Post on 21-Dec-2015
description
1
PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA
AUTORES
ARRIETA GAITÁN, Alfredo
HERNÁNDEZ SÁNCHEZ , Stefanía
LEMA DÁVILA, Iván Alonso
TÍTULO DISEÑO CONCEPTUAL DE UN MICRO-UAV
CON CAPACIDADES DE VUELO VTOL
LUGAR BOGOTA, D.C.
FECHA DICIEMBRE DE 2011
PALABRAS CLAVE
UAV
Aeronave no tripulada
Diseño conceptual
VTOL
Tilt Rotor
Bajo número de Reynolds
Análisis Aerodinámico
Tiempo de vuelo
Aerodinámica
DESCRIPCIÓN
El objetivo principal de este proyecto, es el de realizar el diseño conceptual de un micro UAV con capacidades de vuelo VTOL, propulsado eléctricamente, dando a conocer tres diferentes soluciones las cuales serán analizadas para escoger el diseño óptimo y realizar realizar el análisis detallado de rendimiento y aerodinámica para entregar finalmente una ficha técnica que permita futuros estudios que se quieran realizar.
2
FUENTES
BIBLIOGRÁFICAS
ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera edición. Editorial Mac. Graw Hill.
RAYMER, Daniel. Aircraft Design, A Conceptual Approach.
Natalia Acero; Carlos Hernandez; Andres Leiton-Tesis, diseño y construcción de un micro avión con un sistema de control no convencional y selección de materiales, Universidad de San Buenaventura Bogotá, 2005
Camargo, Camilo; Jimenez Nicolai; Perez, Ronald-Tesis, diseño preliminar de un UAV VTOL, para reconocimiento y construcción de un modelo a escala para verificar las condiciones de vuelo, Universidad de San Buenaventura Bogotá, 2008
Martinez Acevedo, Angel; Moreno Pedraza, Juan-Tesis, Diseño, Construcción y prueba de vuelo de un micro vehículo aéreo de reconocimiento, Universidad de San Buenaventura, 2008.
Metodología para el diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA, Universidad de San Buenaventura, 2011.
López L, Juan; Jiménez M, Milton; Gómez A, David-Tesis, Diseño preliminar de un UAV VSTOL con aplicaciones en operaciones de rescate, Universidad de San Buenaventura, 2006.
Erazo Madrigal, Luis; Trujillo Beltran, Leidy; Vasquez Tavera, Wilmar-Tesis, Diseño detallado de una aeronave UAV de despegue vertical, Universidad de San Buenaventura, 2007.
Development of a miniature VTOL Tail-Slitter unmanned aerial vehicle, Brigham Young University, 2008.
UAS "Unmanned Aircraft System" Sobre su integración en el espacio aéreo no segregado, Ministerio de defensa-España, 2009.
Alioto V; Buttitta J; Epps A; Yahaghi A-Aerodynamic Design of VTOL Micro Air Vehicles, University of Arizona.
3
METODOLOGIA
LINEA DE INVESTIGACIÓN
La metodología de trabajo estará inicialmente dada por la búsqueda de información en libros, revistas, proyectos anteriormente desarrollados, otros documentos escritos, o consultados en la web, y en caso de no ser hallada tal información se procederá a la búsqueda de trabajos similares para que sirvan como guía en el desarrollo del propósito. Para la averiguación de dicha información se tendrán en cuenta temas como: estructuras, aerodinámica, sistema propulsor, materiales, componentes a bordo, cámaras de video, sistemas, entre otros. Después de la etapa de búsqueda, se establecerán los criterios de diseño y se plantearán tres bocetos de los cuales se elegirá uno, teniendo en cuenta características como aerodinámica, sistema de propulsión, diseño estructural, sistemas suplementarios , estabilidad y control, manufactura, consumo de energía eléctrica, mantenimiento y costos. Posteriormente al boceto elegido se le harán los análisis respectivos para comprobar que cumple con los requerimientos establecidos inicialmente. Finalmente, se harán las correcciones que sean pertinentes hasta la optimización del diseño y la obtención de datos para iniciar un diseño preliminar. El proyecto se encuentra suscrito en el nodo de Ingeniería Aeronáutica, campo de investigación en diseño y construcción de aeronaves debido a que se busca desarrollar el diseño del fuselaje y demás componentes para un micro UAV que sea propulsado mediante un motor eléctrico. La sub línea de la facultad es instrumentación y control de procesos y la línea institucional es tecnologías actuales y sociedad.
4
CONTENIDO
Los Vehículos Aéreos no Tripulados UAV, tienen diversas aplicaciones
entre las cuales se destacan: seguridad, meteorología, reconocimiento y
vigilancia. Este tipo de tecnología comenzó a utilizarse durante la
segunda guerra mundial, y actualmente existen UAV con una amplia
variedad de características de diseño, entre las cuales se encuentran las
versiones “micro”. La intensión de este proyecto es diseñar un MICRO
UAV con aplicaciones de vigilancia, siendo su tamaño una de las
grandes ventajas, debido a la facilidad de adaptarse a sitios de difícil
visión y alcance, lo que será de gran utilidad para cumplir la misión
requerida. Al igual que se busca que la aeronave además de despegar y
aterrizar verticalmente, tenga la capacidad de mantener un vuelo
suspendido y controlado en ambientes cerrados y que a su vez se
comporte como una aeronave de vuelo convencional en lugares abiertos;
Por lo tanto existe la necesidad de diseñar una micro avión con
capacidades de vuelo VTOL.
5
CONCLUSIONES
Se realizó el diseñó conceptual un micro UAV con capacidades de
despegue y aterrizaje vertical de configuración tilt rotor, con
capacidad para cumplir misiones de reconocimiento.
Se investigó y analizó el funcionamiento característico de este tipo
de MAV y se obtuvo como resultado la viabilidad de usarlos para
misiones de reconocimiento aéreo con este tipo de configuración.
Se evidencio que las dimensiones planteadas inicialmente para la
aeronave de 15 cm, no eran las adecuadas para este proyecto
debido a la falta de varios micro componentes y su diseño era más
complejo, por lo cual se decidió cambiar las dimensiones
limitantes hasta 50 cm, para el mejor análisis de este tipo de
aeronaves.
Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas
de la aeronave así como su sistema de propulsión tilt rotor.
Se seleccionaron los componentes adecuados para el
funcionamiento del MAV y para el cumplimiento de las misiones de
reconocimiento.
Es de gran importancia y necesidad el desarrollo de este proyecto
de investigación, puesto que con la ayuda de este tipo de MAV se
puede hacer un mejor control de las condiciones que pudiesen ser
riesgosas para un ser humano, y que estas misiones pueden ser
llevadas a cabo con mayor precisión y sin poner en peligro vidas,
al igual que de una forma autónoma puede brindar respuestas
inmediatas a estas situaciones.
Debido a la configuración tilt rotor de la aeronave, se observa que
sus capacidades como aeronave no tripulada de reconocimiento
son muy buenas, además no necesita bases fijas, de esta forma
puede operar desde cualquier sitio en el que se requiera.
Se observó que una de las grandes ventajas con la configuración
tilt rotor es que en la configuración de vuelo horizontal tiene una
velocidad mayor que la de un helicóptero y en configuración de
vuelo vertical se asemeja a las características de velocidad de un
helicóptero, debido a esto el rendimiento será mayor al de una
aeronave o helicóptero convencional.
Se evidencio que el sistema de propulsión no cumplía con los
requerimientos del MAV, se analizaron diferentes configuraciones
para este sistema y se logró encontrar el motor con las
6
características de empuje y potencia necesarias. Sin afectar el
sentido de giro de ambas hélices, lo cual es posible mantener un
vuelo controlado.
El diseño y dibujo en programas CAD son útiles para análisis y
estudios posteriores sobre este diseño conceptual, como por
ejemplo se podría llevar a cabo un análisis aerodinámico y
estructural. También puede llegar a ser de utilidad si el proceso de
construcción fuese con máquinas de control numérico.
La estimación de pesos se realizó por tres métodos: el primero
con una aproximación lineal entre peso de despegue y
envergadura, a partir de un estudio comparativo de MAV’s
desarrollados en otros proyectos, el segundo es un cálculo con los
diferentes pesos involucrados en la operación del MAV, como el
de los componentes y una estimación del peso de su estructura y
por último el peso real del MAV teniendo en cuenta el peso de los
componentes que se escogieron como los óptimos para el
cumplimiento de la misión dispuesta para el MAV y mediante los
pesos que se determinaron en Solid Edge, con la propiedades de
cada uno de los materiales escogidos para el MAV. Se encontró
que el primer método no aplica para la configuración de dos
motores, si por el contrario se utilizara una configuración de un
solo motor es válido utilizar la aproximación lineal que se obtuvo,
por otro lado se encontró que el segundo método es de utilidad
para obtener una buena aproximación del peso sin importar la
configuración.
Se determinaron las condiciones de operación aerodinámicas del
MAV teniendo en cuenta los efectos influyentes en su desempeño
en bajo número de Reynolds, considerando la vorticidad y las
burbujas de separación.
El desarrollo de nuevas tecnologías esta directamente relacionada
con los diferentes temas de investigación, para el caso de micro
tecnología.
7
DISEÑO CONCEPTUAL DE UN MICRO- UAV CON CAPACIDADES DE
VUELO VTOL
Alfredo Arrieta Gaitán Stefanía Hernández Sánchez
Iván Alonso Lema Dávila
Universidad de San Buenaventura Facultad de Ingeniería Ingeniería Aeronáutica
Bogotá D.C 2011
8
DISEÑO CONCEPTUAL DE UN MICRO- UAV CON CAPACIDADES DE
VUELO VTOL
Alfredo Arrieta Gaitán Stefanía Hernández Sánchez
Iván Alonso Lema Dávila
Trabajo de investigación para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico
Tutor: PhD. Salvador Vargas
Universidad de San Buenaventura Facultad de Ingeniería Ingeniería Aeronáutica
Bogotá D.C 2011
9
Nota de aceptación
___________________________
___________________________
____________________________
Jurado
____________________________
____________________________
Jurado
10
Primero que todo quiero dar gracias a DIOS por permitirme superar
satisfactoriamente esta etapa tan importante de mi vida, ya que a través de
toda la carrera tuve la salud, la fuerza, la energía y el enfoque necesario para
afrontar todos aquellos inconvenientes y adversidades que se me
presentaron.
Por otra parte quiero dar infinitas gracias a mis padres, quienes confiaron y
me apoyaron durante todo este proceso, y me dieron las bases necesarias
para aprobar todos los retos que se me presentaron durante mi vida
universitaria. También quiero dar gracias a mi hermana Marcela y demás
familia por la preocupación y apoyo prestado durante el desarrollo del
proyecto.
Agradezco a todos mis amigos y a Camila Fonseca que estuvieron
acompañándome en el transcurso de la carrera de una manera incondicional
a pesar de tantas dificultades, siendo este un factor cotidiano y superable por
un profesional y finalmente quiero agradecer a Iván y a Stefania compañeros
de tesis ya que a pesar de todos los problemas que tuvimos durante el
desarrollo del proyecto, logramos sacar adelante con esfuerzo y constancia
un excelente trabajo.
ALFREDO ARRIETA GAITÁN
11
Agradezco a Dios por darme la vida, salud, fuerza, perseverancia y por
brindarme los medios necesarios para cumplir mis objetivos a lo largo de
todos estos años a pesar de las dificultades presentadas.
A mis padres no tengo cómo pagarles lo que han hecho por mí, y las
palabras no son suficientes para expresar este sentimiento de gratitud y
amor que tengo hacia ellos. Gracias por las oportunidades que me han
brindado a lo largo de mi vida y por los medios que han puesto a mi alcance
para cumplir con las metas propuestas. La educación que me han dado y los
valores inculcados han sido también factores que han contribuido
notablemente a mi desarrollo personal y profesional. Su paciencia, apoyo,
dedicación y esfuerzo fueron mi motivación para terminar mi carrera con
satisfacción. Mis hermanos, Sebastián y Daniel han sido también un apoyo
importante y un motivo más para cumplir todas las metas propuestas.
Finalmente agradezco a los profesores por sus enseñanzas y a Alfredo y
Stefanía, mis amigos, a quienes les debo mucho, por su comprensión y
apoyo en el desarrollo de este proyecto y por ser incondicionales en todo
momento, especialmente en los difíciles.
IVÁN ALONSO LEMA DÁVILA
12
Culminar esta etapa es algo muy satisfactorio para mi crecimiento como
persona, por eso doy gracias a DIOS quien me dio fortaleza en las
dificultades que se presentaron durante esta etapa de mi vida y por todas sus
grandes bendiciones que me ayudaron a salir adelante y ser lo que soy hoy.
Doy gracias a mis padres y a Juan Camilo Avendaño por su incondicional
apoyo, por confiar en mi siempre, por estar en los momentos mas dificiles
cuando sentia desfallecer y por su perseverancia para que yo terminara mi
carrera exitosamente.
Tambien quiero dar gracias a mis dos compañeros de tesis Ivan y Alfredo
que aunque tuvimos inconvenientes logramos superarlos y salir adelante con
este proyecto
Gracias a mi Abuela, Alejandra Sanchez, Nelson Contreras y demas
familiares por su gran apoyo y preocupacion.
Decir gracias a estas personas es poco para todas las cosas buenas que
aportaron a mi vida, pues sus consejos me ayudaron a tener Fortaleza y a
seguir sobresaliendo como una persona profesional e integral.
Por ultimo quiero dedicarle esta tesis a mi padre que es el mejor apoyo que
puedo tener, gracias papa eres un sabio, gracias por tus palabras que
hicieron que yo jamas me rindiera y por creer en mi hasta al final.
STEFANÍA HERNÁNDEZ SÁNCHEZ
13
AGRADECIMIENTOS
Agradecemos a DIOS por prestarnos la vida, darnos el conocimiento y la
fortaleza para culminar una carrera tan compleja y ardua como es la
Ingeniería Aeronáutica, demostrando las capacidades de las que siempre
contaron nuestros padres, a través de su confianza y apoyo; en segundo
lugar el grupo quiere agradecer de manera conjunta a todas las personas
que colaboraron directa o indirectamente con esta tesis, como lo fueron Ing.
Sebastián Lema, Ing. Jaime Escobar, Ing. Santiago Ramírez, Ing. Wilson
Pinzón, Ing. Alejandro García y el Ing. Pedro Jiménez que con su
colaboración permitieron que este proyecto alcanzara tal magnitud.
También agradecemos a nuestros amigos de la universidad que nos
ayudaron con este trabajo, pero que además de esto nos acompañaron en el
desarrollo de toda la carrera.
Queremos agradecer de manera especial a nuestro tutor Salvador Vargas el
cual colaboro de manera activa en el estudio y desarrollo de nuestro
proyecto, impulsándonos a alcanzar metas no antes predeterminadas.
En general el grupo agradece a todas las personas que ayudaron de manera
desinteresada en este proyecto, así como a la Universidad por su gran
capacitación.
