Juan Pedro Berro RamírezJulio Montesinos RuizPilar Pérez TiradoJosé Manuel Picón TaguaMª José Royón GálvezVerónica Salcedo Vázquez

ML-CARGO Grupo 4 16/01/09

Diseño

Diseño

Diseño configuración general

Diseño. Dimensiones

Diseño interior

Capacidad para 24 camillas, 4 personas de asistencia, hasta 2 Humvee,60 PersonasCableado por parte superior e inferior.

Diseño Interior

Diseño interior

Disposición de carga, Humvee y pasajeros en CAD

Diseño Canard-Ala

Diseño. Detalles

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

Aerodinámica: Geometría

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

Aerodinámica: Polar parabólica

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

Estructuras: Peso en vacío

Ala 0.85Canard 0.85Deriva vertical 0.83Fuselaje 0.9Góndola 0.9

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: Peso en vacío – Tren de aterrizaje

TREN DE ATERRIZAJE

1026,4Kg (2262,9 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)

Estructuras: Comparación

Estructuras: Centro de gravedad

C.d.g. con carga de pago C.d.g. sin carga de pago

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

Misión carga.

Misión evacuación.

Actuaciones: Parámetros de diseño

2900toW PaS

=

2900toW PaS

=

0,45to

to

TW

=

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: Diagrama carga de pago-alcance

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

Actuaciones: Envolvente de vuelo

De maniobra

Actuaciones: Envolvente de vuelo

De ráfagas de viento

Actuaciones: Comparación

304020392C - 295

4318,323000ML-Cargo

Alcance (nmi)Carga de pago (lb)

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)