CCrriittiiccaall DDeessiiggnn RReevviieeww

Samson project 2004A 30.06.2004 OOuurr TTeeaamm

Baruch Gaiduk   Evgeny Yujelevski   '    Olga Markovich '  Arie Prosvetov    Daniel Kutikov       Alexander Klebanov     Inna Kaprovsky      Alexei Rosich '      Roman Reitbort    Evgeny Shavelzon      Joseph Shamenzon       Dror Artzi -   : 

GGrroouunndd EEffffeecctt:: GGrroouunndd EEffffeecctt::

‹ Tip vortex decrease ‹ The pressure under the wing increases

‹ Lift increases ‹ Drag decreases WWIIGG CCrraafftt HHiissttoorryy

‹1930s - first design proposals ‹1960s – serious WIG designs • Central Hydrofoil Design Bureau in USSR • A. Lippisch reverse delta wing designs in USA ‹Current Status of WIG Craft • All large Russian projects closed due to lack of funding • Most of the projects that appeared in 90’s are terminated • Only one small ekranoplan is in production • The concept is still alive BBaassiicc DDeessiiggnn CCoonncceeppttss

‹ Reversed Delta (Prof. Lippisch Principle)

‹ Tandem (Joerg Principle)

‹ Ekranoplan (Power Augmented Ram Wing in Ground Effect) RRuussssiiaann WWIIGG CCrraafftt TTiimmeelliinnee RRuussssiiaa

KM, 1967 Orlenok, 1974

Lun’, 1987 Amphistar, 2000 OOtthheerr CCoouunnttrriieess

Guangzhou Tianxiang TY-1, 1997 AFD X-114, 1977

Flightship FS-8, 2001 Boeing Pelican, concept AAddvvaannttaaggeess aanndd ddiissaaddvvaannttaaggeess ooff eekkrraannooppllaannss AAddvvaannttaaggeess aanndd ddiissaaddvvaannttaaggeess ooff eekkrraannooppllaannss

‹‹AAddvvaannttaaggeess:: • Ground effect reduces drag • No pressurization is needed • No need for extra fuel for holding - runway is always below • Potentially lower operating costs AAddvvaannttaaggeess aanndd ddiissaaddvvaannttaaggeess ooff eekkrraannooppllaannss ‹ Disadvantages: • WIGs are sensitive to weather conditions such as wave height and wind speed (L ) • Ekranoplans flight close to the ground, therefore, D max is reached at lower velocities than in higher altitudes of flight • Short service life because of corrosion • There is a constraint to flight only above seas, oceans or smooth plains • Providing thrust for takeoff (extra weight of start engines) • Fuselage must be strong enough to withstand water takeoff and landing SSppeecciiffiiccaattiioonnss ooff SSaammssoonn eekkrraannooppllaann

‹‹NNaammee:: SSaammssoonn ‹‹CCoouunnttrryy ooff OOrriiggiinn:: IIssrraaeell ‹‹TTyyppee:: LLoonngg rraannggee,, llooww--lleevveell ((ggrroouunndd--eeffffeecctt)) mmaarriinnee ttrraannssppoorrtt.. SSppeecciiffiiccaattiioonnss

‹‹PPeerrffoorrmmaannccee:: • Max cruise speed: 250 [knots] (463 [km/hr]) • Economy cruise: 217 [knots] (403 [km/hr]) • Range at economy cruise speed (with 60 ton fuel and 120 ton payload ): 3176 [nm] (5880 [km]) • Range at economy cruise speed (with 110 ton fuel and 70 ton of payload): 6495 [nm] (12225 [km]) SSppeecciiffiiccaattiioonnss

‹‹WWeeiigghhttss:: •• EEmmppttyy:: 112200 [[ttoonn]] ((226633,,000000 [[llbb]])) •• MMaaxx ttaakkee--ooffff :: 330000 [[ttoonn]] ((666611,,550000 [[llbb]])) •• MMaaxx ppaayyllooaadd:: 113388 [[ttoonn]] ((330044,,117755 [[llbb]])) SSppeecciiffiiccaattiioonnss

