GRUPO2: ATP1 MIRLO

Andrés Fernández LucenaMiguel Á. Vidal Señas

José Luis Almenara ArizaGloria Ortega Pino

Luis Ferreira PoblaciónCarlos Lucas Rodríguez

   

Área de Diseño:

   

¿Quiénes somos?­Empresa con capital humano joven y emprendedor­Ofrecemos soluciones realistas a sus necesidades­Experiencia previa en el sector de los UAV's­Queremos diversificar nuestra oferta al sector del avión de transporte

Nuestro lema es:

“Soluciones innovadoras con los pies en la tierra”

   

­Ofrecemos el ATP­1 MIRLO:

“Medium transport for Intermediate Range & Large Objects”

­La respuesta ideal al RFP NGI­2­Específicamente diseñado para el transporte militar­En él se combinan una gran simplicidad en estructuras y sistemas con los más recientes avances en diseño y materiales

¿Qué ofrecemos?

   

­Es un biturbohélice presurizado, de configuración canard con ala alta y tren triciclo retráctil de gran robustez

­Diseñado para cumplir con USA FAR Part.25,así como CS­25 de la UE.

­Fácil y rápida adaptación a diferentes configuraciones, que junto con la posibilidad de operar en pistas no preparadas, hacen de él el avión ideal para cualquier misión

¿Qué es Mirlo?

   

Operación de MIRLO­Gran puerta de carga: se pueden introducir pallets de 108”de anchura, gran ventaja frente a otros aviones de su talla

­Gran énfasis en la operación de suelta de carga en el aire

­Canard: ayuda a operar en pistas muy cortas

   

¿Qué cabe en MIRLO?­Puede alojar 60 pasajeros en pallets de 15 pax. c/u

­Puede alojar dos vehículos HMMWV

­O bien 4 pallets de 108x88”

­O bien 24 pacientes y sus 4 sanitarios

   

Ala:

29m de envergadura81.75m^2 de áreaAlargamiento:10

Canard:

14m de punta a punta27m^2 de áreaAlargamiento: 5

¿Cómo es MIRLO? 

   

Fuselaje:

­ 21m de longitud­ Aprox. 3.3m de diámetro (no es circular)­ 10.6 m de longitud útil­ 2.2m de altura útil de la bodega­ Cabina amplia, visible, cómoda y ergonómica.

Cola:

­Convencional, 5m de altura, 12m^2 de área

­Permite la controlabilidad en las situaciones más desfavorables

¿Cómo es MIRLO? II

   

¿Cómo es MIRLO? III

Tren de aterrizaje:

­Tres ruedas en tándem a cada lado­Tren de morro birrueda­Derivado de aquel del C­295

Sistema de combustible:

­2 tanques principales­4 tanques auxiliares­2 tanques de ventilación

   

¿Por qué es mejor nuestro avión?

­Coste mínimo de diseño, fabricación y operación, gracias a la filosofía de  diseño concurrente

­Configuración sin problemas estructurales ni aerodinámicos.

­Previsión de adaptación a otros roles no contemplados por RFP

­Diseñado teniendo en mente la mínima vulnerabilidad

   

Área de Aerodinámica:

   

Perfiles Elegidos

GOE269

S4180­098­84

NACA0015

   

Perfiles. CanardGOE 269

Clmax=1.617Entrada en pérdida=12º

   

Perfiles. AlaS4180­098­84 

Clmax=1.687Entrada en pérdida=14º

   

Polar del avión

CLmax = 1.5Entrada en pérdida, 13º

L/D=16

Configuración limpia

   

Polar del avión

CLmax = 2.75

L/D=16

Configuración sucia

   

Polar del avión. Eficiencia

Configuración limpia 

(considerando curvatura)

L/D = 26CL = 0.94CLmax = 1.5

Área de Estructuras:

Wdg = 72.422 lb = 32850 kg

We (peso en vacío)

        Wcarga_pago

     Wtripulación

Wcombustible

Westructuras

           Wplanta_motora

Wequipamientos

Wfuselaje

Wala

Wcanard

Wcola_vertical

Wtren_principal

Wtren_delantero

Wgondolas 

Desglose de los pesos

Pesos más característicos

Libras  KgWdg 72.422 32.850

We (en vacío)   35.962 16.312Wcombustible 13.060 5.923

Wtrip 400 181 Wto (al 

despegue)97.470  44.211

Descomposición Wdg

Libras  KgWestructuras 21.935 9.950

Wequipamientos  6.729  3052Wplantamotora 7.297 3309

Descomposición We = 35962 lb                                     = 16.312 kg

Estimación de pesos Elementos principales:

Libras  KgFuselaje 8.491 3.851

Ala 6.700 3039Canard  2.720 1.233

Cola Vertical 717 325Tren Principal 1.854 841

 Tren Morro 425 192Góndolas 1.027 466

Normalización de Pesos  Guía de mejora

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

C­130

Mirlo

Breguet941

C­130 0,473 0,259 0,109 0,105Mirlo 0,496 0,3 0,1 0,093Breguet 941 0,508 0,25 0 0

Peso en Vacío Estructura Planta Motora Equipamiento

Normalización de Pesos  Guía de mejora

0

0,02

0,04

0,06

0,08

0,1

0,12

0,14

C­130

Mirlo

Breguet941

C­130 0,09 0,095 0,018 0,034Mirlo 0,09 0,115 0,014 0,031Breguet 941 0,07 0,111 0 0,045

Ala Fuselaje Góndolas Tren 

Cargas máximas:

Cargas en encastre entre ala y fuselaje Momento debido a la sustentación del ala: +1539.59 kNm  Momento debido al peso del motor: ­ 58.86 kNm Momento debido al peso del ala: ­ 63.95  kNm  Momento debido al peso del combustible: ­ 124.65  kNm 

Momento resultante (x1.2): 1550.56 kNm

Cargas en encastre entre canard y fuselaje Momento debido a la sustentación del canard: +426.204  kNm  Momento debido al peso del ala: ­ 21.107  kNm 

Momento resultante (x1.2): 486.12  kNm

Cargas máximas:

Cargas en fuselaje debido a carga de pago

Momento máximo por unidad de longitud  sobre fuselaje (x1.2)=  11.6 kN

Cargas en encastre entre cola y fuselaje

Considerando ángulo de guiñada máximo: max=15ºβ  

Momento máximo sobre cola (x1.2) = 186.538 KNm 

Cargas máximas:

Cargas en el tren de aterrizaje:

Carga sobre el tren principal = 290.033 KN  Carga sobre el tren delantero = 32.225 KN  

Cálculo Centro de Gravedad

   

Estabilidad y control:

   

Estabilidad estática longitudinal I

     < 0

SM>0

Mantener vuelo equilibrado en crucero

Deflexiones razonables

C Mα

   

Estabilidad estática longitudinal II

C Mα=­1 .0181

Trimado en vuelo de crucero

SM=18

1.61.71.81.922.12.2

x 104

2.5

3

3.5

4

4.5

5

5.5

Variación del peso (Kg)

Á ngul

o (º

)

Variación del trimado en función del peso del avión

 

 

Ángulo de ataqueDeflexión del cannard

XCG=11 . 33 mX NA=11. 85m

CLα=5 . 5842

FAR 25:

El avión debe mantener el trimado durante todo el vuelo de crucero con deflexiones razonables.

   

Estabilidad estática longitudinal III

50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 1500

5

10

15

20

25

30

35

40

Velocidad [m/s]

Á ngul

o (º

)

Variación del trimado en función de la velocidad

 

 

Ángulo de ataqueDeflexión del cannard

FAR 25:

El avión debe mantener el trimado durante una subida a 1.3 de la velocidad de entrada en pérdida

V min=88. 4m /s

δe=9 . 63º=α 9. 78 º

   

Estabilidad estática longitudinal IV

FAR 25:

El avión debe mantener el trimado a una velocidad 1.3 la de entrada en pérdida en configuración limpia con el centro de gravedad en la posición más desfavorable.

Suponiendo que la  mitad de la carga queda enganchada a en la rampa de salida, 17.5m

1.6 1.7 1.8 1.9 2 2.1 2.2

x 104

­25

­20

­15

­10

­5

0

5

10

15

Variación del peso (Kg)

Á ngul

o (º

)

Variación del trimado en función del peso del avión

 

 

Ángulo de ataqueDeflexión del cannard

   

Estabilidad estática lateral

Vuelo controlado ante fallo de un motor

Deflexión de los alerones no superior a 25º

Criterio de estabilidad:         <0  y 

Estimación de derivadas de estabilidad

Superficies de alerones y timón de cola

CL βCnβ

=2CLβ

   

Estabilidad estática lateral II

Deflexiones del timón de cola con un motor inoperativo

20 40 60 80 100 120 140­40

­20

0

20

40

60

80

100

120

Velocidad en m/s

delta

r

 