14
CONTENIDO
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ............................................................ 27
1.1 ANTECEDENTES ............................................................................................ 27
1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA .................................... 33
1.3 JUSTIFICACIÓN .............................................................................................. 34
1.4 OBJETIVOS ..................................................................................................... 34
1.4.1 Objetivo General .......................................................................................... 34
1.4.2 Objetivos Específicos ................................................................................... 34
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO ........................................... 35
1.5.1 Alcances ....................................................................................................... 35
1.5.2 Limitaciones .................................................................................................. 35
2. MARCO DE REFERENCIA ............................................................................. 36
2.1 MARCO CONCEPTUAL .................................................................................. 36
2.2 MARCO LEGAL ............................................................................................... 38
2.3 MARCO TEORICO ......................................................................................... 41
2.3.1 Aerodinámica: ............................................................................................... 41
2.3.2 Número Reynolds: ........................................................................................ 41
2.3.3 Carga alar: .................................................................................................... 42
2.3.4 Carga de potencia: ........................................................................................ 43
2.3.5 Relacion de aspecto (AR): ............................................................................ 43
2.3.6 Taper ratio: .................................................................................................... 44
2.3.7 Cuerda media geometrica: ............................................................................ 44
2.3.8 Mision:.......................................................................................................... 45
3. METODOLOGIA ................................................................................................ 47
3.1 DIAGRAMA DE FLUJO.................................................................................... 48
3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD
CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMACION........................................................ 51
15
3.4 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN ................................ 51
3.5 VARIABLES ..................................................................................................... 51
3.5.1 Variables independientes ............................................................................. 51
3.5.2 Variables dependientes................................................................................ 51
4. DESARROLLO DE INGENIERIA ...................................................................... 52
4.1 PERFIL DE LA MISIÓN ................................................................................... 52
4.1.1 Recintos cerrados: ........................................................................................ 52
4.1.2 Espacios abiertos: ......................................................................................... 53
4.2 CONFIGURACIONES DEL MUAV .................................................................. 53
4.2.1 BOCETOS PRELIMINARES: ........................................................................ 53
4.2.1.1 OPCIÓN 1: ................................................................................................. 54
4.2.1.2 OPCIÓN 2: ................................................................................................. 55
4.2.1.3 OPCIÓN 3: ................................................................................................. 57
4.3 ESTIMACION DE PESOS: .............................................................................. 59
4.3.1 COMPONENTES A BORDO ........................................................................ 63
4.3.2 SISTEMAS SELECCIONADOS .................................................................... 69
4.3.2.1 Componentes Diseño 3.............................................................................. 69
4.4 PARAMETROS INICIALES.............................................................................. 73
4.4.1 CONDICIONES ATMOSFERICAS: .............................................................. 73
4.4.2 CARGA ALAR ............................................................................................... 74
4.4.3 ASPECT RATIO ............................................................................................ 74
4.4.4 RELACIÓN EMPUJE/PESO ......................................................................... 75
4.5 CALCULOS DE RENDIMIENTO PARA EL DISEÑO ÓPTIMO. ....................... 88
4.5.1 DIMENSIONAMIENTO DEL ALA .................................................................. 88
4.6 SELECCIÓN DEL PERFIL ............................................................................... 94
4.6.1 PERFIL DEL ALA ........................................................................................ 108
4.7 CÁLCULOS DE PARÁMETROS AERODINÁMICOS .................................... 109
16
4.7.1 DIMENSIONES DEL AERONAVE .............................................................. 109
4.7.2 PERFIL DEL EMPENAJE ........................................................................... 116
4.7.3 EMPUJE PARA CONDICIÓN DE CRUCERO ............................................ 129
4.7.4 DESPEGUE ............................................................................................... 132
4.7.4.1 FASE DE VUELO VERTICAL (1) ............................................................ 133
4.7.4.2 FASE DE VUELO DE TRANSICIÓN (2): ................................................ 134
4.7.4.3 FASE DE VUELO HORIZONTAL (3): ..................................................... 136
4.7.5 VELOCIDAD DE ROTACIÓN DE LOS MOTORES ................................... 137
5. SEGUNDA ESTIMACION DE PESOS ............................................................ 134
6. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS ........................................ 132
7. ANALISIS DE COSTOS .................................................................................. 134
8. PLANOS .......................................................................................................... 137
9. CONCLUSIONES .............................................................................................. 94
10. BIBLIOGRAFIA ............................................................................................. 108
11. ANEXOS ........................................................................................................ 109
17
LISTADO DE FIGURAS
Pág.
Figura 1: RQ-1” Predator” 28
Figura2: Heinkel wespe 29
Figura 3: Heinkel lerche 29
Figura 4: Mosquito I 31
Figura 5: Wasp III 31
Figura 6: Avión E2 32
Figura 7: Tarkus 32
Figura 8: Métodos de transición 37
Figura 9: Clasificación de los uav´s 38
Figura 10: Características geométricas del ala 44
Figura 11: Configuración del ala 45
Figura 12: Vuelo de sobre paso 46
Figura 13: Perfil de misión en recintos cerrados 52
Figura14: Perfil de misión en espacios abiertos 53
Figura 15: Boceto I 55
Figura 16: Boceto 2 vista superior 56
Figura 17: Boceto 3 vista superior 57
Figura 18: WTO vs Span (b) 61
Figura 19: Diseño del prototipo I 76
Figura 20: Diseño del prototipo II 78
Figura 21: Diseño del prototipo III 80
18
Figura 22: Bajo número de Reynolds aerodinámico 89
Figura 23: Coeficiente de sustentación requerido –niveles vuelo 90
Figura 24: Nomenclatura del perfil 95
Figura 25: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 97
(Perfil E-186)
Figura 26: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque (perfil E-186) 97
Figura 27: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque (perfil E-186) 98
Figura 28: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 98
(Perfil E-387)
Figura 29: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque (perfil E-387) 99
Figura 30: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque (perfil E-387) 99
Figura 31: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 100
(Perfil E-374)
Figura 32: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque (perfil E-374) 100
Figura 33: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque 101
(Perfil E-374)
Figura 34: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 101
(Perfil S-5020)
Figura 35: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque 102
(Perfil S-5020)
Figura 36: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque 102
(Perfil S-5020)
19
Figura 37: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 103
(Perfil S-4083)
Figura 38: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque 103
(Perfil S-4083)
Figura 39: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque 104
(Perfil S-4083)
Figura 40: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 104
(Perfil N-0009)
Figura 41: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque 105
(Perfil N-0009)
Figura 42: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque 105
(Perfil N-0009)
Figura 43: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 106
(Perfil.C-72)
Figura 44: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque 106
(Perfil.C-72
Figura 45: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque 107
(Perfil.C-72)
Figura 46: Perfil del ala 108
Figura 47: Finess ratio Vs fuselaje drag coeficiente 110
Figura 48: Diseño inicial del empenaje 113
Figura 49: Coeficiente máximo para una baja relación de aspecto 121
Figura 50: Diagrama de cuerpo libre fase de vuelo vertical 133
20
Figura 51: Diagrama de cuerpo libre fase de vuelo transición 134
Figura 52: Diagrama de cuerpo libre fase vuelo horizontal 136
Figura 53: Centro de gravedad de la aeronave 144
Figura 54: Sistema de control en vuelo 150
21
LISTADO DE TABLAS
Pág.
Tabla 1: Especificaciones aeronaves VTOL 30
Tabla 2: Tipos de UAVS 39
Tabla 3: Categorías de Uavs y regulaciones FAA 40
Tabla 4: Datos MAV similares 60
Tabla 5: Receptores 64
Tabla 6: Servos 64
Tabla 7: Baterías 65
Tabla 8: Motores 66
Tabla 9: Hélices 67
Tabla 10: ESC 67
Tabla 11: Boards to control 68
Tabla 12: Componentes de la aeronave 69
Tabla 13: Batería seleccionada 70
Tabla 14: Sistema de propulsión 70
Tabla 15: Carga paga de la aeronave 70
Tabla 16: Peso de la estructura 71
Tabla 17: WTO de diseños propuestos 72
Tabla 18: Condiciones atmosféricas 73
Tabla 19: Ventajas y desventajas diseño I 77
Tabla 20: Parámetros críticos de rendimiento diseño I 77
22
Tabla 21: Ventajas y desventajas diseño II 79
Tabla 22: Parámetros críticos de rendimiento diseño II 79
Tabla 23: Ventajas y desventajas diseño III 81
Tabla 24: Parámetros críticos de rendimiento diseño III 81
Tabla 25: Parámetros importantes, selección prototipo óptimo 82
Tabla 26: Comparacion de Pesos 86
Tabla 27: Comparacion de Costos 87
Tabla 28: Parámetros importantes, perfil ala 109
Tabla 29: Parámetros diseño inicial empenaje 111
Tabla 30: Aspect Ratio y Taper Ratio para el empenaje de la cola 114
Tabla 31: Parámetros importantes para el perfil del empenaje 116
Tabla 32: Cl Vs Alpha 117
Tabla 33: Tiempo para distintas condiciones de vuelo 143
Tabla 34: Segunda estimación de pesos 145
Tabla 35: Parámetros críticos, capacidades VTOL 145
Tabla 36: Estimacion de pesos 151
Tabla 37: Dimensiones de MAV 152
Tabla 38: Condiciones de Operación 152
Tabla 39: Analisis de cosots de los componentes del MAV 154
Tabla 40: Analisis de costos de operación 154
Tabla 41: Analisis de costos de producción 155
Tabla 42: Propiedades mecánicas 159
23
NOMENCLATUTRA
(Sweep angle) = Ángulo de flechamiento
= Ángulo de flechamiento en la mitad de la cuerda
Flechamiento a un ¼ de la cuerda media
= Ángulo de sustentación máximo
= Ángulo de sustentación mínimo
= Largo del fuselaje
= Densidad a determinada altura
= Esfuerzo cortante
δ= Grosor de la capa límite
= Factor de carga
(Taper Ratio) = Relación de conicidad
= Viscosidad a determinada altura
= Velocidad de rotación de los motores
AR (Aspect Ratio) = Relación de Aspecto
b = Envergadura del ala en el borde de ataque (°)
= Cuerda en la punta del ala
= Cuerda en la raíz del ala
= Coeficiente de fricción local
C = Cuerda media geométrica
= Diámetro máximo del fuselaje
24
Coeficiente de sustentación máximo
= Pendiente del coeficiente de sustentación
= Resistencia por fricción
D (Drag) = Resistencia total de la aeronave
(Drag polar) = Resistencia polar de la aeronave
(Drag inducido) = Resistencia inducida de la aeronave
g = Fuerza de gravedad
L = Sustentación de la aeronave
MAV (Micro unmanned aerial vehicle) = Micro vehículo aéreo no tripulado
= Potencia requerida para los motores
= Potencia hallada teóricamente
= Número de Reynolds
q = Presión dinámica del aire a cierta altura
S = Superficie alar
= Superficie del estabilizador horizontal
= Superficie del estabilizador vertical
T = Empuje de la aeronave
= Empuje teórico
= Empuje requerido
UAV (Unmanned aerial vehicle) = Vehículo Aéreo no Tripulado
= Coeficiente volumétrico para el estabilizador vertical
VTOL (Vertical and Take-Off Landing) = Despegue y aterrizaje vertical
V = Velocidad de crucero
25
Velocidad de pérdida de la aeronave
= Peso de la bateria
Peso de la carga paga
Peso de combustible de la Misión
= Peso de los controles
Peso del equipo fijo
= Peso de la estructura
= Peso del motor
Peso estipulado por el fabricante
= Peso vacio operacional de la aeronave
W/S = Carga alar
= Distancia del centro de gravedad de la aeronave al centro aerodinámico
del estabilizador horizontal.
= Distancia del centro de gravedad de la aeronave al estabilizador vertical
= Posición cuerda media con respecto a la raíz
26
DISEÑO CONCEPTUAL DE UN MICRO- UAV CON CAPACIDADES DE
VUELO VTOL
INTRODUCCIÓN
Los Vehículos Aéreos no Tripulados UAV, tienen diversas aplicaciones entre
las cuales se destacan: seguridad, meteorología, reconocimiento y vigilancia.
Este tipo de tecnología comenzó a utilizarse durante la segunda guerra
mundial, y actualmente existen UAV con una amplia variedad de
características de diseño, entre las cuales se encuentran las versiones
“micro”. De acuerdo a su propósito, pueden equiparse con cámaras de video
e infrarrojas, así como sensores para la detección de armamento y
materiales biológicos. Algunos son controlados desde una ubicación remota
y otros vuelan de forma autónoma basados en planes de vuelo programados,
usando sistemas más complejos de automatización. Además, estos aparatos
se adaptan a diferentes ambientes y vuelan bajo cualquier condición
meteorológica.
La intensión de este proyecto es diseñar un MICRO UAV con aplicaciones
de vigilancia, siendo su tamaño una de las grandes ventajas, debido a la
facilidad de adaptarse a sitios de difícil visión y alcance, lo que será de gran
utilidad para cumplir la misión requerida.
El desarrollo de esta tecnología impone innovaciones en el campo
aeronáutico, mejorando la calidad de desempeño de estas aeronaves, para
ser aplicada en diferentes áreas obteniendo propósitos más asertivos.
Otro de los objetivos que se piensa lograr con este proyecto de diseño
conceptual, es que la aeronave además de despegar y aterrizar
verticalmente, tenga la capacidad de mantener un vuelo suspendido y
controlado en ambientes cerrados y que a su vez se comporte como una
aeronave de vuelo convencional en lugares abiertos; por consiguiente, esta
investigación tendrá la innovación de una aeronave de dimensiones
pequeñas, complementado con capacidades de vuelo VTOL, que hará de
este proyecto un buen aporte en el área aeronáutica.
27
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 ANTECEDENTES
Los antecedentes están dispuestos en tres partes, las cuales serán: una
breve reseña sobre los UAV, los Micro-UAV y la configuración de vuelo
VTOL.
En la primera parte está expuesto el desarrollo de los sistemas aéreos UAV,
los cuales han tenido un gran avance en el transcurso del tiempo. En la
segunda parte se analizan los antecedentes de las aeronaves con una
configuración de vuelo VTOL y por último están expuestos los antecedentes
de micro aeronaves MAV’s.
UAV’S
Son aeronaves no tripuladas, con esta definición se diría que esta tecnología
no es nueva, sino que también ha sido explorada desde antes de la Segunda
Guerra Mundial, en 1935 la aeronave radio controlada OQ-2A la cual era
utilizada para las prácticas de los artilleros antiaéreos, después ya entrada la
segunda guerra mundial en Agosto de 1944 el cuerpo aéreo de la armada de
los EE.UU desarrolló el Culver PQ-14B, una aeronave no tripulada que
también era utilizada como objetivo en las prácticas de los artilleros
antiaéreos de la armada.
Durante la segunda Guerra Mundial se desarrollaron varios vehículos aéreos
no tripulados, principalmente en Alemania, entre los que se destacaban los
V1-Buzz Bomb que eran misiles crucero muy poco certeros, y por la parte de
los aliados se desarrolló el B-17f también conocido como BQ-17, este era un
avión bomba que utilizaron para atacar las bases de los V-1 .
En las décadas de 1970 y 1980 nace la nueva generación de UAV’s
conocidos como HALE (High Altitudes) con más capacidad de mantener el
vuelo, como por ejemplo el Teledyne Ryan YQM-96ª R-Tern el cual podía
volar poco más de 24 horas sin la necesidad de recargar combustible,
también se desarrolló el primer UAV que voló completamente desde el
despegue hasta el aterrizaje, este último era el Boeing Cóndor.
28
En 1994 se desarrolló uno de los UAV´s más conocidos y de mayor utilidad
militar, el RQ-1”Predator” (Fig.1), un vehículo de turbo- propulsión utilizado
principalmente para misiones de monitoreo y reconocimiento. Fue
desarrollado, por la compañía General Atomics Aeronautical Systems y
actualmente son los proveedores de 125 Predators usados por la Fuerza
Aérea Norteamericana.
Figura 1. RQ-1”Predator”
Fuente: Keesler Air Force Base
Los UAV´s han evolucionado gracias a los avances tecnológicos que dieron
paso a que características como el tamaño y los costos disminuyeran
considerablemente, trayendo ciertas ventajas en cuanto a confiabilidad y
calidad en estas aeronaves.
Tecnología VTOL
Sobre el tema de aeronaves con capacidades de vuelo VTOL se han
realizado muchas investigaciones y a su vez muchos avances con respecto a
este sistema de propulsión.
Uno de los grandes diseños con capacidades de vuelo VTOL es el Heinkel,
una aeronave de nacionalidad alemana, de los cuales se desprenden dos
versiones que fueron muy desatacadas, el Lerche y el Wespe. El Wespe
(Fig.2), fue diseñado para que trabajara como interceptor de despegue y
aterrizaje vertical.
Poseía un motor único de turbohélice, tenía un propulsor de seis aspas y 750
caballos de fuerza, siendo alimentado por una toma de aire situada debajo
29
de la cabina del piloto. Esta aeronave despegaba y aterrizaba con tres
trenes de aterrizaje, que fueron cubiertos en vuelo por razones de
aerodinámica.