‹‹AAccccoommmmooddaattiioonn:: NNoorrmmaall FFlliigghhtt ccrreeww ooff tthhrreeee ((iinncclluuddiinngg 22 ppiilloottss aanndd aa ffrreeiigghhtt hhaannddlleerr)) ‹‹CCaarrggoo aarrrraannggeemmeenntt:: TTwwoo ddeecckkss:: •• UUppppeerr ddeecckk:: oonnee rrooww ooff 2211 ccoonnttaaiinneerrss.. •• LLoowweerr ddeecckk:: ttwwoo rroowwss,, ttoottaall ooff 4455 ccoonnttaaiinneerrss.. SSppeecciiffiiccaattiioonnss

‹‹PPoowweerr ppllaanntt:: •• TTwwoo HHKK jjeett eennggiinneess.. PPoowweerr:: 2255 ttoonn mmaaxxiimmuumm tthhrruusstt eeaacchh eennggiinnee,, uusseedd ffoorr ttaakkeeooffff oonnllyy.. •• TThhrreeee EEUURROOPPRROOPP TTPP440000--DD66 ttuurrbboopprroopp eennggiinneess.. PPoowweerr:: 1133000000 SSHHPP eeaacchh eennggiinnee,, uusseedd ffoorr ttaakkeeooffff && ccrruuiissee.. ‹‹TTaakkeeooffff ddiissttaannccee:: 11..0044 [[nnmm]] ((11990000 [[mm]])) SSppeecciiffiiccaattiioonnss

‹‹DDiimmeennssiioonnss: Span: 48 m Length: 70 m Height: 7.18 m Rectangular wing. Wing area: 576 m2 Wing chord:12 m Aspect-Ratio-wing: 4 Horizontal tail: (swept T) Tail area: 230 m2 Tail span: 36 m Tail Aspect-Ratio: 5.6 FFlliigghhtt CCoonnddiittiioonnss &&WWaavvee HHeeiigghhtt FFlliigghhtt CCoonnddiittiioonnss &&WWaavvee HHeeiigghhtt Global chart : FFlliigghhtt CCoonnddiittiioonnss &&WWaavvee HHeeiigghhtt Mediterranean Sea chart : FFlliigghhtt CCoonnddiittiioonnss &&WWaavvee HHeeiigghhtt CCoonncclluussiioonnss :: ‹‹NNeeaarr oocceeaann ccooaassttlliinnee,, iinn mmaannyy aarreeaass iinn ddeeeepp oocceeaann aanndd iinn MMeeddiitteerrrraanneeaann sseeaa tthhee wwaavvee hheeiigghhtt iiss mmoossttllyy lloowweerr tthhaann 33 mmeetteerrss.. ‹‹EEffffiicciieenntt fflliigghhtt aallttiittuuddee ooff SSaammssoonn iiss wwhheenn wwaavveess hheeiigghhtt iiss lloowweerr tthheenn ~~33 mmeetteerrss .. ‹‹TThheerreeffoorree,, SSaammssoonn iiss aabbllee ttoo ffllyy iinn mmaannyy rreeggiioonnss -- nnoott oonnllyy aabboovvee sseeaass,, bbuutt aallssoo aabboovvee oocceeaannss.. CCoonnffiigguurraattiioonn ddeevveellooppmmeenntt --wweeiigghhtt

altitude G.E. î ç high altitude = large chord chord large chord ç large wing area large wing area ç high weight

WW==330000 [[ttoonn]] CCoonnffiigguurraattiioonn ddeevveellooppmmeenntt -- vveelloocciittyy “Some topics on WIG (ekranoplan) design” by Shigenori Ando

‹‹VVeehhiicclleess llyyiinngg oonn tthhee ““LLiimmiittiinngg LLiinnee”” hhaavvee tthhee bbeesstt ooppeerraattiioonnaall eeffffiicciieennccyy aatt eevveerryy ssppeeeedd.. CCoonnffiigguurraattiioonn ddeevveellooppmmeenntt -- vveelloocciittyy

‹‹VVeelloocciittyy ooff 440000 ttoo 550000 kkmm//hh iinn oorrddeerr ttoo cchhaalllleennggee eexxiissttiinngg aaiirrccrraaffttss.. WWiinngg AArreeaa aanndd AAssppeecctt RRaattiioo WWiinngg AArreeaa aanndd AAssppeecctt RRaattiioo ‹Given: Takeoff weight = 300 ton ‹Goals: Takeoff below 140 kt and cruising above 240 kt ‹Choosing: Wing chord of 12 m => have full benefit from G.E. and fly relatively high

