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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.
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