Figura 2. Heinkel Wespe Fuente: Foro segunda Guerra Mundial
El Lerche (Fig.3), fue un diseño para una aeronave que despegaba y
aterrizaba sobre su cola pero volando horizontalmente como un avión
convencional. Fue propulsado por dos hélices contrarotativas ubicadas en
un ala circular.
Figura 3. Heinkel Lerche
Fuente: Zona Militar.com.ar
Las siguientes son algunas de las especificaciones generales de los diseños
nombrados anteriormente:
30
Tabla 1: Especificaciones Aeronaves VTOL Fuente: Autores
Micro-UAV’s
Respecto a las versiones micro, son aeronaves que pueden desplegar una
capacidad de carga útil micro a un lugar remoto en la que puede realizar
variedad de misiones.
El rango para este tipo de aeronaves debe ser de 10 km, alcanzar
velocidades 20m/s y ser capaz de transmitir imágenes en tiempo real, una de
sus mayores ventajas, es una estación en tierra fácil de operar,
implementando así mismo antenas direccionales para mantener contacto con
la aeronave a larga distancia.
En ambientes cerrados la aeronave permite la observación a través de
ventanas, el alcance a sitios de gran complejidad, la evasión de obstáculos y
la trasmisión de información más precisa y en menor tiempo.
En cuanto a las versiones micro, se destacan diversos prototipos y con
diferentes
Aplicaciones, como el mosquito 1, el cual se muestra en la Figura 4, que es
un micro UAV diseñado por Israel Aircraft Industries, lanzado manualmente,
con un peso de 250 gramos y una envergadura de unos 30 cm. El vehículo
lleva una cámara de vídeo en miniatura y ya ha realizado varios vuelos de
hasta 40 minutos de autonomía cada uno.
AERONAVE Longitud (m) Envergadura (m) S. Alar (m2) Peso TO (kg)
HeinkelLerche 10 4,55 12 5600
HeinkelWespe 12 5600
31
Figura 4. Mosquito 1
Fuente: Defense-update.com
Por otra parte, los Marines de los Estados Unidos utilizan un Micro UAV,
denominado el wasp III, ver Figura 5, para servir a nivel de pelotón de
infantería, este pesa tan solo 430 gramos, es de propulsión eléctrica y
tiene una autonomía de 45 minutos. Además, dispone de una cámara de
video frontal y una lateral.
Figura 5. Wasp III
Fuente: computescotland.com
Como se puede observar cada una de estas aeronaves tiene características
similares en cuanto a su autonomía, peso y parámetros de geometría.
El Micro DelFly, construido por la Universidad Tecnológica de Delft, es el más
pequeño en el mundo, tiene una envergadura de 10 cm e incluye una
cámara de vídeo. Esta aeronave a pesar de su tamaño tiene avanzada
tecnología que nos permite referenciar para el proyecto planteado.
El E2 es un avance en diseño y funcionalidad de los MICRO UAV´s
incorporadodesde el 2006, con mayor carga útil y mejores alcances, la Figura
32
6 muestra una fotografía de este micro aeronave. Un proyecto
estadounidense, con componentes a bordo como video cámara, con
grabación digital, transmisión en tiempo real, equipos como GPS de 12
canales para registro de datos.
Figura 6. E2
Fuente: imaging1.com
En cuanto a Micro-UAV con capacidades de vuelo VTOL, se encuentra el
TARKUS, Figura 7, que posee una cámara infrarroja y una cámara de video,
este micro UAV tiene una capacidad de vuelo de 30 minutos, también está
compuesto de sensores ultrasónicos para proximidad cercana que le
permiten a este UAV operar en cuartos cerrados en los cuales la navegación
es conducida de forma automática o por medio de un operador desde una
estación de control en tierra. El sistema es capaz de transmitir datos por
cinco horas después de aterrizar sobre un techo y antes de regresar a la
base.
33
Figura 7. TARKUS
Fuente: airvoila.com
En Colombia se considera que la implementación de aeronaves no tripuladas
(U.A.V) es una tecnología muy eficiente y que es económica para ser
desarrollada en el país debido a la efectividad que ha tenido en otros países.
En la Universidad de San Buenaventura en el programa de Ingeniería
Aeronáutica, se han desarrollado una serie de tesis relacionadas con los
Micro UAV’s y con las características del vuelo VTOL. A continuación se
nombran los títulos de dichos proyectos:
Diseño de una aeronave U.A.V. de despegue vertical (VTOL).
Diseño preliminar de un avión no tripulado de despegue y aterrizaje
vertical para reconocimiento y construcción de modelo para verificar
condiciones de vuelo.
Diseño preliminar de un UAV VSTOL con aplicación en operaciones
de rescate.
Diseño y construcción de un micro avión con un sistema de control no
convencional y selección de materiales.
Diseño y construcción de un mini-UAV.
Diseño, construcción y prueba de vuelo de un micro vehículo aéreo de
reconocimiento.
1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA
Actualmente no existen referencias de MAV’s que ofrezcan la posibilidad de
volar en recintos cerrados y a su vez en espacios abiertos. Los modelos
existentes más cercanos a estas exigencias son UAV’s del tipo Tilt Rotor, por
lo tanto no cumplen con las características de tamaño y peso de un Micro
UAV.
34
El propósito del proyecto consiste en el diseño conceptual de un micro UAV
de baja velocidad y características VTOL que sea radio controlado y de
propulsión eléctrica. ¿Cuáles son las características del diseño conceptual de
un micro UAV de capacidades de vuelo VTOL de baja velocidad que se
adapte a las exigencias del montaje de un motor eléctrico y algunas cámaras
de video?
1.3 JUSTIFICACIÓN
La importancia del proyecto consiste en plantear un eficiente sistema de
reconocimiento de objetivos, entre los cuales se destacan la topografía
colombiana, la seguridad y la vigilancia, implementando sistemas que
permitan la visualización de algunos objetivos.
El avión debe cumplir con algunos requerimientos como lo es el tener un
fácil ensamble, transmisión de datos en tiempo real y bajos costos de
producción y de mantenimiento.
El diseño de este tipo de aeronaves implica innovaciones que contribuyen al
desarrollo de la industria aeronáutica colombiana, donde la pérdida del
equipo no producirá riesgos de vidas humanas. Al igual que representa el
deseo de los autores de aplicar el conocimiento obtenido durante la carrera
cursada de Ingeniería Aeronáutica, ya que este proyecto abarca el diseño de
aeronaves y el análisis del sistema de propulsión.
1.4 OBJETIVOS
1.4.1 Objetivo General
Realizar el diseño conceptual de un micro UAV con capacidades de
vuelo VTOL propulsado eléctricamente.
1.4.2 Objetivos Específicos
35
Evaluar las diferentes propuestas planteadas para el diseño del
fuselaje y demás componentes, presentando tres soluciones y
eligiendo una que ofrezca calidad y sencillez en la mayoría de
aspectos propuestos como rendimiento, efectividad en la tarea
propuesta, consumo de energía, entre otros.
Establecer dimensiones del prototipo elegido, detalles geométricos de
fuselaje y superficie alar, así como distribución de pesos.
Obtener planos de la aeronave utilizando CAD.
Seleccionar el sistema de propulsión eléctrico con base en los
requerimientos de empuje definidos en el rendimiento y en la
geometría del prototipo.
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
1.5.1 Alcances
Revisión bibliográfica sobre el tipo de micro UAV’s existentes y sus
materiales de fabricación, componentes a bordo, diseño y
aplicaciones.
Desarrollo del diseño ingenieril para la parte estructural del micro-
UAV.
Modelar en CAD el diseño elegido.
Realizar los planos generales del modelo obtenido en CAD.
1.5.2 Limitaciones
El peso máximo de la aeronave: 1kg.
La aeronave no tendrá dimensiones superiores a 50 cm.
No se realizará diseño preliminar ni detallado.
No se construirá.
36
2. MARCO DE REFERENCIA
2.1 MARCO CONCEPTUAL
MICRO-UAV: Es un vehículo aéreo no tripulado con dimensiones límites de
15cm, y aplicaciones prácticas para distintas áreas y misiones.
TERMINOLOGÍA VTOL: Es la capacidad de ciertas aeronaves para
despegar y aterrizar de forma vertical VTOL (Vertical Take Off And Landing)
puede llegar alcanzar esta configuración por distintos sistemas de propulsión
como lo son tiltjet, tiltduct o fan-in-wing.
Nuestro proyecto se basará en vigilancia y no sólo utilizará esta capacidad
VTOL para aterrizar y despegar, si no será útil para ambientes cerrados
donde la aeronave tendrá condiciones de desempeño similar a un
helicóptero.
SISTEMA TILTJET: Este consiste en el montaje de motores en la punta del
ala con capacidad de giro lo que permite diririgir el flujo propulsivo este tipo
de sistema combina el hovering con el buen desempeño de un vuelo recto y
nivelado, esto se debe al tamaño de sus rotores que al girar a una posición
de 90° actúan como el rotor principal de un helicóptero, y en una posición de
0° proporcionan empuje suficiente para su vuelo horizontal.
Algo importante es que los rotores son los únicos que giran, el ala
permanece fija, una gran desventaja de este sistema debido a su
complejidad.
SISTEMA TILTDUCT: Este sistema maneja dos ventiladores que están
dentro de un ducto, a la entrada de estos ventiladores unas venas guías
móviles para controlar la aeronave en hovering, aunque tiene algunas
dificultades en este comportamiento con relación al pitch y al yaw debido a
que el control de estos dos ejes se realiza por la desviación vectorial de los
gases del motor.
SISTEMA FAN-IN-WING: El sistema consiste en tres ventiladores uno para
pitch y dos principales los cuales son movidos por un sistema llamado tip-
37
turbine, el cual consiste en unos alabes conectados a las puntas de las palas
del ventilador los cuales son movidos por los gases desviados del motor.
TRANSICIÓN: Este término se refiere al cambio producido por la aeronave
de hovering a crucero, esta transición comienza con una velocidad cero en
vuelo recto y esta termina cuando la aeronave ha alcanzado la velocidad de
perdida de vuelo convencional.
La transición para despegue y salida es denominada aceleración, y en
aterrizaje es llamada desaceleración.
Uno de los factores importantes durante la transición es la potencia, pues
una mayor potencia será utilizada para hovering y la cantidad requerida
disminuye considerablemente mientras aumenta la velocidad de vuelo recto y
el ala generan mayor sustentación.
Figura 8. Métodos de transición
Fuente: TERPSTRA Philip V/STOL Aircraft Design
38
2.2 MARCO LEGAL
En cuanto a la parte legal y de certificación de este tipo de aeronaves no
existe un criterio único e internacionalmente aceptado, aunque para UAV’s
de uso militar, el JCGUAV (Joint Capability Group on UAV) de la OTAN,
consciente de que es preciso unificar el lenguaje para facilitar tanto los
procesos de estandarización como el uso compartido de los UAV’s. Ellos han
propuesto una clasificación basada en el MTOW (peso máximo al despegue)
y diferentes categorizaciones basadas en el uso del UAV y su perfil de vuelo.
Figura 9. Clasificación de los UAV’s
Fuente: UAS sobre su integración en el espacio aéreo no segregado.
Existen las clasificaciones denominadas de Short Range (SR), Close Range
(CR) o Medium Range (MR) equivalentes a los Clase I (Micro, Mini o Small),
actuando por debajo de los 1.200 ft.
Los micro UAV hacen parte de la clase I de los diferentes tipos de UAV
existentes, en la Tabla (2) se exponen los diferentes tipos de UAV que
conforman la clase I.
39
Tabla 2. Tipos de UAV’s
Fuente: TERPSTRA Philip V/STOL Aircraft Design
Los límites entre las clases definidas, responden a los siguientes criterios:
• El límite de 650 Kg corresponde al MTOW de la categoría de aviación
deportiva.
• El límite de 150 Kg corresponde al límite inferior del MTOW propuesto en
diferentes ámbitos (NATO o Eurocontrol) para requerir certificaciones de
aeronavegabilidad.
• El límite de 3.000 ft corresponde a la altitud (AGL) mínima para vuelos VFR.
• El límite de 1.200 ft corresponde al límite superior del espacio aéreo no
controlado de clase G.
Otras categorizaciones, como la realizada por el DoD norteamericano,
atienden no tanto al MTOW, como al grado de similitud del UAV con las
aeronaves convencionales a las que actualmente se aplica el Título 14, parte
91 de las CFR (Code of Federal Regulations) de la FAA, denominado
«General Operating and Flight Rules)» o «Reglas del Aire».
40
Categoría I: UAV son similares a los aeromodelos radio controlados y
están cubiertos por la AC 91-57 de la FAA, denominado «Model Aircraft
Operating Standard». Estos UAV «pequeños» están normalmente limitados a
operaciones LOS. Ejemplos: Pointer, Dragon Eye.
• Categoría II: Aeronaves no convencionales, para llevar a cabo
operaciones o misiones especiales. Los operadores deben demostrar la
apropiada cualificación. Estos UAV pueden desarrollar operaciones rutinarias
bajo una serie de requisitos especiales. Ejemplos: Pioneer, Shadow.
• Categoría III: Aeronave capaz de utilizar cualquier clase de espacio aéreo,
de acuerdo a la 14 CFR Part 1. Requieren certificación de aeronavegabilidad
tanto la plataforma como los operadores. Generalmente estos UAV tienen
capacidad de realizar operaciones BLOS. Ejemplos: Global Hawk, Predator.
Estas categorías estan expuestas en la Tabla N. (3) con sus diferentes
características y regulaciones que las rigen.
Tabla 3. Categorías de UAV’s y Regulaciones de la FAA
Fuente: UAS sobre su integración en el espacio aéreo no segregado
La gran diversidad de UAV y sus diferentes características y prestaciones,
precisaría determinar las «categorías» de UAV que habrían de ser objeto de
estudio en relación a su integración, pues muchos de estos sistemas entre
los cuales se encuentra el tipo de aeronaves Micro-UAV, operan en alturas
muy bajas o con alcances y permanencias en vuelo muy limitadas, tienen
una baja masa o MTOW (Maximum Take Off Weight), o bien la energía
cinética que desarrollan es muy baja, por lo que no parece probable que se
deban someter a requisitos específicos orientados a permitir su uso en
espacio aéreo no segregado.
Regilacion FAA 14 CFR 91 14 CFR 91, 101 y 103 Ninguno (AC 91-57)
Espacio Aéreo Todos clase E, G y D clase G(<1200 ft AGL)
Aeronaves Certificada/U AS
(cat III)Categorizacion US DoD
Aeronaves No
Estandar/U AS (cat II)Aeromodelo RC/U AS (cat I)
Límite de velocidad,
KIASNinguno 100 (propuesto)NTE 250 (propuesto
41
En el caso de la EASA, se realiza el estudio de aeronavegabilidad solo a las
aeronaves que sobrepasen o pesen los 150 kg, para así poder expedir la
certificación a UAV, ya que estas aeronaves están diseñadas para realizar
actividades de igual manera que las aeronaves convencionales.
Estos aspectos no resueltos dificultan enormemente el desarrollo del UAV,
puesto que estos sistemas son tratados actualmente como excepciones o
elementos extraños al espacio aéreo convencional, produciendo un
incremento notable en la complejidad de sus despliegues operativos en
zonas no exclusivamente de uso militar.
2.3 MARCO TEÓRICO
2.3.1 Aerodinámica
Esta es la ciencia que más influye en este proyecto, ya que con ésta se
puede analizar el movimiento del aire y otros fluídos gaseosos y los cuerpos
que se someten a diferentes fuerzas dentro de estos fluídos. Se necesita de
una aerodinámica óptima para tener un buen diseño en la aeronave y para
lograr esto es necesario conseguir la sustentación necesaria con la mínima
resistencia posible. Una de las grandes dificultades con estos tipos de
diseños referentes a los MAV es que típicamente tiene un bajo Aspect Ratio
lo cual causa que el flujo alrededor de su estructura tenga mucha vorticidad y
un aumento en el Drag inducido.
En aerodinámica se realiza una serie de cálculos mediante coeficientes y
otros parámetros, para el análisis de las fuerzas aerodinámicas que actúan
sobre el cuerpo en el aire.