‹Wing area (= wing loading) affects performance – Takeoff speed – Best cruise speed WWiinngg AArreeaa aanndd AAssppeecctt RRaattiioo

‹Choosing: AR=4 => Trade-off between low AR wing typical for WIG craft and more efficient conventional wing ‹Therefore: S = 576 m2 , W/S = 521 kg/m2

‹Assuming CLmax of 2.5 can be reached

=> VTO=123 kt ‹Max. L/D is 19.7 at 220 kt CCrroossss sseeccttiioonn aanndd ccaarrggoo aarrrraannggeemmeenntt:: CCrroossss--SSeeccttiioonn SShhaappee ‹‹ RReeccttaanngguullaarr ccrroossss sseeccttiioonn wwiitthh ttrriiaanngguullaarr bboottttoomm wwaass cchhoosseenn

TThhee rreeaassoonnss ffoorr tthhaatt cchhooiiccee aarree::

•• LLooww aannggeellss ooff aattttaacckk •• SSeeaa lleevveell ccrruuiissiinngg ÏÏ nnoo nneeeedd iinn ccaabbiinn pprreessssuurriizzaattiioonn •• BBeetttteerr vvoolluummeettrriicc eeffffiicciieennccyy rreellaattiivveellyy ttoo aa cciirrccuullaarr ccrroossss sseeccttiioonn •• TTaakkee ooffff ffrroomm wwaatteerr ÏÏ sshhiipp lliikkee ttrriiaanngguullaarr bboottttoomm CCrroossss--SSeeccttiioonn SShhaappee ‹‹ DDiimmeennssiioonnss ddeetteerrmmiinnaattiioonn ooff tthhee ccrroossss sseeccttiioonn LLDD33 CCoonnttaaiinneerr AALLPP CCoonnttaaiinneerr

AAiirr ccaarrggoo ccoonnttaaiinneerrss

Weight: from 163 lb / 74 kg Dimension: Weight: from 440 lb / 200 kg length 1534 mm Dimensions: bottom width 1562 mm length 1534 mm top width 2007 mm width 3175 mm height 1626 mm height 1626 mm Gross Weight: 3.500 lb / 1.588 kg Gross Weight: 7.000 lb / 3.175 kg CCrroossss--SSeeccttiioonn SShhaappee

‹‹ TTwwoo ddeecckk ccoonnffiigguurraattiioonn

•• DDoouubbllee ccaappaacciittyy rreellaattiivveellyy ttoo tthhee oonnee ddeecckk ccoonnffiigguurraattiioonn..

•• SSttrruuccttuurraall aaddvvaannttaaggee aass rreessuulltt ooff ssttrreennggtthheenniinngg ooff ccrroossss sseeccttiioonn bbyy ppaarrttiittiioonn bbeettwweeeenn ttwwoo ddeecckkss.. CCrroossss--SSeeccttiioonn SShhaappee ‹‹ SSaammssoonn ccrroossss sseeccttiioonn wwiitthh ccoonnttaaiinneerrss

AALLPP CCoonnttaaiinneerr

LLDD33 CCoonnttaaiinneerr CCoonnttaaiinneerrss aarrrraannggeemmeenntt

40 LD3 containers in two rows 26 ALP containers in one row

Maximum payload weight: 138 ton AAeerrooddyynnaammiicc DDrraagg

Aerodynamic Drag Drag Coefficient 30 0.25 total total induced induced parasite parasite

25 0.2

20

0.15 ] f n D o 15.21 t [ C

D

0.1

10

0.05 5

0.02

0 0 100 150 200 250 300 350 400 100 200 300 400 V [kt] V [kt] AAeerrooddyynnaammiicc DDrraagg

Drag Polar Lift to Drag Ratio 2.5 20 19.73

19

2 18

17

1.5 16 L D

/ 15 C L

1 14

13

0.5 12

11

0 10 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0 0.5 1 1.5 2 2.5 C C D L TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn

