Diseño, estudio y ensayo de un prototipo de aeronave cargo de tipo ala volante con propulsión distribuida

Abstract

[ES] Este trabajo se centra en el estudio preliminar y el diseño de una aeronave de tipo BWB (Blended Wing Body) con propulsión distribuida. En la primera fase, se evalúan los diferentes parámetros que afectan al diseño, incluyendo los espacios necesarios para albergar las bahías de carga y la ubicación óptima para el sistema de propulsión distribuida. Se dimensionan los espacios para la carga de pago y se realiza un diseño iterativo basado en estudios aerodinámicos de un modelo sin propulsión ni góndolas. Una vez obtenido un modelo adecuado, se añade la góndola que cubre el sistema propulsivo y la hendidura donde este será instalado. La primera fase concluye con el diseño conceptual completo y la definición de todos los parámetros de la aeronave.

La segunda fase del trabajo se dedica a ensayar el diseño para validar las hipótesis formuladas y estudiar el comportamiento de la aeronave en condiciones de vuelo simuladas. Se utilizan ensayos CFD y la herramienta VSPAero para investigar la interacción de la aeronave con su entorno operativo. Estos estudios combinados proporcionan resultados tangibles sobre el rendimiento y las capacidades de la aeronave, así como los potenciales beneficios del sistema de propulsión distribuida. Los resultados de estos ensayos permiten evaluar la viabilidad de la aeronave en el contexto de la aviación actual, considerando las limitaciones del sistema aeroportuario existente para este tipo de aeronaves.

[EN] This work focuses on the preliminary study and design of a Blended Wing Body (BWB) aircraft with distributed propulsion. In the first phase, various design parameters are evaluated, including the necessary spaces for cargo bays and the optimal location for the distributed propulsion system. The payload storage spaces are dimensioned, and an iterative design process is conducted based on aerodynamic studies of a clean model (without propulsion or nacelles). Once a suitable model is obtained, the nacelle covering the propulsion system and the slot where this system will be installed are added. The first phase concludes with the complete conceptual design and the definition of all relevant aircraft parameters.

The second phase involves testing the design to validate the hypotheses formulated in the first phase and to study the aircraft's behavior in simulated flight conditions. CFD tests and the VSPAero tool are used to investigate the interaction between the aircraft and its operational environment. These combined studies provide tangible results on the performance and capabilities of the aircraft, as well as the potential benefits of the distributed propulsion system. The results of these tests allow for the evaluation of the aircraft's feasibility within the current aviation context, considering the limitations of the existing airport infrastructure for such aircraft.