2.3.2 Número de Reynolds
El número de Reynolds es uno de los números adimensionales más
utilizados en aeronáutica. La importancia radica en que se refiere al régimen
con el que fluye un fluido, un parámetro fundamental para el estudio del
movimiento de los fluidos. El estudio de fluido y la forma en la que fluye, son
sumamente importantes tanto a nivel experimental, como a nivel industrial.1 A
42
continuación se nombra una fórmula matemática de cómo hallar dicho
número.
Ecuacion (1)
dónde:
ρ: Densidad a determinada altura
: Velocidad de crucero
: Cuerda media geométrica
: Viscosidad dinámica determinada a cierta altura
El número Reynolds en los MAV está entre 20,000 y 200,000, las
características de este régimen son:
Baja resistencia de la capa límite laminar para los gradientes de
presión adversas
La aparición de áreas limitadas de separación de flujo (burbujas)
La transición turbulenta activada por la inestabilidad de la capa
límite
Efectos de líneas de corrientes disturbadas y condiciones de
superficie
Características no lineal en sustentación/resistencia
2.3.3 Carga alar
La carga alar en una aeronave es el peso de esta dividido por la
superficie alar, normalmente cuando se habla de carga alar se refiere a
la carga alar en el despegue, considerando el peso máximo de la
aeronave. Sin embargo en varias aeronaves la carga alar está dada, por
las consideraciones de la velocidad de stall y la distancia de aterrizaje.
Dicha velocidad está dada por la siguiente ecuación:
√
Ecuacion (2)
De acuerdo a la ecuación anterior se determina la carga alar de la
siguiente manera:
43
(
)
Ecuacion (3)
La carga alar es el parámetro que determina como volará esa aeronave y
su comportamiento general. La carga alar no debe confundirse con los
factores de carga a los que se puede someter una aeronave. Los
factores de carga son las fuerzas a las que se pueden someter diferentes
puntos de la estructura de la aeronave durante el vuelo o en tierra. En
vuelo recto y nivelado, el factor de carga es 1 g, es decir, como si la
aeronave estuviese en reposo, pero en cuanto la aeronave gira, cambia
de altitud o de velocidad, ese factor varía y, en un caso extremo, podría
llegar a alcanzar un valor que haga que la aeronave se desintegre en
vuelo. Es por ello que en toda aeronave, al diseñarse, se calculan esos
valores máximos, y la estructura se hace de tal forma que en todo
momento se garantice la seguridad del vuelo.2
2.3.4 Carga de potencia
La carga de potencia esta dada por la siguiente ecuación:
Ecuacion (4)
Un Micro avión de vuelo lento tendrá una baja carga alar y una alta carga de
potencia, similarmente un avión convencional tendrá una alta carga alar con
una carga de potencia mínima.
2.3.5 Relación de aspecto (AR)
Se conoce como la relación entre la envergadura y la superficie, la cual
recibe la mayor parte de la sustentación generada por el ala donde también
se crea una fuerza de fricción más conocida como el Drag Inducido, donde
la sustentación generada en el ala o en cualquier superficie de control se ve
afectada por la relación de aspecto, entre mayor el coeficiente de
44
sustentación va aumentar y el drag inducido será reducido. 4La relación de
aspecto esta dada por la siguiente ecuación:
Ecuacion (5)
2.3.6 Taper ratio
Es la relación entre la cuerda en el extremo de un ala y la cuerda en la raíz,
a partir de una dimensión de alar fija y una cuerda de raíz establecida
podremos establecer un valor de de la siguiente manera:
Ecuacion (6)
Figura 10. Características del ala.
Fuente: Autores.
2.3.7 Cuerda media geométrica
Como los perfiles del ala no suelen ser iguales sino que van disminuyendo
hacia los extremos, lo mismo sucede con la cuerda de cada uno. Por tanto al
tener cada perfil una cuerda distinta, lo normal es hablar de cuerda media.
Esta dada por la siguiente ecuación:5
(
) (
) Ecuacion (7)
45
Donde,
= Cuerda en la raíz
Relacion de aspecto
Figura 11. Configuración del ala.
Fuente: Autores
2.3.8 Misión
Debido a que la aeronave diseñada en este proyecto es no tripulada se
deben tener en cuenta ciertos parámetros que no se consideran en una
aeronave tripulada, como son las ventajas que se obtienen al no depender
de un piloto, no hay riesgo de fatalidad ya que no hay tripulación, por lo cual
no existen preocupaciones con respecto a la supervivencia de la aeronave ya
que no debe haber consideraciones extras que aseguren la vida del piloto.
Uno de los parámetros que se comparte con las aeronaves tripuladas es el
tipo de misión, la cual en este caso será una misión por demanda, ya que
esta misión corresponde a situaciones en donde la aeronave debe estar
dispuesta para ser lanzada en cualquier momento.
46
Una de las etapas básicas de cualquier tipo de misión para este tipo de
aeronaves es la etapa Loiter que es la etapa en la cual se usan sensores
ópticos y herramientas de reconocimiento.
Para este proyecto se deben utilizar los dos tipos de Loiter que existen:
“pilar” o estático: consiste en volar sobre la zona de la misión en patrones
circulares o mantener la aeronave en un vuelo estático controlado.
Vuelo de sobre paso o de penetración: consiste en un vuelo recto a baja
altura sobre el área de la misión en el cual por medio de ciertas maniobras
hace un cubrimiento completo de la zona como se observa en la siguiente
figura.
Figura 12. Vuelo de sobrepaso.
Fuente: Autores
Otro parámetro que se debe tener en cuenta es que el despegue y el
aterrizaje se realizaran en la misma base.
Para realizar los primeros análisis sobre el desarrollo y diseño de la aeronave
se tiene que considerar unas primeras aproximaciones de peso de la
aeronave, teniendo en cuenta las limitaciones que se han dispuesto para que
cumpla con la configuración Micro-UAV, con estos datos recaudados
después del análisis se debe proceder a realizar cálculos más exactos.
47
3. METODOLOGÍA
La metodología de trabajo estará inicialmente dada por la búsqueda de
información en libros, revistas, proyectos anteriormente desarrollados, otros
documentos escritos, o consultados en la web, y en caso de no ser hallada
tal información se procederá a la búsqueda de trabajos similares para que
sirvan como guía en el desarrollo del propósito. Para la averiguación de
dicha información se tendrán en cuenta temas como: estructuras,
aerodinámica, sistema propulsor, materiales, componentes a bordo, cámaras
de video, sistemas, entre otros. Después de la etapa de búsqueda, se
establecerán los criterios de diseño y se plantearán tres bocetos de los
cuales se elegirá uno, teniendo en cuenta características como
aerodinámica, sistema de propulsión, diseño estructural, sistemas
suplementarios , estabilidad y control, manufactura, consumo de energía
eléctrica, mantenimiento y costos.
Posteriormente al boceto elegido se le harán los análisis respectivos para
comprobar que cumple con los requerimientos establecidos inicialmente.
Finalmente, se harán las correcciones que sean pertinentes hasta la
optimización del diseño y la obtención de datos para iniciar un diseño
preliminar. A continuación se presenta un diagrama de flujo que resume la
metodología propuesta:
48
3.1 DIAGRAMA DE FLUJO
INICIO
REGULACIONES APLICABLES AERONAVES VTOL
DEFINIR MISION PARA LA AERONAVE
Estimacio de pesosParametros criticos
de rendimiento
Los parametros y pesos estan dentro de los parametros
requeridos.
2
SI
NO
REQUERIMIENTOS Y LIMITACIONES
1
ESTUDIO DE DISEÑOS PROPUESTOS
ELECCION DEL DISEÑO A REALIZAR
49
2
Rendimiento y Aerodinamica al Diseño elegido
Seleccioncarga alar
Relacion Empuje/Peso
(T/W)
Analisis aerodinamico (seleccion perfil ala)
Seleccionmoto-propulsor
Dimensionamientodel estabilizador
vertical.
Dimensionamiento del estabilizador
horizontal.
Configuracion de la aeronave.
3
50
Re-calculacion del peso de la aeronave
SistemasEquipo avionicaPeso de la estructura
de acuerdo al materialGrupo moto propulsor
3
La estimacion de pesos
cumple los requerimientos
2
Calculos secundarios de rendimiento
Cumple con los requerimientos.
1
Ficha tecnica de la aeronave para
diseño preliminar
FIN
SI
NO
SI
NO
51
3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD /
CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA
El proyecto se encuentra suscrito en el nodo de Ingeniería Aeronáutica,
campo de investigación en diseño y construcción de aeronaves debido a que
se busca desarrollar el diseño del fuselaje y componentes para un micro UAV
que sea propulsado mediante un motor eléctrico. La sub línea de la facultad
es instrumentación y control de procesos y la línea institucional es
tecnologías actuales y sociedad.
3.4 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN
Para la recolección de información se cuenta con diferentes documentos
acerca de proyectos realizados que tienen que ver con la tecnología de los
MAV y la capacidad de vuelo VTOL los cuales se pueden encontrar en
diferentes fuentes de información.
3.5 VARIABLES
3.5.1 Variables independientes
Misión
Materiales
3.5.2 Variables dependientes
Diseño y configuración
Velocidad en el despegue y aterrizaje
Superficies
Tipo de lanzamiento
Distancia de aterrizaje
52
4. DESARROLLO DE INGENIERÍA
4.1 PERFIL DE LA MISIÓN
Para el vuelo de una aeronave con capacidades de vuelo VTOL se debe
tener en cuenta ciertos parámetros en su perfil de misión, ya que la aeronave
debe experimentar en vuelo el cambio de un vuelo vertical a uno recto y
nivelado llevando a cabo la misión con éxito.
El MAV estará en la capacidad de volar en espacios cerrados y al aire libre. A
continuación se explica el comportamiento del avión en los ambientes a los
que estará expuesto.
4.1.1 Recintos cerrados:
En espacios cerrados y pequeños, el MAV tendrá que mantener su vuelo en
un estado vertical, debido a que las condiciones del ambiente no permitirán
que se pueda desplazar a grandes velocidades ya que, de hacerlo, puede
sufrir colisiones, provocando daños graves a la estructura y a los
componentes.
Figura 13. Perfil de misión en recintos cerrados
Fuente: Autores
53
4.1.2 Espacios abiertos:
En espacios abiertos, el MAV podrá realizar vuelos horizontales, pero con un
despegue y aterrizaje vertical. Debido a que ha sido diseñado para realizar
estas dos fases de vuelo en ambientes que no requieran de pistas
preparadas como lo sería una pista de aeromodelismo.
Figura 14. Perfil de misión Espacios abiertos.
Fuente: Autores
4.2 CONFIGURACIONES DEL MAV
4.2.1 BOCETOS PRELIMINARES:
De acuerdo a los objetivos propuestos se debe evaluar las diferentes
propuestas planteadas para el diseño del fuselaje y demás componentes,
presentando tres soluciones y eligiendo una que ofrezca calidad y sencillez
en la mayoría de aspectos.
En esta etapa se da a conocer las tres opciones mediante bocetos
conceptuales, en los cuales no se tendrá en cuenta ningún sistema de
reconocimiento (cámaras, transmisores), solo se verán reflejadas sus
características básicas, para luego poder realizar un análisis más detallado
de cada una de las mismas.
54
4.2.1.1 OPCIÓN 1
La figura 15 muestra Un diagrama de la opción 1. Esta configuración tiene
dos motores eléctricos con sus respectivas hélices ubicados en la parte
trasera del MAV que actuarían en vuelo recto y nivelado como tipo pusher, y
que mediante dos servomotores, variarían su ángulo, permitiendo la
transición del vuelo vertical a convencional y viceversa. No tendrá superficies
de control en las alas debido a que los movimientos serán manejados
mediante diferencia de potencia en los motores, además del movimiento de
los mismos. Además, su empenaje está conformado por un rudder y un
estabilizador vertical de grande envergadura, con el propósito de hacer más
estable el vuelo vertical; de igual manera la ubicación del ala en el medio del
fuselaje nos proporciona mayor estabilidad. Este modelo tendría los
siguientes componentes a bordo:
3 Servo motores.
1 Batería.
2 ESC.
1 Receptor.
2 Motores eléctricos.
55
Figura 15. Boceto 1
Fuente: Autores
4.2.1.2 OPCIÓN 2
Esta configuración de esta oción se muestra en la figura 16, la cual tiene un
motor eléctrico convencional con su respectiva hélice, el cual le proporciona
la potencia para el vuelo convencional recto y nivelado, y tiene además un
motor eléctrico ducted fan con hélices contra rotativas que lo asiste en el
despegue y aterrizaje vertical. Este modelo tendrá elevons como superficies
56
de control manejados mediante dos servos. Estando en tierra el MAV iniciará
su fase de despegue con el ducted fan y una vez alcanzada la altura
requerida funcionará el motor pusher, al tiempo que se apagará el ducted
fan. Es de ala media debido a la ubicación del ducted fan, y para el control
del yaw tendrá un estabilizador vertical y un rudder. Este modelo tendría los
siguientes componentes a bordo:
3 Servo motores.
2 Baterías.
3 ESC.
1 Receptor.
3 Motores eléctricos (entre ellos un ducted fan compuesto por dos
motores).
Figura 16. Boceto 2 Vista Superior
Fuente: Autores
57
4.2.1.3 OPCIÓN 3
La configuración de la tercera opción, se muestra en la figura 17, esta
configuración llamada tilt rotor, tiene dos motores eléctricos con su respectiva
hélice ubicados en los extremos de las alas, estos motores será controlados
mediante una tarjeta eléctronica llamada blueboard, la cual tiene entre sus
componentes unos gyros que asisten al avión durante cualquier fase del
vuelo vertical. Para el vuelo horizontal, recto y nivelado los motores serán
rotados gradualmente 90 grados hacia adelante por dos micro-servos
después de haber iniciado el despegue de manera vertical. El ala es de tipo
trapezoidal por razones de soporte estructural y estabilidad. Por razones de
peso no tendrá alerones, sin embargo si tendrá control en su empenaje de
tipo twin tail boom, este empenaje fue considerado así para lograr una mayor
estabilidad y una reducción en tamaño del estabilizador vertical. Este modelo
tendría los siguientes componentes a bordo:
4 Servo motores.
1 Batería.
2 ESC.
1 Receptor.
2 Motores eléctricos
1 Tarjeta de control electrónico Blueboard.
58
Figura 17. Boceto 3 Vista Superior
Fuente: Autores
A partir de los tres bocetos planteados anteriormente, el siguiente paso es
realizar un análisis más detallado de cada uno, para poder determinar
ventajas y desventajas y así lograr escoger el que sea óptimo para la misión
propuesta.
59
4.3 ESTIMACIÓN DE PESOS:
Para los diseños propuestos el rango de los parámetros iniciales es:
Peso = estará entre los 250 gr y 1000 gr.
Envergadura = Estará entre los 15 cm y 50 cm.
Velocidad Crucero = Estará entre los 6 m/s y 20 m/s
Rango de vuelo = 10 Km
Como este proyecto está limitado por peso y dimensiones de la envergadura
como se expuso anteriormente, se debe buscar y escoger los componentes
óptimos, lo más pequeños y livianos que se puedan para no exceder las
limitaciones principales de nuestro diseño y lo primordial, que cumplan con
los requerimientos de la misión propuesta.
Una de las grandes ventajas al diseñar un MAV con respecto al análisis de
pesos, es el cálculo del peso de Despegue o el WTO por sus siglas en
inglés (Take-off Weight) el cual puede ser obtenido mediante diferentes
métodos:
El primer método es por una aproximación lineal, tomando los datos de los
aviones que cumplan características MAV, de los cuales se tendrá en cuenta
la envergadura del avión (b) y su peso al despegue (WTO), como se puede
observar en la tabla 4 con su respectiva gráfica, en donde se podrá
determinar la ecuación con la regresión lineal realizada en Excel, figura 18.
60
Tabla 4. Datos MAV similares.