‹‹TThhee iimmppoorrttaannccee ooff eekkrraannooppllaann TT//OO aannaallyyssiiss :: •• IInntteerraaccttiioonn ooff eekkrraannooppllaann bbooddyy wwiitthh wwaatteerr dduurriinngg TT//OO.. •• EEnnggiinnee tthhrruusstt eevvaalluuaattiioonn ((hhyyddrrooddyynnaammiicc ddrraagg ccoonnssiiddeerraattiioonn)) TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn

FFiirrsstt aapppprrooaacchh :: HHyyddrrooffooiillss

TThhiiss ccoonncceepptt wwaass ddrrooppppeedd dduuee ttoo:: •• EEnnoorrmmoouuss ssttrreesssseess ddeevveellooppiinngg iinn hhyyddrrooffooiillss.. •• AAddddiittiioonnaall ddrraagg dduuee ttoo hhyyddrrooffooiillss.. TThheerreeffoorree aa ssppeecciiaall hhyyddrrooddyynnaammiicc sshhaappee wwaass aaccqquuiirreedd ttoo eekkrraannooppllaann lloowweerr ffuusseellaaggee ppaarrtt iinn oorrddeerr ttoo eennaabbllee iitt ttoo lliifftt iittsseellff aabboovvee wwaatteerr.. TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn

‹‹HHyyddrrooddyynnaammiicc FFoorrcceess BBrreeaakkddoowwnn ::

•• PPllaanniinngg ffoorrccee ((lliifftt ++ ddrraagg)) •• BBuuooyyaannccyy ffoorrccee ((lliifftt)) •• SShhaappee ddrraagg •• FFrriiccttiioonn ddrraagg •• WWaavvee//SSpprraayy ddrraagg TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn ‹‹SSiimmpplliiffiieedd eekkrraannooppllaann mmooddeell :: • Rectangular-shaped body with prismatic hull. • Coordinates we have chosen :

3 degrees of freedom: • Axial movement • h -- ekranoplan’s nose lower part height relative to the water surface • Tau -- ekranoplan’s AOA in the water TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn •• EEkkrraannooppllaann’’ss aanngguullaarr ppoossiittiioonn wwaass ddeeffiinneedd bbyy aassssuummiinngg AAOOAA ((TTaauu)) aatt aannyy iinnssttaanntt ooff ttiimmee iinn tthhee ffoolllloowwiinngg wwaayy ::

•• WWee oobbttaaiinneedd aann ooppttiimmaall AAOOAA ((TTaauu)) vvaalluuee tthhaatt ggiivveess uuss mmiinniimmaall TT//OO ttiimmee ddiissttaannccee aanndd ddrraagg.. TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn

4 4 T/O distance vs. time x 10 Friction drag vs. V x 10 Shape drag vs. V 2000 12 15

10 1500 8 10 ] ] ] N N [ [ m

[

f 1000 6 s x D D 4 5 500 2

0 0 0 0 20 40 60 0 50 100 0 50 100 t [sec] V [m/sec] V [m/sec]

5 5 6 x 10 Wave drag vs. V x 10Hydro and total drag vs. V x 10 Planing force vs. V 2 7 2

6 1.5 1.5 5 ] ] ]

N 4 N [ N [

[

1 1 L w D P D 3

2 0.5 0.5 1

0 0 0 0 50 100 0 50 100 0 50 100 V [m/sec] V [m/sec] V [m/sec] TTaakkee--OOffff SSiimmuullaattiioonn

‹‹WWee oobbttaaiinneedd tthhaatt tthhee ooppttiimmaall TTaauu vvaalluuee eeqquuaallss 88..55 ddeegg.. FFoorr tthhiiss vvaalluuee tthhee iimmppoorrttaanntt TT//OO ppaarraammeetteerrss aarree :: ‹‹TT//OO ttiimmee :: 5577 [[sseecc]] ‹‹TT//OO ddiissttaannccee :: 11992200 [[mm]] ‹‹MMaaxxiimmaall ttoottaall ddrraagg :: 6677 [[ttoonnff]] PPrrooppuullssiioonn DDrraagg MMooddeell EEnnggiinnee llooccaattiioonn Engines on the top: Engine on the tail: Orlenok

Be-200

Engines on the nose: Lun’ EEnnggiinnee sseelleeccttiioonn

Configuration A Configuration B

Configuration C FFrroonntt sseeccttiioonn wwiitthh ffoollddiinngg eennggiinneess TTaakkee ooffff eennggiinneess ((ffoorr ccoonnffiigguurraattiioonnss CC))::