 

Beta = 0ºBeta = ­5ºBeta = ­10ºBeta = ­15º

   

 

Deflexión del timón de dirección: 34.89º

Deflexión de los alerones: 15.65º

Ángulo de balanceo: 77º

Estabilidad estática lateral II

Cnβ /Clβ=0 . 2399 /−0 . 1232=−1. 9472

Resultados

   

Dinámica longitudinal: Modo fugoide (Phugoid mode)

Puede tener baja amortiguamiento Modo de corto período (Short Period)

Alto amortiguamiento

Dinámica lateral­direccional: Balanceo holandés

Estable. Define la categoría de la aeronave Modo espiral

Puede ser inestable Modo de balance

Menos restrictivo que el espiral

Estabilidad dinámica I

   

Estabilidad dinámica II

FAR 25:

Las oscilaciones del corto período deben ser fuertemente amortiguadas con los controles primarios en:

3) Posición libre

Corto período:

2) Pósición fija

=ϖ 1 . 53 rad / s =ς 0 .49

0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20­0.1

­0.05

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4Impulse response for the Short Period Mode

Time [s]

Am

plitu

de

0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20­0.1

­0.05

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4Step response for the Short Period Mode

Time [s]

Am

plitu

de

   

Estabilidad dinámica II

Fugoide: =ϖ 0 . 11rad / s =ς 0 .17

Respuesta ante impulso Respuesta ante escalón

0 50 100 150 200 250 300 350 400­4

­2

0

2

4

6

8Impulse response for the Phugoid Mode

Time [s]

Am

plitu

de

0 50 100 150 200 250 300 350 4000

20

40

60

80

100

120

140Step response for the Phugoid Mode

Time [s]

Am

plitu

de

   

Balanceo holandés:

Estabilidad dinámica III=ϖ 1 . 65 rad / s

=ς 0 .14FAR 25:

El amortiguamiento debe ser positivo con mandos libres, y debe ser controlable con los mandos primarios sin una intervención excesiva del piloto.

0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20­0.4

­0.3

­0.2

­0.1

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5Impulse response for the Dutch Roll Mode

Time [s]

Am

plitu

de

0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20­0.4

­0.3

­0.2

­0.1

0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5Step response for the Dutch Roll Mode

Time [s]

Am

plitu

de

   

Estabilidad dinámica IV

Espiral:

Balanceo:

s=−0 . 02 T= 47 . 79 s

s=−1 .88 T= 47 . 79 s

El modo espiral es más restrictivo que el modo de balanceo, y tenemos que el modo espiral es estable, aunque por poco.

   

Conclusiones

Tenemos control longitudinal en condiciones extremas

Tenemos control lateral ante un ángulo de resbalamiento de 15º y con fallo de un motor

La dinámica longitudinal es amortiguada correctamente

Categoría II de aeronaves, correspondiente a transportes medios

   

Optimizar las superficies de control para disminuir el peso

Intentar retrasar el centro de gravedad más desfavorable sin perder el control

Afinamiento de las derivadas de estabilidad

Desarrollo futuro

   

Actuacionesy Propulsión:

   

PLANTA MOTORA

0 50 100 150 200 250 3000

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

8000

Velocidad [knots]

Pot

enci

a [H

p]

Potencia requerida/necesaria a 30000ft

 

 Potencia requeridaPotencia disponible

VCRUISE = 230 knots

   

REQUISITOS DEL RFP

300m265.31mAterrizaje

600m358.36mDespegue

RFPMIRLODISTANCIAS

   

ENVOLVENTE DE VUELO

   

ENVOLVENTE DE VUELO

   

DIAGRAMA PL­RCARGA DE PAGO­ALCANCE

RA=3600nmRB=5200nmRC=7700nm

   

CONCLUSIONES Diseño  óptimo  de  fabricación  y  operación  con  un 

coste mínimo. Alta  eficiencia  aerodinámica  debido  a  los  perfiles 

elegidos. Uso  de  materiales  compuestos   Pesos 

adecuados  Reduce consumo de combustible Vuelo  en  condiciones  más  extremas  que  las 

indicadas por la FAR. Requisitos  RFP  satisfechos  con  holgura  y 

características de vehículo STOL.

   

CONCLUSIONES

   

MEJORAS FUTURAS

Diseño en CATIA al detalle.  Disminución de resistencia aerodinámica. Reducción de peso aumentado el uso de 

materiales compuestos. Estudio de derivadas de estabilidad en 

profundidad. Optimización del diseño.