Fuente: Autores
b WTO
(cm) (g)
Mosquito 1 (Israel) 30 250
PENAUT II 43,82 359
PENAUT 62,87 435
TH380 38 154
TH360 36 120
COLORADO MAV (CMAV) 30 170
12" GATOR A (UF) 30,48 250
Noterdame Mav 23,495 105
ORCIM 33,02 440
ND 24,77 284
DRAGONFLY (UNIVERSITY OF ARIZONA) 30 161
TACMAV 40 53
Aeronave
MICRO TACTICAL EXPENDABLE (MITE 3)
(NAVAL RESEARCH LABORATORY)30,5 128
BIRD-LIKE AUTONOMOUS POCKED MAV 30,48 120
12" and 16" AUTONOMOUS MAV (UF) 40,64 150
61
Figura 18. Wto Vs Span (b)
Fuente: Autores
Ecuacion (8)
El otro método es mediante el cálculo del peso de todo lo que conformará la
configuración del MAV, para lo cual existen una serie de fórmulas.
El proceso para la obtención de la fórmula, con la cual se podrá determinar el
peso al despegue (WTO) es:
Ecuacion (9)
Donde:
62
El peso vacío operacional se describe mediante la siguiente ecuación:
Ecuacion (10)
donde:
El peso vacío se expresa de la siguiente manera:
Ecuacion (11)
Donde:
Entre los componentes que se encuntran en el peso fijo se tienen los
siguientes:
Equipo de aviónica
Equipo de aire acondicionado
APU (Auxiliar Power Unit)
Otros equipos que se necesitan para que la aeronave este en
operación.
Finalmente, al combinar las ecuaciones dadas previamente se obtiene una
ecuación final expresada de la siguiente manera:
Ecuación (12)
Esta ecuación ayuda a determinar el peso al despegue de muchas
aeronaves en general, pero en el caso de nuestro proyecto donde nos
referimos a un MAV es diferente ya que existen muchos términos que no se
tendrán en cuenta para nuestro diseño, por lo cual se cancelan.
63
Ecuación (13)
Los anteriores términos se han cancelado ya que no existe el peso atrapado
como aceite o combustible y además no existe tripulación dentro de un MAV
radio controlado.
El peso vacío para nuestro MAV será el peso de la estructura, sistemas
de control y propulsión.
Ecuación (14)
Debido que en nuestro proyecto seleccionamos como fuente de propulsión
las baterías, el peso del combustible será una constante debido a que el
peso no va a variar durante el transcurso de la misión.
Ecuación (15)
Como el diseño es pensado para reconocimiento aéreo, llevara a bordo una
cámara con su respectivo transmisor por lo cual esto se tendrá en cuenta en
el peso de carga paga (Payload).
Entonces la ecuación para el peso máximo en despegue será:
Ecuación (16)
4.3.1 COMPONENTES A BORDO
A continuación se mencionan los principales componentes de la aeronave.
a) RECEPTOR:
Este es un dispositivo electrónico que recibe o recupera una serie de señales
emitidas por el radio control mediante ondas electromagnéticas. En la tabla
5, se muestra una lista de diferentes receptores con diferentes
características.
64
Tabla 5. Receptores
Fuente: Autores
b) SERVOS
Son dispositivos pequeños que tiene un eje de rendimiento controlado. Este
puede ser llevado a posiciones angulares específicas al enviar una señal
codificada. Con tal de que una señal codificada exista en la línea de entrada,
el servo mantendrá la posición angular del engranaje. Cuando la señal
codificada cambia, la posición angular de los piñones cambia. En la práctica,
se usan estos servos para posicionar las superficies de control en el MAV. La
tabla 6 muestra diferentes servos comúnmente usados en MAV´s.
Tabla 6. Servos
Fuente: Autores
R4PII/H/F PICO 4ch
HOR PIN F TYPE Receiver
R6NII/F Naro 6inch
Receiver withstandradoins
R6NII/F Naro 6inch
Receiver withstandradoins
30
307,6-8,2
7,6-8,2
53,6-7,2
5
9,620
20
POTENCIA(V) CORRIENTE(mAh)
GWS
GWS
FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm) ALTO(mm)
3,6-4,8 25 15 9,4 53,6-7,2
30
53,6-7,27,6-8,2 8,6
1030
2030
9,7 45Orange RX
GWS
HOBYKING
HOBYKING
HOBYKING 23 38 9 3
HOBYKING 2,2 16 8 2,2
HITEC HS-50 6,4 20,9 11,4 22 0,6 0,09@60 deg
VOLTAJE (V)
GWSPIC/STD/F 5,4 22,8 9,5 17
0,10sec/60*3,6 Oz-in0,8 in0,4 in
TORQUE (Kg.cm) VELOCIDAD
HITEC
FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm) ESPESOR
0,14/0,12sec@60 deg1,222,4
7 Oz-in 0.09 sec/ 60 *
1,8 0.09 sec/ 60 *
4,8-60,9 in0,3 OZS3114
9,823,68HS-45HB
10,5 25 11,7 22HOBYKING
FUTABA
GWS
S0901
65
c) BATERÍAS
Las baterías, sirven como fuente de energía para que el MAV pueda
completar su misión, se utilizarán las baterías para proporcionarle energía a
los motores y demás componentes electrónicos a bordo del MAV. Las
baterías que se analizaron para la selección de componentes para el MAV,
fueron tomadas a partir de las baterías mas pequeñas y livianas que cumplan
con las necesidades de la aeronave durante su operación. Las baterías de
litio son ideales ya que tienen una muy buena relación capacidad-peso, por
lo cual son muy livianas y tiene un alto poder energético, en la siguiente tabla
se expone algunas de estas baterías, ver tabla 7, donde se muestran un
listado de baterás con diferentes carcaterístas.
Tabla 7. Baterías
Fuente: Autores
Las baterías Li-Po, cada celda tiene una tensión nominal de 3,7 voltios, por lo
tanto si se elige una batería de dos celdas se tendrá una tensión nominal de
7,4 V y para una batería de tres serán 11,1 V y así sucesivamente.
d) MOTOR
Un motor eléctrico es una máquina eléctrica que transforma energía eléctrica
en energía mecánica por medio de interacciones electromagnéticas. Los
motores eléctricos han empezado a ser más utilizados debido a la eficiencia
TASA CAPACIDAD
DESCARGA (mAh)
HOBYKING
HOBYKING 62 57 32 21
HOBYKING 26-35 54 30 9
GPMP0700
GPMP0594
HOBBY
PARTS
13,2 63 26 4 40030C3,7
7,4 20C 300
30020C7,4
300020C7,4
300020C11,1
19,5 8
11
17
1653
50
24
3252
LIPO 2SIMAGRO 72121
269
24 58
145
VOLTIOS(V)
ELECTRICFLY
ELECTRICFLY
BLUE Lipo 3-Cell
3000mAh 3s1p 11,1 v
FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm) ESPESOR
66
de su rendimiento propulsor, a pesar de sus desventajas como la relación de
peso potencia, han sido de gran utilidad debido a su fácil operación, ya que
no necesita de sistemas externos para su arranque, la simplicidad de carga
de sus sistemas de alimentación por medio de controladores de velocidad, la
buena resistencia a cambios bruscos de altitud, y para mejorar la desventaja
de baja relación peso potencia, se han desarrollado motores que le permiten
un alto rendimiento en vuelo radio controlado. La tabla 8, muestra 7
diferentes motores con diferentes características, de los cuales el más
adecuado según sus carateristicas y los requerimientos del proyecto es el
TURIGY 2204-14T.
Tabla 8. Motores
Fuente: Autores
e) HÉLICES
Una hélice es un perfil rotando que genera una cantidad de empuje, está
diseñada para una condición de vuelo determinado, además, tiene un
coeficiente de sustentación, y el twist del perfil es seleccionado para
proporcionar un perfil óptimo en determinado ángulo de ataque para ciertas
condiciones de diseño, ver tabla 9, donde se muestra una serie de diferentes
tipos de hélices.
La nomenclatura establecida para las hélices es básicamente dada por dos
números: el primero será la diámetro de la hélice y el segundo el paso; por
ejemplo una hélice de 10x 5, tendrá un diámetro de 10 y un paso de 5, estos
parámetros afectan las revoluciones del motor que es inversamente
HELICE MAXIMA
SUGERIDA POTENCIA(W)
KKMULTICOPTER FLYCAM 925 54 28 30 3,175 APC 10X4,7SF 22 9250
HOBBYKING 23 24 20 3
HOBBYKING 2,3 13 13 2
Out-runnerBrusheless
motor 28 mm diameter/ 41 28 12 3 7X4S-9X3,5 17 280 1600
25 mm lenght
Out-runnerBrusheless
motor 12 mm diameter/ 16 30 8,5 1,5 7X4SF-10X3,8S 2,1 50 3850
30 mm lenght
Out-runnerBrusheless
motor 12 mm diameter/ 16 30 8,5 1,5 7X4SF-9X4,7S 2 50 4110
30 mm lenght
19 27,6 11,5 3 5 X 3 (CCW/CW) 7,5
CORRIENTE
MAXIMA (A)D. EJE (mm)
ELECTRICFLY
RPM
ELECTRICFLY
FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm)
TIENDA2000 TURNIGY 2204-14T
ELECTRICFLY
67
proporcional, si hay un paso de hélice bajo las revoluciones del motor serán
mayores y viceversa, lo cual es importante para el rendimiento del motor.
Tabla 9. Helices
Fuente: Autores
f) CONTROLADORES DE VELOCIDAD (ESC)
El controlador de velocidad es un dispositivo que varía el paso de corriente
hacia el motor para aumentar o disminuir su potencia, ver tabla 10.
Tabla 10. ESC
Fuente: Autores
KKMULTICOPTER APC 8X3,8 SF+SFP 8 3,8 CCW/CW
ELECTRIFLITE 3X2 CCW and CW 3 2 CCW/CW
MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive CCW/CW
MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 6 3 CCW/CW
MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 7 3,5 CCW/CW
MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 8 4 CCW/CW
MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 9 5 CCW/CW
MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 10 6 CCW/CW
5 3
ROTACIONPASO/PITCHDIAMETRO (in)REFERENCIAFABRICANTE
CORRIENTE
MAX.(A)
HOBBYKING 3A Single Cell ESC 0,4 11.5 8,6 4 3
HOBBYKING Red brick 10A 7,3 40 18 7 10
FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm) ESPESOR
HOBBYKING
ELECTRICFLY
7613178pico control 281MULTIPLEX
GPMM1800 11 30
6233314
20 6 8
184473218ESC 20A
HOBYKING
68
g) TARJETAS (KKMULTICONTROLLER)
Esta es una marca de tarjetas que realizan el control del avión mediantes
dispositivos electrónicos como gyros, entre otros, las tarjetas encontradas
son descritas a continuación
Tabla 11. Boards to control
Fuente: Autores
La Blackboard es una tarjeta bastante eficiente, pero es utilizada para
aeronaves que necesitan más de 6 rotores ya que tiene una capacidad de
conectar hasta 12 rotores, por lo cual es más costoso y para el diseño
propuesto del MAV solo se necesita el control de 2 rotores y la Blueboard, la
cual está diseñada para aeronaves con menos de 6 rotores, al tener el
mismo chip (ATMega 168) proporciona un gran almacenamiento para el
ajuste y programación de los parámetros de vuelo al igual que tiene una
frecuencia de actualización muy Buena. Por lo cual se seleccionó la
Blueboard.
h) BLUEBOARD
Es una tarjeta controladora de vuelo para aeronaves a control remoto con 2,
3, 4 y 6 rotores. Su propósito es el de estabilizar la aeronave durante el
vuelo. Para esto la tarjeta toma la señal de los tres Gyros que trae integrados
(roll, pitch y yaw) y suministra la información dentro del circuito integrado
(Atmega IC). Este procesa la información de acuerdo a los parámetros en el
KK software y envía una señal de control a los Electronic Speed Controllers
(ESCs) los cuales están conectados a la tarjeta y también a los motores.
Dependiendo de la señal del IC los ESCs aumentaran o disminuirán la
velocidad de los motores en un orden para mantener un vuelo nivelado.
La tarjeta también toma una señal trasmitida por el receptor del control
remoto (RX) la cual es enviada al IC mediante los pines del alerón, elevador,
KKMULTICOPTER BLUEBOARD 45 63,6 4 ATMEGA168 6
KKMULTICOPTER BLACKBOARD 45 63,6 4 ATMEGA169 12
FABRICANTECAPACIDAD DE
MOTORESCHIP ESPESOR (mm)ANCHO (mm)LARGO (mm)REFERENCIA
69
rudder. Luego de procesar esta información, el IC enviara la señal a los
motores por medio de los pines M1 y M2, para que aceleren o desaceleren
con el fin de controlar el vuelo (arriba, abajo, hacia atrás, hacia adelante,
derecha, izquierda, yaw).
4.3.2 SISTEMAS SELECCIONADOS
En cuanto a la parte que tiene que ver con todos los componentes
electrónicos del MAV se debe tener en cuenta que el peso debe ser los mas
reducido posible al igual que sus dimensiones, para este estudio se tomara
de ejemplo el Diseño # 3 para demostrar el calculo de el peso al despegue,
en el diseño planteado se opto por ubicar dos motores en el tip de las alas
para facilitar la configuración de propulsión VTOL, los siguientes son los
componentes que han sido seleccionados para cumplir esta tarea:
4.3.2.1 Componentes Diseño 3
CONTROLES
Tabla 12. Componentes de la aeronave
Fuente: Autores
Ecuación (17)
COMPONENTE MARCA MODELO CANTIDAD PESO c/u (gr) PESO TOTAL (gr)
RECEPTOR ORANGE RX 1 9,7 9,7
SERVO S0901 - 2 10,5 21
ESC HOBBYKING 20A 2 18 36
BLUEBOARD KKMULTICOPTER V 1.5 1 10 10
70
BATERÍA
Tabla.13 Bateria seleccionada
Fuente: Autores
PROPULSIÓN
Tabla.14 Sistema de propulsión seleccionado
Fuente: Autores
Ecuación (18)
CARGA PAGA
Tabla. 15 Carga paga de la aeronave
Fuente Autores
Ecuación (19)
COMPONENTE MARCA MODELO CANTIDAD PESO c/u (gr) PESO TOTAL (gr)
BATERIA LIPO 2 3000mAh 1 121 121
COMPONENTE MARCA MODELO CANTIDAD PESO c/u (gr) PESO TOTAL (gr)
MOTOR TURNIGY 2204-14T 2 19 38
HELICE GWS 3 Blade 2 6,3 12,6
COMPONENTE MARCA MODELO CANTIDAD PESO c/u (gr) PESO TOTAL (gr)
TRANSMISOR LAWMATE 1,2 GHz1000 1 35 35
CAMARA XMD900-12 - 1 3,2 3,2
r
71
ESTRUCTURA
La estructura puede variar dependiendo de los materiales seleccionados, sin
embargo la mayoría de los MAV´s se contruyen con materiales compuestos.
El peso de la estructura se plantea de acuerdo con aeronaves similares y
pruebas sobre cantidades de material necesario para el caso.
Para esto se realiza un promedio con base a la información de pesos en la
estructura de otros MAV´s. Para llevar a cabo este promedio se utiliza la
información de los MAV´s que se exponen en la Tabla 16, en la que se
incluye: el nombre del MAV, artículo, Universidad o institución en la que se
realizaron.
MAV 1: TH360- Micro Air Vehicle: Configuration, Analysis, Fabrication
and Test.
MAV 2: Diseño y Construcción de un Micro Avión con un sistema de
control no convencional y selección de materiales. Universidad de San
Buenaventura.
MAV 3: Diseño Construcción y Prueba de Vuelo de un Micro Vehículo
Aéreo de Reconocimiento. Universidad de San Buenaventura.
MAV 4: Wind Tunnel Testing and design of fixed and Flapping Wing
Micro Air Vehicles, University of Arizona.
Tabla.16 Peso de la estructura
Fuente: Autores
MAV 1 28
MAV 2 14
MAV 3 14,7
MAV 4 15,1
PROMEDIO 17,95
PESO ESTRUCTURA
72
PESO AL DESPEGUE
Ecuación (20)
Según el anterior proceso para el cálculo del peso al despegue se tiene que
el peso al despegue de cada uno de los diseños propuestos esta expresado
en la Tabla 17.