HHKK--3322 Fan diameter [m] 1.460 Length [m] 6 Dry weight [kg] 3,400 Max thrust [ton] 25(AB) TSFC (max thrust) [kg/hr/kgf] 1.7(AB) Cruise thrust [ton] 14 TSFC (cruise) [kg/hr/kgf] 0.72 Adjustable nozzle + Aircraft applications Tu-160 CCrruuiissiinngg eennggiinneess ((ffoorr ccoonnffiigguurraattiioonn CC)):: EEuurroopprroopp TTPP440000--DD66 • Prop diameter: 5 [m] • Length: 3.5 [m] • Max power: 13,000 [SHP] • RPMmax : 840 • Dry weight: 1,830 [kg] • SFC : 0.17 [kg/hr/SHP]

• Aircraft applications: Airbus A400M CCoonnffiigguurraattiioonn CC

Adjustable nozzle

HK-32 Engine Diffuser DDiiffffuusseerr RRaannggee ccaallccuullaattiioonn

Configuration V [km/hr] Max Range ([knots]) [km] ([nm]) AA 536 (290) 2914 (1573) @ (D/V)min=1197 [Nt/m/sec] BB 403 (217) 5680 (3067) @ (L/D)max = 19.24 CC 403 (217) 5880 (3176) @ (L/D)max = 19.73

2 2 ∂ CL RangeJET = ∂( Wi - W f ), @ TSFC , CL = Const g ∂TSFC ∂CD ∂ r ∂ S

∂C ≈W ’ Range = pr L ∂ln∆ i ÷, @ SFC , C = Const PROP ∂ ∂ ∆ ÷ L g SFC CD «Wf ◊ TThhee mmaaiinn rreeqquuiirreemmeenntt iiss mmaaxx rraannggee ÏÏ CCoonnffiigguurraattiioonn CC

PPaayyllooaadd==112200 ttoonn,, rraannggee == 5880 [[kkmm]] ((3176 [[nnmm]])) RRaannggeess ffrroomm HHaaiiffaa CCiittyy RRaannggee [[kkmm]] RRaannggee [[nnmm]] AAnnttaallyyaa VV 663355 334433 IIssttaannbbuull VV 11777777 996600 NNaappoollii VV 22770044 11446600 VVeenniiccee VV 22778877 11550055 MMaarrsseeiillllee VV 33009900 11666699 BBaarrcceelloonnaa VV 33445555 11886666 LLoonnddoonn XX 66883366 33669911 WWeeiigghhtt aanndd bbaallaannccee WWeeiigghhtt eessttiimmaattiioonn::

‹‹ WWiinngg aanndd ffuusseellaaggee wweeiigghhttss wweerree ccaallccuullaatteedd oonn tthhee bbaassiiss ooff tthheeiirr ddeessiiggnn..

‹‹ OOtthheerr ccoommppoonneenntt wweeiigghhttss wweerree eessttiimmaatteedd bbyy ssttaattiissttiiccaall rreevviieeww ooff ssoommee bbiigg WWIIGG aaiirrppllaanneess.. TThhee wweeiigghhttss aarree::

component Weight [Kg] Location [m] fuel 60000 22 wing 23000 23.1 horizontal tail 7262 61 vertical tail 3157 57 tail prop 2659 56.3 props 5317 23.1

jets 11123 10 nacelles+power plant 16742 fixed equipment 15970 22 fuselage 43145 26.5 payload 120000 28 crew 280 2.5 TOTAL 303000 Locations: neutral point forward limit

weight

Chord SSttaabbiilliittyy::

‹‹MMaaxxiimmuumm XXccgg.. mmoovvmmeenntt:: 1166..77%% ‹‹SSttaabbiilliittyy rraannggee :: 88%%==>>aafftt lliimmiitt.. ‹‹TTrriimmmmiinngg CCllmmaaxx==>>ffoorrwwaarrdd lliimmiitt.. ‹‹IInnfflluueennccee ooff ggrroouunndd eeffffeecctt aatt hheeiigghhtt 55 mmeetteerr::

cLa (oge) = 3.85

cLa (ige) = 5.68 ‹‹SSttaabbiilliittyy wwaass cchheecckkeedd ffoorr aallll ffllyy ccoonnddiittiioonnss.. SSttrruuccttuurree ddeessiiggnn FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn

