Juan Pedro Berro RamírezJulio Montesinos RuizPilar Pérez TiradoJosé Manuel Picón TaguaMª José Royón GálvezVerónica Salcedo Vázquez
ML-CARGO Grupo 4 16/01/09
Diseño interior
Capacidad para 24 camillas, 4 personas de asistencia, hasta 2 Humvee,60 PersonasCableado por parte superior e inferior.
Aerodinámica
Perfiles aerodinámicos.
Geometría final de las superficies sustentadoras.
Polar parabólica.
Aerodinámica: Perfiles
NACA 642415
NACA 0012
NACA 747A415
15% de espesor máximo
Cl de diseño = 0.4
Rango de funcionamiento=0.2
15% de espesor máximo
Cl de diseño = 0.4
Rango de funcionamiento=todos
12% de espesor máximo
Perfil simétrico
Aerodinámica: Perfiles
Los perfiles laminares disminuyen la resistencia de fricción. Efecto de aprox. 2% sobre el consumo de combustible.
Espesores relativos elevados mejoran la entrada en pérdida. Trabajo futuro: ¿Qué sección entra primero en pérdida?
Necesitamos CL muy elevado en despegue: flap doble ranurado en el borde de salida y flap kruger en el borde de ataque. Simpleza mecánica/efectividad.
Aerodinámica: Geometría
Tornado VLM
Principal problema: interacción canard-ala
Decisión: Canard alto facilita el diseño (igual que ala alta) y evita problemas por cercanía al suelo.
Futuro trabajo: inclusión de efectos viscosos.
Futuro trabajo: torsión geométrica del ala.
Futuro trabajo: espesor relativo variable a lo largo de la envergadura.
Torsión o forma en planta complejas encarecen la fabricación.
Aerodinámica: Geometría
Estrechamiento del canard: condicionado por las interferencias.
Torsión geométrica de -3º en el canard, para disminuir los torbellinos de punta de ala.
Forma en planta del ala: rectángulo y trapecio. Combinan simpleza y rendimiento.
Winglets + gran alargamiento reducen el consumo de combustible.
AerodinAerodináámica:mica: Polar parabPolar parabóólicalica
16Emax
0,03684k
0,062097Cd0 LAND
0,053041Cd0 T/O
0,025791Cd0 CRUISE
Reducción de CD con respecto al C-130.
Discrepancias para CL bajos.
Futuro trabajo: estudio más detallado de las superficies hipersustentadoras.
Futuro trabajo: cálculo más preciso de la resistencia debida al upsweep.
Posible mejora: flujo laminar en más partes del avión. Puede encarecer la fabricación
Peso en vacío- Pesos de los diferentes componentes que forman la estructura
Pesos finales- Peso de diseño
- Peso al despegue
- Peso al aterrizaje
Comparación con modelos semejantes
Centro de gravedad
Estructuras: Introducción
Estructura 7063,84Kg (15866,97 lbs)
Peso en vacío Planta motora 1989,18Kg (4385,4 lbs)
12375.81 Kg (27284 lbs)
Equipamiento 3189,38Kg (7031,4 lbs)
Estructuras: Peso en vacío
2958,6Kg (6522,6 lbs)
FUSELAJE
Estructuras: Peso en vacío – Ala y fuselaje
2074.55 Kg (4573.61 lbs)
ALA
Estructuras: Peso en vacío – Canard y deriva vertical
CANARD DERIVA VERTICAL
300,17Kg (661,76 lbs)608,4Kg (1341,3 lbs)
Estructuras: Pesos finales
Peso de diseño: 64597 lbs 29300.71 Kg
Peso al despegue: 65136 lbs 29545.19 Kg
Peso al aterrizaje: 31836 lbs 14440.57 Kg
Pesos para un peso de combustible de 6536.7 Kg (14411 lbs)
Estructuras: Comparación
C-130H Argosy ML-Cargo Breguet 941
Wto 70306,8Kg (155000bs)
37194,6 Kg(82000lbs )
29545,19 Kg(65136 lbs)
26499,32 Kg(58421lbs)
Wo 33255 Kg(73315 lbs)
20866 Kg(46002 lbs)
12375,81 Kg(27284 lbs)
13461,6 Kg(29677,87 lbs)
Estabilidad y control
El ML-Cargo responde a los requisitos fundamentales de estabilidad longitudinal y lateral.
Independencia de la dinámica lateral y la longitudinal.
Modelo lineal del comportamiento del avión :las derivadas de estabilidad se suponen constantes para todas las
configuraciones.
La configuración del canard elegida entre otras configuraciones anteriores , innovador pero coherente con los
requisitos de la RFP
Estabilidad longitudinal
Los requisitos mínimos de estabilidad longitudinal son
Margen estático menor del 15%
Esto define la geometría y posición del estabilizador horizontal
Valores razonables de ángulos de ataque y de deflexión del elevador.
Esto define las incidencias de ala y estabilizador y la forma del elevador.
Estabilidad longitudinal
Obtener un margen estático del 15%
Conviene optimizar la posición de todos los componentes del avión:
- Posiciones del ala y el canard
- Situación de la carga de pago y el combustible.