Tabla 17. WTO de Diseños Propuestos
Fuente: Autores
Modelo1 Modelo2 Modelo3
Peso (gr) Peso (gr) Peso (gr)
Servos 13,5 94,5 21
Batería 86 384 121
Esc 29,2 145,8 36
Receptor 9.7 9.7 9.7
Motores 56 144 38
Sistema video 37 37 38,2
Hélices 68 153 12,6
Estructura 18 18 18
BlueBoard - - 10
Total 307,7 976,3 304,8
Componente
73
4.4 PARAMETROS INICIALES
4.4.1 CONDICIONES ATMOSFÉRICAS:
El diseño del MAV se diseña en condiciones atmosféricas que se presentan
al nivel del mar, pero también se toma en cuenta las condiciones
atmosféricas de Bogotá en los cálculos de aerodinámica y de rendimiento.
Con base en la Internacional Standard Atmosphere (ISA) estos
parámetros atmosféricos se pueden observar en la Tabla 18.
Tabla.18 Condiciones Atmosféricas
Fuente: www.engineeringtoolbox.com
En esta etapa se busca realizar un primer análisis de los parámetros críticos
de rendimiento para las tres configuraciones propuestas anteriormente. La
carga alar (W/S) y la relación empuje peso (T/W), son los dos parámetros
más importantes que afectan el rendimiento de una aeronave. La
optimización de estos parámetros conforma la mayor parte del análisis
detallado que se debe realizar al diseño elegido como el óptimo, después de
analizar los tres diseños planteados inicialmente.
El análisis de estos dos parámetros se realiza en la etapa de despegue a la
altura de Bogotá, ya que esta es una de las condiciones más críticas a las
que se encontrara expuesto el MAV.
Para comenzar con los respectivos cálculos de estos parámetros críticos de
rendimiento, se debe tener en cuenta una serie de datos y parámetros
básicos, los cuales se mencionan a continuación.
0 288.15 101325 1.225
2700 270.6 72824 0.93754
ALTURA
(m)
TEMPERATURA
(K)
PRESION
(N/m2)
DENSIDAD
(Kg/m3)
VISCOSIDAD DINAMICA
(N*s/m2)
74
4.4.2 CARGA ALAR
Como se menciona en el marco teórico, la carga alar puede estar dada por la
velocidad stall. Pero en algunos proyectos de micro aviones desarrollados
anteriormente, solo se toma la relación del peso del MAV por el área del ala
de referencia.
Ecuación (21)
El peso de cada uno de los diseños propuestos está dado por los
componentes que se han dispuesto para que puedan operar y cumplir su
misión satisfactoriamente.
Para determinar el área del ala se debe empezar por determinar cuál es la
relación de aspecto que se va a utilizar teniendo en cuenta la definición dada
en el marco teórico y que la envergadura que se asume para cada uno de los
diseños propuesto es de 20 cm, para que en momento de acomodar cada
uno de los componentes abordo sea más sencillo.
4.4.3 ASPECT RATIO
Mientras se desea minimizar las dimensiones del MAV, se decidió asumir la
relación de aspecto de 2,1, ya que este tipo de aeronaves tienden a tener un
bajo AR, pero cuando el AR se acerca al valor de 1 se reducirá el CL pero
aumentará el ángulo de ataque en el cual existirá pérdida. Por lo cual se
toma un valor más alto para evitar ese efecto de pérdida, a este bajo AR el
ala es más eficiente estructuralmente, más maniobrable y con menos Drag a
altas Velocidades.
75
Si se sabe que la ecuación para determinar la relación de aspecto esta dada
por:
Ecuación (22)
Se podrá despejar la superficie alar y así determinar el valor que se requiere
para el MAV:
Ecuación (23)
Ya con estos datos se podrá obtener el valor de la carga alar en las
condiciones mencionadas previamente, tanto las condiciones atmosféricas
como los parámetros asumidos para facilidad del cálculo.
4.4.4 RELACIÓN EMPUJE/PESO
Esta relación según Raymer, debe ser igual o mayor a un factor de 1,05,
para tener un mayor factor en cuanto a esta relación se decidió escoger un
valor de 1,1. El cual es un valor alto, lo cual implica que puede acelerar mas
rápidamente, subir mas rápidamente, alcanzar una velocidad máxima más
elevada y sostener una alta taza de giro.
⁄
Los parámetros calculados anteriormente, son necesarios para analizar cada
uno de los bocetos propuestos, los cuales fueron descritos anteriormente. A
continuación se mostrarán las ventajas y desventajas que presenta cada
modelo.
76
DISEÑO # 1
Figura. 19 Diseño del Prototipo I
Fuente: Autores
VENTAJAS DESVENTAJAS
Proporciona un buen control y
estabilidad en vuelo recto y
nivelado debido al control en
los motores mediante los
servos.
Fácil construcción.
Comparado con los otros
modelos, es que menos peso
puede conseguir.
Difícil coordinación en la
transición del vuelo vertical al
horizontal debido a que los
motores tendrían que cambiar
de polaridad para cambiar la
dirección del flujo de aire, lo
que traería como
consecuencia una respuesta
demorada al cambio y una
inminente pérdida del control
del micro vehículo.
Debido a su configuración, la
distribución de pesos se
inclina hacia la parte
delantera, esta situación hace
difícil también la transición en
77
cualquier fase vuelo.
Debido a su configuración
general y comportamiento, se
hace adecuado para vuelo
vertical, pero no para un vuelo
combinado vertical y
convencional, por esta razón
no es adecuado para la misión
propuesta.
Tabla.19 Ventajas y desventajas del diseño I
Fuente: Autores
Tabla.20 Parámetros críticos de Rendimiento.
Diseño I
Fuente: Autores
78
DISEÑO # 2
Figura. 20 Diseño del prototipo II
Fuente: Autores
VENTAJAS DESVENTAJAS
Proporciona una buena
transición de la fase de vuelo
vertical a horizontal.
Buen control y una respuesta
rápida de roll, pitch y yaw
gracias a sus superficies de
control elevons y rudder.
Complejidad de construcción
media debido a la ubicación
del ducto para los motores
contra rotativos.
Debido al ducted fan,
conformado por dos motores
eléctricos y dos hélices, se
hace necesario utilizar otra
batería y otro ESC,
incrementando notoriamente
su peso.
Debido a que se requiere para
fases de vuelo vertical
sostenido, posiblemente el
ducted fan agote rápido su
batería y el tiempo en vuelo
sea menor al deseado.
79
Los motores del ducted fan de
tipo contra rotativos coaxiales
son de disponibilidad muy
baja. Son muy especiales.
Tabla. 21 Ventajas y desventajas diseño II
Fuente: Autores
Tabla 22. Parámetros críticos de Rendimiento.
Diseño II
Fuente: Autores
80
DISEÑO # 3
Figura. 21 Diseño del prototipo III
Fuente: Autores
VENTAJAS DESVENTAJAS
Proporciona una muy buena
transición de la fase de vuelo
vertical a horizontal debido a
la rotación de sus motores y el
control asistido mediante una
tarjeta electrónica.
La distribución de los pesos es
más uniforme.
La misión dada puede ser
cumplida satisfactoriamente
debido a su configuración y
distribución de pesos, ya sea
para las fases de vuelo vertical
o convencional.
La velocidad de respuesta es
rápida debido al control en sus
Complejidad de construcción
alta debido a la forma del
fuselaje, alas, empenaje y las
carcasas de los motores.
Un mayor peso debido a sus
componentes adicionales
como la tarjeta para el control
electrónico, las carcazas de
los motores y el empenaje.
Debido a la ubicación de los
ejes de rotación de los
motores, se hace difícil
montarlo en el interior del ala.
81
motores mediante los servos y
las superficies de control en el
empenaje.
Mayor estabilidad debido a la
configuración de su empenaje.
Mayor resistencia estructural
en las alas para soportar los
motores.
Tabla. 23 Ventajas y desventajas diseño III
Fuente: Autores
Tabla. 24 Parámetros críticos de rendimiento
Diseño III
Fuente: Autores
Después de analizar las ventajas y desventajas que ofrece cada modelo, es
necesario hacer una matriz de decisión para determinar cuál es el modelo
que más se acomoda a los requisitos formulados inicialmente. A continuación
se muestra una tabla con parámetros importantes para la elección del
modelo final. Se dará una puntuación para cada boceto siendo: 1 regular, 2
buena y 3 muy buena, expresado esto en la Tabla N. (25).
82
BOCETO
PARÁMETRO
EFECTIVIDAD EN
TAREA
PROPUESTA
1 2 3
SISTEMA DE
PROPULSIÓN 2 1 3
CONFIGURACIÓN
DEL ALA 2 2 3
PERFORMANCE 2 1 2
PESO 2 1 3
CONSTRUCCIÓN 3 2 1
COSTO 2 1 3
TOTAL 14 10 18
Tabla.25 Parámetros importantes para la selección del prototipo óptimo
Fuente: Autores
A continuación se describirá cada uno de los ítems expuestos en la tabla N
(25), para tener una mayor claridad de la clasificación en puntaje de la matriz
de decisión.
Efectividad en tarea propuesta:
De acuerdo a la descripción del proyecto, el MAV estará en la capacidad de
sostener de una manera eficiente las dos fases de vuelo, tanto la vertical
como la convencional, para lo cual tendrá que proporcionar una transición de
fase con facilidad y agilidad. Para el boceto No.1, la puntuación será la más
baja, el decir 1, debido a que en fase de transición debe cambiar la polaridad
de los motores para invertir la dirección del flujo de aire, lo que traerá como
consecuencia, una pérdida inminente en el control del avión. El boceto No.2
tiene una puntuación media, es decir 2, debido a que cumple parcialmente
83
con el requerimiento establecido, esto porque el tener sus componentes en la
parte delantera, hace que su centro de gravedad se sitúe lejos del eje de las
hélices contrarotativas, generando un momento generando una difícil
manipulación del dispositivo.
Finalmente, el boceto 3 tiene la mejor puntuación que es 3, debido a que se
hace el más adecuado en la fase de transición, gracias a la distribución de
pesos uniforme que tiene y por la rotación de sus motores. Por lo anterior, se
hace el boceto más adecuado para cumplir con la misión asignada ya sea en
vuelo vertical o en fase convencional.
Sistema de propulsión:
En cuanto al sistema de propulsión, se puede observar que el que fue
clasificado como el óptimo (3 puntos), fuel el diseño # 3 ya que al ser de
configuración tilt rotor ofrece un mejor desempeño en el despegue, mientras
que en el diseño # 1 fue clasificado con una puntuación de 2, ya que es
bastante complicado que los dos motores pusher que tiene abordo, puedan
darle la estabilidad necesaria para la etapa de vuelo estacionario y aun mas
en la transición de vuelo vertical a recto y nivelado. La puntuación del diseño
# 2 la cual fue de 2 puntos, se debe a que es más difícil encontrar el sistema
de hélices contra rotativas sobre un mismo eje para colocarlos dentro del
Duct Fan y así evitar el efecto de torque sobre el motor. Este sistema de
propulsión es bastante complejo lo cual aumentara notablemente el peso y
los costos para este diseño.
Configuración del ala:
La configuración de ala trapezoidal es muy usada en aviones pequeños y
acrobáticos. Este tipo de ala produce más eficiencia a mayor velocidad y
menos resistencia que un ala rectangular. Otra ventaja es que debido a su
configuración produce una menor carga estructural. Sin embargo, una de las
desventajas del ala trapezoidal es que toda el ala no entra en pérdida al
mismo tiempo, sino en diferentes sectores; es decir que la pérdida se
produce espontáneamente. Y la manera más práctica de solucionar este
problema consiste en tener ángulos de incidencia diferentes para todos los
perfiles del ala. Siendo el ángulo de la raíz mayor que el ángulo de la punta
del ala. Por lo anterior, la puntuación para el boceto No. 3, que tiene
configuración del ala trapezoidal es de 3; la máxima debido a que este tipo
84
de ala es idónea para aviones pequeños. Las alas delta son muy utilizadas
en aviones con configuración canard, además es muy usada en aviones
supersónicos. Debido a su estructura geométrica, tienden a producir menos
resistencia aerodinámica y su costo es relativamente bajo. Otro de los
inconvenientes que presentan son sus problemas de sustentación a bajas
velocidades y su alta resistencia a baja altitud. Por esto los bocetos No. 1 y
2., tienen la puntuación de 2, debido a que presentan ciertas ventajas,
aunque no las más apropiadas para la misión que necesita cumplir el MAV.
Performance (rendimiento):
Mediante los resultados de carga alar determinado para cada uno de los tres
modelos, se podrá evidenciar la diferencia en el rendimiento de cada modelo
mediante las tres siguientes ecuaciones.
Velocidad de pérdida:
√
Ecuacion (24)
En este parámetro de rendimiento se observa que a medida que aumente la
carga alar la velocidad stall será mayor, por lo consiguiente, la aeronave que
menor velocidad stall proporciona es la opción uno, lo cual es satisfactorio
debido a que podrá igualar la sustentación con el peso y no perderá altura
considerablemente, de acuerdo a la opción dos tiene una alta velocidad stall,
lo que no es bueno para el buen rendimiento de la aeronave, en cuanto a la
opción 3 está entre un rango medio debido a que su velocidad stall no es
muy alta o muy baja, y con respecto a su peso la sustentación no variaría
bruscamente.
85
Velocidad máxima
√
√(
)
Ecuacion (25)
De acuerdo a esta ecuación al aumentar la carga alar la velocidad máxima a
la que volara el avión será mayor y viceversa, por lo tanto la opción 3, estaría
nuevamente en un punto intermedio lo que conllevaría a decir que es una
buena opción al ser una aeronave eficiente.
Rata de Ascenso
(
√
)
(
)
Ecuacion (26)
En cuanto a la Rata de Ascenso, la carga alar afecta directamente
proporcional al resultado de este parámetro, por lo que reitera que la opción
3 tiene factores de rendimiento mas eficientes para el desarrollo de este
proyecto.
Con respecto a lo planteado anteriormente, y los valores de carga alar que
varían en las diferentes opciones, se puede observar que la opción uno y tres
tienen un buen parámetro de rendimiento por lo cual se calificaron ambos
con 2 puntos mientras que el modelo dos se le asigno solo 1 punto, pero
para llegar a resultados mas específicos de cual aeronave es la optima para
realizar este proyecto se tendrán en cuenta otros factores para esta
determinación.
Peso:
En cuanto al peso, según los cálculos del peso realizados anteriormente y
expuesto en la Tabla 17, se puede ver que el Diseño # 3 que fue calificado
86
con 3 puntos, es el más liviano. Esta comparación de pesos se puede
observar en la Tabla 26.
concepto Peso (gr)
Modelo 1 308
Modelo 2 976
Modelo 3 305
Tabla 26. Comparación de pesos.
Fuente: Autores
Construcción:
Un factor como la construcción del modelo es de gran importancia debido a
que si no es tenido en cuenta, puede generar problemas cuando se finalice el
proyecto al tratar de llevar a la realidad dicho propósito. En este parámetro
se tienen en cuenta aspectos como los materiales, la maleabilidad de dichos
materiales, sus propiedades físicas y la dificultad de construcción de sus
diferentes componentes al igual que la maquinaria disponible; además de la
cantidad que requiere cada modelo. En el caso del modelo No. 1. , tiene la
puntuación más alta, debido a su sencilla forma, lo que lo hace el modelo
más idóneo al momento de construir; no posee formas complicadas y su
estructura en general es de fácil construcción. El modelo No. 2. Al tener dos
hélices en el eje vertical, lo hace de una construcción más difícil en cuanto a
la estructura que debe tener para soportar dichas hélices. Y el modelo No.
3.recibe la puntuación más baja, es decir 1 debido a que la forma de su
fuselaje, las cubiertas de sus motores y su empenaje lo hacen el modelo de
construcción más compleja.
Costo:
En la Tabla 27 esta expresado el costo de cada uno de los modelos según
los componentes que estarán a bordo de cada uno.