‹ Fuselage structure design was divided into three different parts: 1. Stringer design. 2. Frame design. 3. Bottom hull design. ‹ Each part was designed using different considerations. ‹ Aluminum 7075 was chosen for manufacturing of all parts. FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//SSttrriinnggeerrss ‹ Stringers’ shape and location along the plane’s outer surface is derived from bending load considerations. ‹ Weight distribution of every part of the plane is assumed to be constant: FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//SSttrriinnggeerrss ‹ Bending moment along the plane is obtained then by simple integration (for calculations linear approximation is used): FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn // SSttrriinnggeerrss

‹ Stringer arrangement that provides the needed moment of inertia FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn // FFrraammeess

‹ Frame shape and location along the axis of the plane are derived from buckling load considerations.

‹ Frame clustering in certain places of the fuselage is due to concentrated loads on the fuselage in these places (like wing-fuselage connection, etc.). FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//FFrraammeess FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//FFrraammeess FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//BBoottttoomm HHuullll ‹ Lower part of the fuselage (hull) is derived from the hydrodynamic loads considerations. ‹ During take-off the lower fuselage part is subjected to the following hydrodynamic loads: FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//BBoottttoomm HHuullll ‹ In order to stand the hydrodynamic loads, double skin configuration was chosen for bottom hull FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//BBoottttoomm HHuullll ‹ Inner skin lays upon stringers and special small bottom hull frames FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//BBoottttoomm HHuullll

‹ Bottom hull frames & stringers FFuusseellaaggee SSttrruuccttuurree DDeessiiggnn//BBoottttoomm HHuullll

‹ Frames & bottom hull inner skin FFoorrcceess oonn wwiinngg,, hhoorriizzoonnttaall aanndd vveerrttiiccaall ttaaiill 5 5 6 x 10 wing x 10 tail x 10 vertical ] 8 ] 2.5 4 N N [ [ n n o o ] i i t t m u u 2 * b b i 6 i 3 N r r [ t t s s t i i n d d e 1.5 e e m c c r r 4 o 2 o o f f m

r r

1 g a a n i e e d h h n s s

2 1 e l l a a

0.5 B m m r r o o n 0 n 0 0 0 10 20 30 0 10 20 0 5 10 y axis from root of wing [m] y axis from root of tail [m] y axis from root of vertical [m]

6 6 4 x 10 x 10 x 10

8 2 ] 4.5 N [

l ] ] a c m m i * * t

6 1.5 r 4 N N e [ [

v t t n n n e e o m m e c o 4 o 1 3.5 r m m o

f g g r n n a i i e d d h n n

2 0.5 s 3 e e

l B B a i x a 0 0 2.5 0 10 20 30 0 10 20 0 5 10 y axis from root of wing [m] y axis from root of tail [m] y axis from root of vertical [m] WWiinngg SSttrruuccttuurree

‹We performed preliminary design of wing structure ‹Basic features: – Cantilever – Multispar – Construction material: Al 7075 T6 – Uses integral machined or extruded elements – Will contain integral fuel tanks WWiinngg SSttrruuccttuurree ‹ Initial sizing was based on approximate stress calculations ‹ Load cases considered: V = 60÷140m/s nz = -1÷2.5 Fuel: 0÷110 ton Max. takeoff ‹ Safety factor: 1.5 weight ‹ Direct stresses are carried by 7 spars, skin and stringers ‹ Shear stresses are carried by spar webs and skin ‹ Stringer and rib spacing is driven by skin stability considerations WWiinngg SSttrruuccttuurree AArrrraannggeemmeenntt WWiinngg SSttrruuccttuurree AArrrraannggeemmeenntt

Top skin Spar no. 2

Stringer

Spar no. 1

Rib segment

Bottom skin WWiinngg SSttrruuccttuurree:: FFEE AAnnaallyyssiiss

‹ Done using MSC Patran/Nastran ‹ Special thanks to Shabtai Temoraz, IAI for assistance ‹ Basic geometry:

