
32
ALA BÁSICA CLα 6.09 CL0 0.55
α0L -5.20º CLmax 1.64
αstall 12.74 º
-5 0 5 10 150
0.5
1
1.5
2Coeficiente de sustentación del ala
α [-]
c L [-]
Configuraciones
33
cLmax
Ala básica 1.64 Despegue 2.51 Aterrizaje 2.84
Incrementos de sustentación
Despegue 52.60 % Aterrizaje 72.87 % -5 0 5 10 15
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3cL frente a α
α [º]
c L [-]
Estabilizadores
34
Estabilizador horizontal
CLmax 1.36
αstall 16.86º
Estabilizador vertical
CLmax 0.75
αstall 23.00º
0 5 10 15 200
0.5
1
1.5Estabilizador horizontal
α [º]
c L [-]
0 10 200
0.2
0.4
0.6
0.8
1Estabilizador vertical
α [º]
c L [-]
BAJO AR
35
Coeficiente de resistencia
Swet [m2 ] CD
Ala 275.97 8.638x10-3 HTP 56.98 1.795x10-3 VTP 34.19 0.9983x10-3
Fuselaje 263.95 4.425x10-3 Pods Ala 3.99 0.3547x10-3 Pod VTP 4.47 0.1009x10-3
Toma Dinámica 9.33 0.2709x10-3 Flaps Aterrizaje - 0.03330 Flaps Despegue - 0.01665
Tren de Aterrizaje - 0.013
Configuración limpia
Despegue
Aterrizaje
• Contribución de los diferentes elementos:
“Component Buildup Method”
Coeficiente de resistencia II
36
V [m/s] CD0 Despegue 43.76 0.04343 Ascenso 158.02 0.01385
Crucero 1 192.95 0.01589 Autonomía 131.39 0.01653 Crucero 2 151.67 0.01656 Descenso 91.55 0.01485
Aterrizaje 43.76 0.06008
• Valor en los diferentes segmentos de vuelo:
37
Polar parabólica
0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12-0.5
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3
CD [-]
C L [-]
AutonomíaDespegueAterrizajeCrucero1Crucero2AscensoDescenso
Influencia del número de Reynolds y velocidad
38
Eficiencia aerodinámica
e 0.8876
k 0.01121
0 0.5 1 1.5 2 2.5 30
5
10
15
20
25
30
35
40
45
CL [-]
E [
-]
DespegueAterrizajeAutonomíaAscensoDescensoCrucero 1Crucero 2
Emax CL.opt Depegue 22.66 1.97
Ascenso 40.57 1.10
Crucero 1 37.47 1.19
Autonomía 36.74 1.21
Crucero 2 36.70 1.22
Descenso 38.76 1.15
Aterrizaje 19.27 2.32
Blended Winglet
39
• Aumento de la eficiencia aerodinámica • Incremento de un 5 % en la envergadura alar • Necesario refuerzos en el encastre • Disminución de resistencia: de 1.5 % a 3 %
40
ESTABILIDAD
Estabilizador horizontal
Estabilizador vertical
Alerón 𝑆𝑎 = 3.168 𝑚2
41
𝑺(𝒎𝟐) 𝚲𝐋𝐋(°) 𝝀 = 𝒄𝒕/𝒄𝒓 𝒃(𝒎) 𝑨𝑨(−) 𝒄𝒓(𝒎) 𝑺𝑬/𝑺𝑯𝑯𝑯 28.49 10 0.5 13.07 6 2.91 0.25
𝑺(𝒎𝟐) 𝚲𝐋𝐋(°) 𝝀 = 𝒄𝒕/𝒄𝒓 𝒃(𝒎) 𝑨𝑨(−) 𝒄𝒓(𝒎) 𝑺𝑨/𝑺𝑽𝑯𝑯 25 35˚ 0.4 6.519 1.7 5.478 0.3
42