87
Tabla 27. Comparación de costos
Fuente: Autores
Finalmente, la alternativa que reúne las condiciones necesarias para la
misión requerida, es el boceto 3, el cual tiene como inconvenientes una
construcción más compleja y un costo considerable. Sin embargo cumple con
las condiciones exigidas de rendimiento y en su sistema de propulsión
Modelo 1 Modelo 2 Modelo 3
Motor 2 3 2 22,5 45 67,5 45
Helice 2 3 2 3,5 7 10,5 7
Camara 1 1 1 60 60 60 60
Transmisor 1 1 1 224,3 224,3 224,3 224,3
Bateria 1 2 1 25 25 50 25
Receptor 1 1 1 34 34 34 34
Servos 3 3 2 8 24 24 16ESC 2 2 2 7,8 15,6 15,6 15,6
434,9 485,9 426,9
Modelo 3
Total costos de modelo (US$)
Cantidad de componentes por modeloMATERIA
PRIMA
COSTO POR
UNIDAD
(US$) Modelo 1 Modelo 2
88
4.5 CÁLCULOS DE RENDIMIENTO PARA EL DISEÑO ÓPTIMO.
4.5.1 DIMENSIONAMIENTO DEL ALA
Se sabe que:
CUERDA DE LA RAÍZ
Para determinar la cuerda en la raíz se debe hacer en base a la siguiente
fórmula:
Ecuación (27)
Donde el valor del Taper Ratio se asume entre un rango de 0,2-
0,3(Anderson, Jhon, design and Performance Aircraft), ya que en la mayoría
de las alas flechadas están entre este rango, este valor de Taper Ratio
elimina casi completamente los efectos de un ala sin flechamiento y produce
una distribución de sustentación muy cercana de la distribución elíptica ideal,
pero cuando el Taper Ratio se acerca al 0,2 y baja de este valor tiende a
presentar perdida en el tip, por lo tanto el valor escogido para el Taper Ratio
es de 0,3.
Con lo cual se obtiene el valor de la cuerda en la raíz.
Ecuación (28)
89
NÚMERO DE REYNOLDS
Generalmente los MAV’s realizan sus misiones con un número de Reynolds
que esta entre los 20.000 y 200.000. Con este bajo rango de número de
Reynolds se espera que en ángulos de ataque relativamente altos ocurra
turbulencia formando una separación laminar, figura. 22, cuando el flujo se
une de nuevo a la superficie habrá una disminución de la resistencia.
Figura 22. Bajo número de Reynolds aerodinámico
Fuente: www.aerodinamicabajonumerodereynolds.com
Recordando la ecuación para determinar el número Reynolds tendremos
que:
Ecuación (29)
⁄ ⁄
⁄
90
COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN DE DISEÑO
Este coeficiente nos determina el valor a desarrollar por el conjunto perfil-ala,
para proporcionar la sustentación necesaria, para cada fase de vuelo. La
figura 23 muestra los coeficientes de sustentación requeridos para diferentes
tipos de MAV´s.
Figura. 23 Coeficiente de sustentación requerido para niveles de vuelo en
varios tamaños del MAV
Fuente: www.computacionalstudyinmicroairvehicles.com
En esta gráfica se puede ver las curvas de sustentación requerida contra la
velocidad de vuelo en función de la masa del Micro avión con la cual se
puede observar que el coeficiente de sustentación para un MAV de 300
gramos a una velocidad de 15 m/s es aproximadamente de 1,5. Lo cual se
puede verificar mediante la siguiente ecuación.
Ecuación (30)
91
Donde
W = m*g
g = aceleración de gravedad, 9,8 ⁄
Q = Presión dinamica
S = Superficie Alar
Sabiendo que:
Ecuación (31)
⁄ ⁄
Y
Ecuación (32)
⁄
Reemplazando se obtiene Cl.
⁄ ⁄
⁄ ⁄
92
El cual es un buen valor para este tipo de vehículos, ya que según las
pruebas en los perfiles, este valor no es difícil de alcanzar. Aunque existen
perfiles que proporcionan Cl más altos a α = 0°.
CUERDA EN EL TIP DEL ALA
Mediante la ecuación del Taper Ratio
Ecuación (33)
Se puede obtener la cuerda de la punta alar, teniendo en cuenta los valores
de la cuerda de la raíz y del Taper Ratio determinados previamente.
Ecuación (34)
ÁNGULO DE FLECHAMIENTO EN EL BORDE DE ATAQUE (SWEEP
ANGLE)
Es usado para reducir los efectos adversos del flujo transonico e hipersónico.
Este ángulo será relacionado con la formación de los vórtices en las puntas
alares para este tipo de flujo que tiene bajo número de Reynolds. El ángulo
de flechamiento en el borde de salida será cero, buscando una forma
geométrica adecuada para este tipo de aeronaves.
( )
( )
Ecuación (35)
Donde,
= Cuerda en la Raíz = 14.48cm
93
= Cuerda e la Punta = 4.5cm
Se halla el ángulo de flechamiento a ¼ de la cuerda media aerodinámica,
que permitirá el trazo geométrico y construcción del ala.
Despejando:
* *
++
Ecuación (31)
[ *
+]
CUERDA MEDIA GEOMÉTRICA:
( )
Ecuación (36)
94
Y su posición con respecto la raíz, se determina mediante la siguiente
formula:
(
) *
+ Ecuación (37)
(
) *
+
Determinada, el número de Reynolds será:
Ecuación (38)
⁄ ⁄
⁄
95
4.6 SELECCIÓN DEL PERFIL
Figura. 24 Nomenclatura del perfil
Fuente: Autores
Uno de los parámetros más importantes en el diseño de un MAV es la
selección del perfil, donde el tamaño y la velocidad del avión serán factores
importantes para su selección. Existen diferentes tipos de perfiles que son
usados según la misión que desarrolle el avión. Se pueden encontrar unos
para altas velocidades y otros para velocidades bajas.
El Software utilizado para la selección y obtención de los coeficientes de
sustentación, arrastre y de momento para los perfiles en un numero de
Reynolds especifico. Fue el XFOIL 6,94 optimizado para Pentium 4, Este
tiene en cuenta efectos de viscosidad y es mucho más preciso que los
modelos lineales.
Para la selección del perfil se debe tener en cuenta dos parámetros básicos,
para la configuración del diseño seleccionado, en el diseño del MAV se crea
la necesidad de un grosor considerable del ala para poder albergar todos los
componentes, sin caer en la falla de un perfil que presente demasiada
sección frontal, incurriendo en un incremento del arrastre, sin embargo un
perfil de grosor considerable incurre en el hecho de mal desempeño en estos
96
números de Reynolds reflejándose en bajos coeficientes de sustentación o
muy altos coeficientes de arrastre.
Parámetros de selección del perfil:
1. Un alto Coeficiente de sustentación en ángulo de ataque de cero
grados.
2. Alta relación de grosor del perfil
Los perfiles que se estudian en este proyecto también han sido utilizados en
diferentes trabajos e investigaciones acerca de micro vehículos aéreos; los
perfiles que se someten a estudio con un número de Reynolds de 87000 son:
E186
E387
E374
S5020
S4083
NACA 0009
Curtiss C-72
Para conocer las características de los perfiles mencionados se recurre a la
base de datos online del Departamento de Ingeniería aeroespacial (UIUC
Applied Aerodinamics Group). En la cual se puede conocer las
características de estos perfiles con un Reynolds deseado se hace mediante
el software.
97
Perfil E-186
Figura. 25 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura. 26 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-1,0000
-0,5000
0,0000
0,5000
1,0000
1,5000
-10 -5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
E-186
0
0,02
0,04
0,06
0,08
-10 -5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
E-186
98
Figura. 27 Eficiencia Aerodinamica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Perfil E-387
Figura.28 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-30,0000
-20,0000
-10,0000
0,0000
10,0000
20,0000
30,0000
40,0000
50,0000
-10 -5 0 5 10 15CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
0,0000
0,5000
1,0000
1,5000
-5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
CL
99
Figura.29 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura. 30 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
0
0,01
0,02
0,03
0,04
0,05
0,06
0,07
-5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
CD
0,0000
10,0000
20,0000
30,0000
40,0000
50,0000
60,0000
-5 0 5 10 15
CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
100
Perfil E-374
Figura.31 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura.32 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-1,0000
-0,5000
0,0000
0,5000
1,0000
1,5000
-10 -5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
CL
0
0,01
0,02
0,03
0,04
0,05
-10 -5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
CD
101
Figura.33 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Perfil S-5020
Figura 34. Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-20,0000
-10,0000
0,0000
10,0000
20,0000
30,0000
40,0000
50,0000
60,0000
-10 -5 0 5 10 15
CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
-0,5
0
0,5
1
1,5
-5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
CL
102
Figura.35 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura.36 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
0
0,01
0,02
0,03
0,04
0,05
-5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
C…
-10,0000
0,0000
10,0000
20,0000
30,0000
40,0000
50,0000
-5 0 5 10 15
CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
103
Perfil S-4083
Figura.37 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura.38 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-0,5
0
0,5
1
1,5
-10 -5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
CL
0
0,01
0,02
0,03
0,04
0,05
0,06
0,07
-10 -5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
CD
104
Figura.39 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
NACA 0009
Figura 40. Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-10,00000
0,00000
10,00000
20,00000
30,00000
40,00000
50,00000
60,00000
-0,5 0 0,5 1 1,5
CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
-1
-0,5
0
0,5
1
-10 -5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
CL
105
Figura 41. Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura.42 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
0
0,02
0,04
0,06
0,08
0,1
0,12
0,14
-10 -5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
CD
-40
-30
-20
-10
0
10
20
30
40
-10 -5 0 5 10 15
CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
106
Curtiss C-72
Figura.43 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Figura.44 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
-0,5000
0,0000
0,5000
1,0000
1,5000
-10 -5 0 5 10 15
CL
α (deg)
CL Vs α
CL
0
0,01
0,02
0,03
0,04
0,05
0,06
-10 -5 0 5 10 15
CD
α (deg)
CD Vs α
CD
107
Figura.45 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque
Fuente: Autores
Comparando los análisis de los perfiles y de acuerdo a las gráficas, se puede
observar que los que tienen mayor eficiencia son el Curtis C-72, el S4083 y
el S5020, ya que estos a diferentes ángulos de ataque, con un alto
coeficiente de sustentación, tienen uh bajo coeficiente de resistencia, lo cual
es ideal para aeronaves con capacidades VTOL, debido a que estas
características son las más adecuadas para evitar la inestabilidad y la baja
maniobrabilidad en vuelo. Según esto, El valor máximo de L/D se obtiene en
la zona de crucero, siendo en esta fase de vuelo donde se debe presentar
el menor arrastre y la mayor sustentación.
Con respecto a las gráficas de la curva de sustentación para los diferentes
perfiles, el ángulo de ataque tiene incidencia directa en el coeficiente de
sustentación según lo ilustrado en las Figuras
(25),(28),(31),(34),(37),(40),(43); Donde a medida que aumenta el ángulo de
ataque también lo hace la sustentación del perfil, hasta un punto máximo
donde ocurre el fenómeno de pérdida o stall, como resultado de la falta de
adherencia del fluido a las paredes del cuerpo, lo cual conlleva a la creación
de vértices irregulares o turbulencia en el espacio. Esta característica está
directamente relacionada con el tipo de perfil y las características
geométricas seleccionadas.
-10
0
10
20
30
40
50
60
-10 -5 0 5 10 15
CL/
CD
α (deg)
CL/CD Vs α
CL/CD
108
Con base en las imágenes presentadas, puede decirse que para ángulos de
ataque aproximados entre 0º-10º, la corriente de flujo permanece adherida al
cuerpo donde la variación es lineal en el coeficiente de sustentación y para
ángulos de ataque mayores a 10º, el desprendimiento de la corriente provoca
un cambio no lineal en el mismo.
Estos coeficientes también se ven reflejados en la velocidad máxima del
avión, que con respecto al perfil, se obtiene cuando el máximo de potencia
entregado por el motor, es combinado con el valor mínimo del coeficiente de
arrastre. Por eso es importante un buen análisis de los coeficientes
aerodinámicos para saber el comportamiento de la aeronave y así mismo
elegir los correctos parámetros de diseño.
De acuerdo a lo anterior se eligió para el ala el perfil aerodinámico Curtis C-
72, ya que con respecto a los otros perfiles cumple con las mejores
características para el mayor desempeño y rendimiento del prototipo. Para el
empenaje se eligió el perfil Naca 0009 debido a que es un perfil simétrico y
contrarresta con los parámetros importantes del ala, siendo éste el que
permite mantener el rumbo del avión y dar su estabilidad.
4.6.1 PERFIL DEL ALA
Después de varios análisis con el programa X-FOIL, se llegó a la conclusión
que se elegiría el perfil para el ala denominado Curtis C-72 debido a su
mayor eficiencia aerodinámica, sus características estan expresadas en la
Tabla (28).
Curtis C-72
Figura.46 Perfil del ala Curtis C-72
Fuente: Autores
109
α CL CD CM CL/CD
-5 -0,0904 0,02717 -0,0772
-
3,32719912
-3 0,2065 0,02203 -0,0889 9,37358148
-1 0,5092 0,02109 -0,1010 24,1441441
1 0,7604 0,01959 -0,1001 38,8157223
3 0,9765 0,02032 -0,0950 48,0561024
5 1,1717 0,02335 -0,0895 50,1798715
7 1,3427 0,02822 -0,0818 47,5797307
9 1,4205 0,03483 -0,0624 40,7838071
11 1,3986 0,05089 -0,0427 27,4828061
Tabla.28 Parámetros importantes del perfil del ala
Fuente: Autores
4.7 CÁLCULOS DE PARÁMETROS AERODINÁMICOS
4.7.1 DIMENSIONES DEL AERONAVE
FUSELAJE
El fuselaje es el cuerpo principal del avión, cuya función principal, es poder
transportar cierta cantidad de carga paga. Además de esto, debe
proporcionar un buen rendimiento para el propósito al que se destine la
aeronave, debido a las elevadas cargas estructurales que debe soportar.
Es importante elegir formas de fuselaje que ofrezcan una menor resistencia
aerodinámica, ya que por su geométrica trabaja con una gran cantidad de
coeficiente de drag, lo que significa que seria mayor su resistencia al avance
en comparación con su sustentación. Para conocer este valor, se tuvo en
cuenta las dimensiones del fuselaje de la aeronave, y se ve expresado en la
Figura (47).
110
Figura 47. Finess Ratio Vs Fuselage Drag Coefficient
Fuente: Roskam
Como se puede observar en la figura N. 47 para encontrar el coeficiente de
Drag del fuselaje, se debe conocer su relación de fineza, que se refiere a una
descripción general de la geometría del fuselaje, es decir, una relación entre
la longitud y la anchura del cuerpo; cabe resaltar que los fuselajes con forma
circular y elíptica tienen baja resistencia aerodinámica lo cual es optimo para
el rendimiento en vuelo del avion. Esta fineza se encuentra por medio de la
siguiente ecuación:
Fuselage Fineness Ratio =
Ecuación (39)
Fuselage Fineness Ratio=
Fuselage Fineness Ratio= 2.98 mm
Donde,
= Longitud del fuselaje es el largo del fuselaje.
111
=Diámetro del Fuselaje
De acuerdo a la grafica (47) obtenemos un cd aproximado de:
EMPENAJE
Para el diseño del empenaje se tendrá en cuenta las siguientes
características:
Tendrá configuración de dos superficies(estabilizador horizontal y
vertical)
Tendrá una cola de configuración de cola en H
El diseño estará soportado por dimensiones ya calculadas
anteriormente las cuales son mencionadas a continuación:
S= 193.05 = 10.45 cm b= 20cm
Se tomaran los coeficientes volumétricos del estabilizador horizontal y
vertical para un avión bimotor como lo especifica la Tabla (29).
Tabla .29 Parámetros Diseño inicial del empenaje
Fuente: Daniel Raymer, Airplane design
112
La eficiencia de la cola depende de generar un momento sobre el centro de
gravedad proporcional a la fuerza que esta produzca y la distancia a la que
se encuentre el principal propósito de la cola es contrarrestar los momentos
que genera el ala, la cola debe estar relacionado con diferentes parámetros
del ala, como lo son la cuerda media y la envergadura, para hallar la
superficie de elevador horizontal y vertical se tiene,
Ecuación (40)
Ecuación (41)
Donde,
= Superficie del elevador horizontal y vertical
= Coeficiente volumétrico para estabilizador vertical
C = 10.45 cm
= Distancias del centro de gravedad de la aeronave al centro
aerodinámico del estabilizador horizontal y vertical.