L = 21000 mm

C = 7918 mm

H = 1638 mm

S = 1100 mm WWiinngg SSttrruuccttuurree:: FFEE AAnnaallyyssiiss

‹ Representative section

Effective width = 450.0

106 106 50 15.0

7.5 100

4 275 15.0 Spacing = 1100 mm WWiinngg FFiinniittee EElleemmeenntt MMooddeell LLooaaddiinngg ccaassee ffoorr FFEE AAnnaallyyssiiss

‹ Approximate pressure distribution

‹ Corresponds to flight at V=130 m/s, nz=2.5 FFEE AAnnaallyyssiiss:: RReeffiinneedd SSiizziinngg FFiinniittee EElleemmeennttss:: RReessuullttss FFiinniittee EElleemmeennttss:: RReessuullttss

Max. tip deflection = 637 mm

‹ Conclusions: – The stiffness of the structure should be improved due to low first natural freq. of 5.6 Hz – Additional optimization should be considered by addition of lightening holes and bids – Estimated total weight of wing structure after additional optimization will be about 18-23 tons Cockpit arrangement Systems arrangement FFuueell aarrrraannggeemmeenntt CCoocckkppiitt vviieewwss CCaarrggoo ddoooorr ddeessiiggnn CCaarrggoo ddoooorr ddeessiiggnn FFiinnaall ccoonnffiigguurraattiioonn

WWiinndd TTuunnnneell TTeesstt WWiinndd TTuunnnneell TTeesstt ‹ Test model • Rectangular wind with Clark-Y 14 section • Board for ground simulation ‹ Test parameters • AR • (aoa) • h (distance above the board) WWiinndd TTuunnnneell TTeesstt WWiinndd TTuunnnneell TTeesstt RReessuullttss::

Clalfa/Clalfa_inf vs. h/c

1.7 1.6 f

n 1.5 i _

a 1.4 f AR=2.75 l

a 1.3 l AR=2.25 C

/ 1.2 a f l 1.1 AR=1.75 a l

C 1 0.9 0.8 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 h/c cd_exp AR=2.25

0.3 0.3 0.2 inf 0.5 0.2 0.4 0.1 0.15 0.1 0.0 -8 -3 2 7 -0.1 WWiinndd TTuunnnneell TTeesstt RReessuullttss:: cd_th_ge Cd vs. alfa cd AR=2.75; cd_exp_results 0.40 0.30 h/c=0.3 0.20 d c 0.10

0.00 -8 -3 2 7 -0.10 cl_th_ge Cl vs. alfa alfa [deg] cl cl_exp_results 1.0 0.8 0.6 0.4 l

C 0.2 0.0 -8 -3 -0.2 2 7 -0.4 -0.6 alfa[deg] WWiinndd TTuunnnneell TTeesstt RReessuullttss:: L/D vs. alfa for AR=2.25

inf 12 0.4 0.3 7 0.2 2 -2 0 2 4 6 8 h/c=0.4 L/D vs. alfa for AR=4 alfa [deg] h/c=0.3 h/c=0.2 25 inf 20 15 D / L 10 5 0 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 alfa[deg] CCoosstt eessttiimmaattiioonn CCoosstt eessttiimmaattiioonn

50 planes 100 planes Cost estimation (+5 prototype) (+5 prototype) RDT&E 1563 M$ Roskam manufacture 11513 M$ 16968M$ Cost per plane 285M$ 203 M$ Raimer Cost per plane 217.5M$ 175.5M$

Boeing 747-400 Freighter 187.5 - 214.5 M$ Comparison to other aircrafts CCoommppaarriissoonn ttoo ootthheerr aaiirrccrraaffttss

Full payload Max fuel Boeing C17 ANTONOV ANTONOV Boeing configuration configuration

747- SAMSON SAMSON GLOBMASTER An-124 A An-124 B 400GB Max payload 120000 70000 72576 150000 120000 67175 [kg] Range 5880 12225 4444 4500 4800 11455 [km] Fuel [kg] 60000 110000 82125 214000 214000 162580

‹Samson’s performances are better than the performances of it’s rivals ‹Another iteration of drag calculations might narrow the difference PPooiinnttss ffoorr ffuuttuurree ddeevveellooppmmeenntt

‹A door to close the inlets above the cockpit ‹A detailed structural design ‹Detailed stability analysis ‹Control

Special thanks Dror Arzi Benjamin Landkof Eli Cohen Daniella Raveh Henia Flohr Moti Ringel QQuueessttiioonnss