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Título : Diseño de sistemas de propulsión distribuida con ingestión de capa límite para una aeronave no tripulada de fuselaje integrado
Autor : Alulema Pullupaxi, Víctor Hugo
Palabras clave : AERODINÁMICA
ESTABILIDAD
PROPULSIÓN
Fecha de publicación : 10-abr-2018
Editorial : Quito, 2018.
Citación : Alulema Pullupaxi, V. H. (2018). Diseño de sistemas de propulsión distribuida con ingestión de capa límite para una aeronave no tripulada de fuselaje integrado. 101 hojas. Quito : EPN.
Resumen : This work presents the design of propulsion system configurations for a Blended Wing Body (BWB) - Unmanned Aerial Vehicle (UAV), integrating Boundary Layer Ingestion (BLI), Distributed Propulsion (DP) and Thrust Split (TS). The design process has been carried out at a preliminary design stage using parametric models. A study of the integration of BLI, DP, and TS into the design of novel propulsion system configurations is done. According to NASA (National Aeronautics and Space Administration), boundary layer ingestion and distributed propulsion are new technologies that will reduce emissions and noise from aviation sector. Therefore, these technologies will have to be implemented in new aircraft design. The main design parameters are: number of engines for distribute propulsion and boundary layer ingestion percentage. It has been evaluated the variation on propulsion system weight, Take-Off Gross Weight (TOGW), and the static longitudinal stability characteristics for sixty propulsion system configurations. To select the optimal propulsion system configurations, two selection criteria are considered: maximum reduction on TOGW weight, and minimum change on center of gravity location. The results show TOGW can be reduced up to 10% due the integration of BLI, DP, and TS on propulsion system design for blended wing body unmanned aerial vehicles.
Descripción : Este trabajo presenta el diseño de sistemas de propulsión distribuida con ingestión de capa límite para una aeronave no tripulada (UAV) de fuselaje integrado. El proceso de diseño se desarrolla en una etapa preliminar empleando modelos paramétricos. Se estudia la integración de las tecnologías de ingestión de capa límite, propulsión distribuida y división de empuje; en el diseño de nuevas configuraciones de sistemas de propulsión. Los principales parámetros de diseño son: número de motores para propulsión distribuida y porcentaje de ingestión de capa límite. Se evalúan 60 configuraciones de sistemas de propulsión, para las cuales se evalúa la variación del peso del sistema de propulsión y su incidencia en el peso neto y estabilidad estática longitudinal de la aeronave. Los criterios de selección de sistemas de propulsión óptimos se basan en: máxima reducción de peso neto de la aeronave y mínima variación de su centro de gravedad. Los resultados muestran que se puede reducir hasta 10% el peso neto de la aeronave y hasta 50% el peso del sistema de propulsión, gracias a la ingestión de capa límite y al incremento del número de motores
URI : http://bibdigital.epn.edu.ec/handle/15000/19339
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