Variación del centro de gravedad y margen estático en función de la variación del peso
43
3 3.5 4 4.5 5 5.5 6
x 104
0.24
0.26
0.28
0.3
0.32
0.34
0.36
0.38
0.4
WTOTAL
SM(%
)
3 3.5 4 4.5 5 5.5 6
x 104
16
16.05
16.1
16.15
16.2
16.25
16.3
16.35
WTOTAL
XC
G
SM>0 durante todo el trayecto
Trimado longitudinal Optimización del segmento de autonomía
44
𝛼𝑇𝑇𝑇𝑇 = 0.0043°
𝛿𝑒𝑇𝑇𝑇𝑇 = 2.54°
𝛼𝑜𝑜𝑜=6.48 º 𝑖𝑤 = 5.85° ≈ 𝛼𝑜𝑜𝑜 𝑖𝑜 = −0.5°
Mitad del segmento de autonomía:
𝑉𝑜𝑜𝑜=131 m/s
1 1.05 1.1 1.15 1.2 1.25 1.3 1.35 1.4-3
-2
-1
0
1
2
3
4
5
αTR
IM &
δTR
IM (G
rado
s)
W/qS
αTRIM
δTRIM
𝐶𝐷,𝑇𝑇𝑇𝑇 = 0.0052
Trimado lateral-direccional Equilibrado lateral-direccional β=15º δr=19.964º δa=0.775º φ=1.702º Viraje constante n=1.02 β=-7.474º δr=-15.349º δa=-0.438º φ=11.36º
45
Longitudinal Lateral-Direccional
46
>0
<0
<0
𝑪𝒚β -0.405
𝑪𝒚δ𝒂 0
𝑪𝒚δ𝒓 0.2011
𝑪𝒍β -0.0279 𝑪𝒍δ𝒂 0.1653 𝑪𝒍δ𝒓 0.0146 𝑪𝒏β 0.0476 𝑪𝒏δ𝒂 -0.04 𝑪𝒏δ𝒓 -0.0342 𝑪𝒚𝒓 0.123 𝑪𝒍𝒓 0.4144 𝑪𝒏𝒓 -0.8602
<0
>0
<0
<0
𝑪𝑳𝑳 1.1558 𝑪𝑳𝑳 6.5549 𝑪𝑳𝑳𝑳 0.7959 𝑪𝑴𝑳 0.1857 𝑪𝑴𝑳 -1.9885 𝑪𝑴𝑳𝑳 -4.1817 𝑪𝐃𝑳 0.1748 𝑪𝑳𝑳 10.4427
𝑪𝒎𝑳 -54.8651 𝑪𝑳�̇� 5.6080 𝑪𝒎�̇� -29.4642 𝑪𝑯𝑻𝑻 -0.6211
�̇� = 𝐴𝑥 + 𝐵𝐵 Dónde: 𝑥 = [𝐵 𝛼 𝑞 𝜃] y 𝐵 = 𝛿𝑒
𝑨𝑳𝑳𝑳 =
−𝑳.𝑳𝟎𝑳𝟐 − 𝟏𝟏.𝟔𝑳𝟎𝟔 𝑳 − 𝟗.𝟖𝟏𝑳𝑳−𝑳.𝑳𝑳𝟏𝟐 − 𝑳.𝟎𝟐𝟎𝟒 𝑳.𝟗𝟗𝟏𝑳 𝑳.𝑳𝑳𝑳𝑳𝟐
𝑳.𝑳𝑳𝑳𝟐 − 𝟏.𝟐𝟐𝑳𝑳 − 𝑳.𝟎𝟒𝟒𝟒 − 𝑳.𝑳𝑳𝑳𝟐𝑳 𝑳 𝟏.𝑳𝑳𝑳𝑳 𝑳
𝑩𝑳𝑳𝑳 =
𝑳−𝑳.𝑳𝟒𝟏𝟒 −𝟐.𝟒𝑳𝟒𝟎
𝑳
47
Estabilidad dinámica longitudinal
48
Estabilidad dinámica longitudinal
Modo Fugoide 𝜆 = −0.0161 ± 0.1018𝑖 𝑇 = 61.72 𝑠 ƺ = 0.1559 𝜔𝑛 = 0.1031 𝑟𝑟𝑟/𝑠 𝑡1/2 = 43.0526 s ƺ ≥ 0.04 Nivel 1
Modo de corto periodo 𝜆 = −0.4531 ±1.0898i
𝑇 = 5.7654𝑠
ƺ =0.3839 𝜔𝑛 = 1.1802 𝑟𝑟𝑟/𝑠 𝑡1/2 = 1.5298 s
0.3 ≥ ƺ ≤ 2 Nivel 1
Categoría B
49
Modo Fugoide
50
Modo corto periodo
�̇� = 𝐴𝑥 + 𝐵𝐵 Dónde: 𝑥 = [𝛽,𝑝, 𝑟,𝛷] y 𝐵 = δ𝑎, δ𝑟
𝑨𝑳𝑨𝑯 =−𝑳.𝑳𝑳𝟔𝟔 𝑳.𝑳𝑳𝑳𝟒 −𝑳.𝟗𝟗𝟒𝟒 𝑳.𝑳𝟏𝟗𝟒 −𝑳.𝑳𝑳𝟒𝟐 −𝑳.𝑳𝟔𝟎𝟏 𝑳.𝑳𝟎𝟒𝟏 𝑳𝑳.𝑳𝑳𝟒𝑳
𝑳−𝑳.𝑳𝟏𝟏𝑳
𝟏−𝑳.𝑳𝟗𝑳𝟔 𝑳 𝑳 𝑳
𝑩𝑳𝑨𝑯 =𝑳 𝑳.𝑳𝟒𝟒
𝑳.𝑳𝟏𝟖𝟗 𝑳.𝑳𝑳𝟏𝟒−𝑳.𝑳𝑳𝟎𝟐
𝑳−𝑳.𝑳𝑳𝟒𝟔
𝑳
51
Estabilidad dinámica lateral-direccional
52
Estabilidad dinámica lateral
Modo balanceo holandés 𝜆 = −0.0415 ±0.0628i
ƺ = 0.661 𝜔𝑛= 0.292 𝑟𝑟𝑟/𝑠
ƺ ≥ 0.08Nivel 1 ƺ 𝜔𝑛 ≥ 0.15Categoría B 𝜔𝑛< 0.4 No cumple Nivel 1 Categoría B
Modo convergencia en balance
𝜆 = −0.0759 𝜏𝐶𝐶=0.06 <1.4 Nivel 1 Categoría B
Modo espiral
𝜆 = −0.0023 Nivel 1 Categoría B
53
Modo Balanceo holandés
54
Modo convergencia en balance
55
Modo espiral
56
Por su ...
Aerodinámica
Autonomía
Estética
Composites
Estabilidad
Bajo consumo