En todo momento se supone la carga de pago más restrictiva: la de la misión de evacuación
Estabilidad longitudinal
Obtener un margen estático del 15%
Tras varias iteraciones se colocar el combustible en el interior de las alas y la carga de pago distribuida de tal
manera que
Xcg (payload)= 7.1 m
Xcg (fuel)= 13 m
Se puede proceder a calcular las posiciones de ala y canard con la restricción del margen estático.
Estabilidad longitudinal
La mayoría de los posiciones cumplen por exceso la condición lo cual no es beneficioso ya que resta maniobrabilidad
Estabilidad longitudinal
Obtener un margen estático del 15%
Con todas estas consideraciones se obtienen las siguientesposiciones de canard y de ala
Xcg canard= 6.6 m
Xcg ala= 14.8 m
Estabilidad longitudinal
El canard Siguiendo con nuestra filosofía de simplicidad se eligió un canard
que fuese en si mismo el elevador
el ángulo delta de giro del elevador es el propio ángulo que gira el canard con respecto a su incidencia geométrica.
Estabilidad longitudinal
Obtener unos valores razonables de ángulos de control.
Una vez dimensionado el canard se procede al calculo de derivadas de estabilidad.
Se debe introducir una incidencia positiva en el canard para obtener un Cmo positivo.
El hecho de que el canard en su conjunto sea el elevador proporciona mucha potencia de control.
Estabilidad longitudinal
Obtener unos valores razonables de ángulos de control.
Las derivadas de estabilidad obtenidas son
Las derivadas de control son en realidad vectores por que se han calculado dependiendo del ángulo del canard
Estabilidad longitudinal
Obtener unos valores razonables de ángulos de control.
Si se efectúa el trimado teniendo en cuenta el momento recuperador de la fuerza propulsiva de los motores
Se llega a
(deg)
Estabilidad lateral-direccional
Los requisitos de control lateral son que el avión mantenga un vuelo estable tanto en despegue como en crucero, con uno de los motores averiado.
En nuestro caso se ha supuesto el motor derecho averiado. Se debe modelar también la resistencia añadida del motor que no funciona.
En ambos casos el vuelo se debe mantener para valores elevadosdel ángulo de resbalamiento que pueden llegar a los 20º
Estabilidad lateral-direccional
Mantener vuelo estable con motor averiado
Para poder diseñar la cola, el timón de dirección y los alerones se debe trimar el avión y comprobar que el vuelo es estable.
El requisito de estabilidad viene dado por que las deflexiones del timón de dirección no pueden ser mayores de 20º en ninguna de las dos configuraciones.
Se trata de un proceso iterativo. En nuestro caso se comenzócon las características geométricas del C-130.
Estabilidad direccional
Mantener vuelo estable con motor averiado .Despegue
Como se muestra en la figura las características geométricas de la cola del C-130 eran excesivas
Estabilidad direccional
Mantener vuelo estable con motor averiado
Si se redimensiona la cola para hacerla más pequeña pero con una mayor proporción de timón de dirección
se obtienen las siguientes derivadas de estabilidad
Estabilidad direccional
Mantener vuelo estable con motor averiado. Crucero
Si se colocan los motores a 4.4 m del eje del avión aproximadamente se pueden cumplir los requisitos en crucero perfectamente.
Estabilidad lateral
Como se ha visto el diseño se ha enfocado principalmente al control direccional .
El control lateral depende de los alerones .Se estudiaría con mayor profundidad en un análisis dinámico
Se puede ver como depende el ángulo de balanceo phi del drdel timón de dirección
Estabilidad y control
¿Y ahora qué?
El diseño de las superficies de control debe ir orientada a los requisitos del análisis dinámico tanto longitudinal(modos de corto periodo y
fugoide) como latera-direccional(dutch roll, modo espiral etc)
La principal excitación a tener en cuenta serán el impulso en la parte trasera del avión al soltar la carga de pago
Se puede abordar la posibilidad de tener un canard movil.
¿Y ahora qué?
El diseño de las superficies de control debe ir orientada a los requisitos del análisis dinámico tanto longitudinal(modos de corto periodo y
fugoide) como latera-direccional(dutch roll, modo espiral etc)
La principal excitación a tener en cuenta serán el impulso en la parte trasera del avión al soltar la carga de pago
Se puede abordar la posibilidad de tener un canard movil.
Estabilidad y control
Ventajas del ML CARGO frente a aeronaves similares
longitudinal: potencia de control elevada debido a la simplicidad.
lateral: Se cumplen sobradamente los requisitos del timón de dirección
En resumen, mucha potencia de mando disponible
Actuaciones
Cumplimiento de los requisitos de la RFP.
Parámetros de diseño.
Planta propulsora.
Análisis por segmentos.
Diagrama carga de pago – alcance.
Envolvente de vuelo.
Actuaciones: Planta propulsora
Potencia necesaria en vuelo de crucero
Potencia suministrada por los motores
Proceso iterativo : optimización
Escalado
Sin escalado Con escalado
Actuaciones: Planta propulsora
Punto de diseño:
Escalado:
Factor de corrección de volúmenes y superficies:- Diámetro : 0,77241m
- Peso : 562,581kg
- Potencia : 4232shp
Porcentaje de aumento del consumo de combustible:
0, 45to
to
TW
=
1,6n =
1,1696
5,128%
Actuaciones: Curvas de actuaciones
20 40 60 80 100 120 140 160 1800
1
2
3
4
5
6
7
8
9x 104
Velocidad (m/s)
Em
puje
(N)
DESPEGUE nivel del mar
VIRAJE 5000ft VIRAJE 7000ft
CRUCERO 30000ft
20 40 60 80 100 120 140 160 1800.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5x 106
Velocidad (m/s)
Pot
enci
a (W
)
DESPEGUE nivel del mar
VIRAJE 5000ft
VIRAJE 7000ft
CRUCERO 30000ft
0 20 40 60 80 100 120 140 160 1800
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
Velocidad (m/s)
Con
sum
o (1
/h)
VIRAJE 5000ft
VIRAJE 7000ft
CRUCERO 30000ft
DESPEGUE nivel del mar
EMPUJE POTENCIA
CONSUMO
COMBUSTIBLE
Actuaciones: Análisis por segmentos
Efecto sueloDESPEGUERodadura: 181,2364m Transición: 139,2972m
ATERRIZAJE
Rodadura: 108,0489mTransición: 148,6285m
DESPEGUE ATERRIZAJEDistancia=320,5236m Distancia=256,6774m
Tiempo=13,3581s Tiempo= 9,7972s
Despegue y aterrizaje
Actuaciones: Análisis por segmentosSubida
15,7946 / 7,96º11,57 / 9,8º
máx Vvmáx
ópt Vvópt
Vv m sVv m s
γγ
= → == → =
13 /Vv m s=
Velocidad vertical superior a 1200ft/min – 1700ft/min
Velocidad de entrada en pérdida en configuración limpia 67,27 /V m s=
1 703,3846subidat s=
1 523,78lbfsubidaW =
Actuaciones: Análisis por segmentosViraje
1
2
56,1539 /1, 4492
42,5974 /
mínpotencia
Lmínpotenciamín
potencia
V m sC
V m s
= ⎫⎪ =⎬= ⎪⎭
1219, 4848fesperaW lb=30minesperat =
170giroV kts=
Factor de carga n=1,5
Actuaciones: Análisis por segmentos
3300, 63248,08222000CRUCERO 2
4710,1082 7,97112000CRUCERO 1
Combustible (lb)Autonomía (h)Alcance (nmi)Etapa
Crucero
Ley de pilotaje: α=cte y CE=cte CL=cte, CD=cte, E=cte
10,88252060CRUCERO 2
8,27362154,2CRUCERO 1
Autonomía máx (h)Alcance máx (nmi)Etapa
CONDICIONES ÓPTIMAS
Actuaciones: Análisis por segmentos
3,64779,7972 s256,6774 mATERRIZAJE
10290.916,95 h7545,34 kmTOTAL
3300, 63248,08223744 kmCRUCERO 2
523,78703,38 s53,879 kmSUBIDA 2
9,46213,3581 s320,5336 mDESPEGUE523,78703,38 s53,879 kmSUBIDA 1
4710,1082 7,9711 h3693 kmCRUCERO 1
1219,4851800 s----------------VIRAJES
Combustible (lb)Autonomía AlcanceEtapa
ANÁLISIS GLOBAL
Actuaciones: Diagrama carga de pago-alcance
4560,99570,81192614744
5733,1
A
B
C
D
R nmiR nmiR nmiR nmiR nmi
=⎧⎪ =⎪⎪ =⎨⎪ =⎪⎪ =⎩
NadaMáximo, se consume también el de reserva
Punto D
NadaMáximo combustiblePunto C
12713lb (mantenemos peso de diseño)Máximo posiblePunto B
23000lbNecesario para la misiónPunto A
Carga de pagoCombustible
Actuaciones: Envolvente de vuelo
70,533 ktsVSneg
312,5 ktsVD
59,8374 ktsVB
170 ktsVA
250 ktsVC
59,8374 ktsVS1g
Velocidades de diseño de la envolvente
Ficha Técnica. ¿Preguntas?
Crew: Two: pilot, co-pilotCapacity:
- 56 troops or- 24 litters with 6 medical personnelPayload: 10.000 kg (23,000 lb) Length: 23.57 m (73.3 ft) Wingspan: 28,6 m (93.83 ft) Height: 7,72 m (25 ft 33 in) Wing area: 103.8 m² (1117.29 ft²) Empty weight: 12375,81 kg (27,284 lb) Powerplant: 2× turboprop, 4.232 shp eachPerformance- Maximum speed: 577 km/h (312 kts) - Cruise speed: 463 km/h (250 kts) - Range: 8.000 km (4,318 nmi) at full load without using reserve- Service ceiling: up to 9.144 m (30,000 ft)