Para poder establecer el empenaje debemos conocer la distancia a la que se
va encontrar, la cual está entre 2,5 y 3 % de la cuerda del ala (Lennon
Andy,the Basics of R/C Model aircarft Design,2005), esta distancia se
establece entre la MAC (Mean Aerodynamic Chord) del ala y la MAC (Mean
Aerodynamic Chord) del perfil del estabilizador horizontal, esto con el fin de
compensar el momento generado por el ala haciendo que el avión se
mantenga recto y nivelado. Esta distancia se denomina TMA (TAIL MOMENT
ARM).
Donde se define como:
113
Y para determinar la superficie de estabilizador vertical se tomara el
coeficiente volumétrico de la Tabla (29), su resultado se muestra a
continuación
Figura. 48 Diseño inicial del empenaje
Fuente: Daniel Raymer, Airplane design
Para la geometría del estabilizador horizontal y vertical, se toman las mismas
características que se determinaron para la geometría del ala de la siguiente
manera.
ESTABILIZADOR HORIZONTAL
Para dimensionar tanto el estabilizador horizontal, se asumirá el aspect ratio
y taper ratio de acuerdo a la Tabla (30).
16.38
114
Tabla.30 Aspect ratio y taper ratio para el empenaje de la cola.
Fuente: Daniel Raymer, Airplane design
Según la tabla anterior se tomará un AR = 3,
Cuerda en la raíz
Ecuación (42)
Cuerda en la punta
Ecuación (43)
Cuerda media geométrica
=
( )
Ecuación (44)
=4.49 cm
4.49
cm
=4.49
115
ESTABILIZADOR VERTICAL
Para hallar los parámetros del estabilizador vertical utilizamos las mismas
Ecuaciones planteadas anteriormente para el ala y el estabilizador horizontal
de la siguiente manera:
Cuerda en la raíz
Ecuación (45)
Cuerda en la punta
Ecuación (46)
Cuerda media geométrica
=
( )
Ecuación (47)
Numero de Reynolds para el estabilizador vertical
Ecuación (48)
=4.89 cm
1.95 cm
=3.63cm
72547.71
116
4.7.2 PERFIL DEL EMPENAJE
Para el empenaje se eligió un perfil simétrico debido a que su centro de
presión (punto de la cuerda donde actua la fuerza aerodinámica) no varia
considerablemente, y por consiguiente, la variación permanece casi
inalterable bajo los diferentes ángulos de ataque, ofreciendo la mejor relación
sustentación/resistencia para las diferentes velocidades a las que esta
sometida la aeronave, proporcionado asi, una buena estabilidad.
Las características del perfil elegido se muestran en la Tabla 31.
Naca 0009
ALPHA CL CD CM CL/CD
-5 -0,5838 0,02 0,003 -29,19
-3 -0,4494 0,01339 0,0238 -33,56
-1 -0,0234 0,01426 -0,0126 -1,64
1 0,0234 0,01425 0,0126 1,64
3 0,4494 0,01339 -0,0238 33,56
5 0,5838 0,02000 -0,0030 29,19
7 0,7518 0,03324 0,0082 22,62
9 0,7142 0,07374 0,0209 9,69
11 0,6221 0,12070 -0,0035 5,15
Tabla. 31 Parámetros importantes para el perfil del empenaje
Fuente: Autores
117
PENDIENTE DEL COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN
Según la propuesta de lowry y polhmarus, es más eficiente y aplicable la
siguiente ecuación para hallar la pendiente de coeficiente de sustentación del
ala para la baja relación de aspecto:
(
)*
√(
( ) )
Ecuación (49)
Donde,
Ecuación (50)
Es el ángulo de flechamiento en la mitad de la cuerda.
( )
Ecuación (51)
0.499 (0.499)=26.519
Ahora se determina la pendiente de sustentación del perfil
ALPHA CL
0 0,5000
5 1,1717
11 1,3986
Tabla. 32 Cl Vs alpha
Fuente: Autores
Respecto al ángulo específico Vs el Cl proporcionados en Tabla 32 se tiene,
=26.519°
118
=
respecto al ángulo especifico Vs el Cl Ecuación (52)
Donde,
y = coeficiente de lift del perfil y ángulo especifico máximo.
= coeficiente de lift del perfil y ángulo especifico mínimo.
=
0.08986 (1/°)*
A partir de la anterior ecuación se determina
=
=
Y por consiguiente se halla la pendiente de sustentación del ala ,
0.08986 (1/°)
5.1485 (1/rad)
= 0.81942
119
(
)*
√(
( ) )
Donde,
= 2.1
26.519°
= 0.81942
(
)*
√(
)
Este valor que indica una reducción considerable de la pendiente de
sustentación del ala, comparada con la pendiente del perfil, debido al tamaño
del vehículo.
Otra forma empleada para la obtener de la pendiente de sustentación
sugerido por Jhon Anderson.
a=
Ecuación (53)
Donde,
a = pendiente de sustentación del ala
= pendiente de sustentación del perfil = 5.1485 (1/rad)
e= factor de eficiencia de la envergadura (Factor de Oswald) = 0,65 valor
escogido de acuerdo a la forma de ala escogida, por medio del libro Fixed
and flapping air vehicle applications, editado por Thomas J. Muller, Volumen
195)
0.02925
120
AR = Relación de Aspecto
a=
Se determinara un rango para la sustentación del ala con las siguientes
Ecuaciones:
(
) Ecuación (54)
Donde,
= Pendiente de sustentación del perfil obtenida previamente.
Parametro de Glauert = 0,25 (valor escogido de acuerdo a la forma de
ala escogida, por medio del libro Fixed and flapping air vehicle applications,
editado por Thomas J. Muller, Volumen 195)
AR=Relación de Aspecto
(
)
Verificando, se obtendrá la pendiente de sustentación del ala
Ecuación (54)
a=0.07458(1/Rad)
121
De acuerdo a los resultados obtenidos en las Ecuaciones, se puede decir,
que la pendiente del coeficiente de sustentación se encuentra en el régimen.
COEFICIENTE DE SUTENTACIÓN MÁXIMO
El coeficiente de sustentación máximo para un ala de baja relación de
aspecto esta definida por la Figura (49).
Figura 49. Coeficiente de sustentación máximo para una baja relación de
aspecto
Fuente: Aircraft Design: A conceptual Approach, Daniel P. Raymer
Teóricamente se determina de la siguiente manera,
Ecuación (55)
Donde,
=0.0463
3
=[0.02925-0.07458] 1/Rad)
122
= flechamiento el ala a ¼ de la cuerda=36.56°
= Coeficiente de sustentación del perfil =9
1.4205*Cos
VELOCIDAD DE PÉRDIDA
Es la velocidad donde, la separación de capa límite y burbujas, provocan
pérdida de sustentación del ala.
ρ
Ecuación (56)
Despejando se obtiene,
√
Ecuación (57)
√
La velocidad de pérdida es uno de los parámetros más importantes de una
aeronave, debido a que limita la velocidad mínima a la que puede volar el
micro avión. Este tipo de aeronaves tienen una gran ventaja debido a su bajo
peso, son más eficientes y alcanzan altas velocidades y mayor alcance en
vuelo debido a su ligereza y rapidez.
123
RESISTENCIA
Esta dada por la resistencia debida a la fricción, resistencia por presión y
resistencia debida a la sustentación inducida por el vórtice, de la cual se
hablara mas adelante y se determina por la Ecuación (58)
Ecuación (58)
Se empezara a determinar ciertos parámetros para flujo laminar y turbulento
que llevara a encontrar diferentes conclusiones para este proyecto, como se
describe a continuacion
GROSOR DE CAPA LÍMITE Δ, COEFICIENTE DE FRICCIÓN DE LA
PIEL Y ESFUERZO CORTANTE EN FLUJO LAMINAR
El espesor de la capa límite
δ=
√ Ecuación (59)
Donde,
C = Cuerda media=10.45cm
RE = número de Reynolds =120.000
δ=
√
El espesor de la capa límite, depende de la cuerda media geométrica y del
número de Reynolds, como se mencionó anteriormente es relativamente
bajo, ligado a condiciones atmosféricas, velocidad máxima de la aeronave,
δ=0.1568 cm
124
que para este caso, es un parámetro importante para el desarrollo de diseño
aerodinámico.
El esfuerzo cortante , esta en función de la longitud, y tiene una relación
con el coeficiente de fricción local que esta dado por la siguiente ecuación:
Ecuación (60)
Donde el coeficiente de fricción de la piel local esta definido por el esfuerzo
cortante local y la presión dinámica de la siguiente forma:
√ Ecuación (61)
√
A partir de esto, se determina el esfuerzo cortante local ,
Ecuación (62)
Donde,
Presión Dinámica = 105.47 Pa
Pa
Se puede ver que y son directamente proporcionales, ya que los
datos varían a lo largo de la superficie de la dirección del flujo.
La variación del esfuerzo cortante local , permite calcular el arrastre de
fricción total de la piel debido al flujo de aire con la siguiente ecuación:
0.001916
=0.2002 N/
125
√ Ecuación (63)
Donde,
= Número de Reynolds basado en la cuerda media del ala
√
Conociendo este factor se puede determinar la resistencia por fricción de la
siguiente forma,
= qS Ecuación (64)
= 105.47N/ *0.0193 *0.00383
Como la parte superior e inferior del ala están expuestas a la resistencia
total por fricción será el doble del obtenido.
FLUJO TURBULENTO
Ya habiendo analizado el flujo laminar se procede a analizar el flujo
turbulento de la siguiente manera:
Ecuación (65)
0,00383
= 0.00779N
126
La conclusión de los dos comportamientos analizados es que la capa límite
turbulenta crece más rápido y es más gruesa que la capa laminar.
El coeficiente de fricción local de la piel para flujo turbulento se halla de la
siguiente manera:
Ecuación (66)
Se determina el esfuerzo cortante local , para condiciones turbulentas
Ecuación (67)
Donde,
= 105.47 Pa
Coeficiente de fricción total de la piel esta dado por
Ecuación (68)
0,6020 N/
0,00713
127
Donde,
El arrastre por fricción de la piel será
Ecuación (69)
Donde,
= 105.47Pa
De esta manera el arrastre total será en flujo turbulento,
Dtotal = 2*0.0145N
D total: 0.02902 N
Es notorio que el arrastre en el flujo turbulento es mayor que en el laminar,
aunque siempre el flujo comienza en el borde como laminar, y debido a las
ráfagas empieza a ser notoria la inestabilidad de la capa límite.
RESISTENCIA INDUCIDA
Ecuación (70)
Donde,
e = Eficiencia de oswald 0.65 (valor escogido de acuerdo a la forma de ala
escogida, por medio del libro Fixed and flapping air vehicle applications,
editado por Thomas J. Muller, Volumen 195)
AR = Asper Ratio
= 0.0145N
128
RESISTENCIA POLAR
Ecuación (71)
Se asume un = =0,02717 por Tabla (31)
Con un =-5
Lo que determina el
Ahora se determina, arrastre total y la sustentación para el ala en
Ecuación (72)
S= 0.019305
q= 105.47 Pa
105.47 Pa*0.019305 *0.442
Se determina la sustentación de la siguiente manera
0,43
0.442
7
DT=0.8999 N
129
L=q*s*CL Ecuación (73)
Empleando un valor de Cl = 1.3, se obtiene el valor de L:
L = 105.47Pa*0.019305*1.3
Un alto Cl puede conducir a un incremento en el coeficiente de arrastre Cd,
sucede por el alto valor que tiene la resistencia inducida y el ángulo de
ataque necesario para el coeficiente de sustentación expresado en el
rendimiento de la aeronave que hallaremos mas adelante.
4.7.3 EMPUJE PARA CONDICIÓN DE CRUCERO
Para una condición de vuelo recto y nivelado
L=w=q*s*CL Ecuación (74)
D=T=q*s*CD Ecuación (75)
Despejando se obtiene,
Ecuación (76)
Se tendrá una ecuación de empuje:
Ecuación (77)
Teniendo,
W = 305g
L/D = 3.2128N
L=2.6504 N
130
EMPUJE DE DISEÑO
Este empuje se halla con el coeficiente de diseño planteado anteriormente,
que será el que avión tendrá para vuelo recto y nivelado.
Reemplazando y despejando se tiene la siguiente ecuación:
[
]
( ) (
)
T= q
Ecuación (78)
Se tiene,
Q = 105.47Pa
s=0.0193
=0.027117
e = 0.65 (valor escogido de acuerdo a la forma de ala escogida, por medio
del libro Fixed and flapping air vehicle applications, editado por Thomas J.
Muller, Volumen 195)
w = 2.989N
AR = 2.1
T=105.47Pa*0.0193
T=0.93 N
131
Se nota la diferencia de empuje al incrementar el Cl en esta ocasión se hizo
con el coeficiente de sustentación planteado por el prototipo y el que ha dado
teóricamente, lo cual es notable el aumento de empuje al incrementar Cl
POTENCIA PARA CONDICIÓN DE CRUCERO
Para determinar la potencia requerida en vuelo recto y nivelado se tiene,
Ecuación (79)
Reemplazando Ecuaciones se hallara la potencia de la siguiente manera,
(
)
(
)
Ecuación (80)
Donde,
q = 105.47 Pa
s = 0.0193
= 0.027117
e = 0.65 (valor escogido de acuerdo a la forma de ala escogida, por medio
del libro Fixed and flapping air vehicle applications, editado por Thomas J.
Muller, Volumen 195)
w = 2.989 N
AR = 2.1
V = 15 m/s
T= 1.079N
5.43 Watts
132
Esta potencia será inversamente proporcional a el coeficiente de
sustentación, si se tiene un menor coeficiente de lift se tendrá una mayor
potencia, para este tipo de aeronave el coeficiente de lift es relativamente
alto por consiguiente se tendrá una potencia mínima.
Teóricamente se necesitará una potencia como:
Ecuación (81)
N
V = 15 m/s
Es importante la relación aerodinámica para el empuje y así mismo para
potencia requerida en vuelo, debido a que si el empuje aumenta, necesitará
más potencia e inversamente, es bueno tener un buen equilibrio de estos dos
parámetros para un mejor rendimiento de la aeronave.
4.7.4 DESPEGUE Y ATERRIZAJE
Representa la primera fase del vuelo representa un factor importante debido
al tipo de lanzamiento al cual la aeronave va estar sometido por medio de las
siguientes Ecuaciones.
133
4.7.4.1 FASE DE VUELO VERTICAL (1)
Durante la primera etapa de vuelo la aeronave tendrá un vuelo vertical, este
movimiento se debe al empuje generado por lo motores que se encuentran
de forma vertical, en el siguiente diagrama se muestra las fuerzas peso y
empuje de los motores que actúan sobre la aeronave para esta estación de
vuelo.
Figura.50 Digrama cuerpo libre fase vuelo vertical
Fuente: Autores
En esta fase la velocidad es muy bajo por lo tanto se desprecia el arrastre.
Se hace una sumatoria de fuerzas en el eje (x) y en el eje (y).
En el eje x esta sumatoria es 0 debido a que no existe vuelo
horizontal.
Ecuación (82)
Donde,
Ecuación (83)
Empuje del Motor= 3.4323 N
Peso de la aeronave*Fuerza de gravedad= 2.989 N
134
Masa de la aeronave = 0,305 Kg
Aceleración de la aeronave
Despejando de la ecuación (81) se halla la aceleración al momento del
despegue
4.7.4.2 FASE DE VUELO DE TRANSICIÓN (2):
Figura.51 Diagrama cuerpo libre fase vuelo de transición
Fuente: Autores
D
( m/
135
En esta fase de vuelo representa una variación del ángulo de rotación (
de los motores, se representa en el diagrama de cuerpo libre la fuerza de
sustentación vertical generada por el plano que resulta de la interacción del
flujo de aire y el mismo. Este flujo de aire presenta sólo componente
horizontal debido a que la aeronave al alcanzar una altura determinada en
vuelo vertical, empezará a comportarse con un vuelo horizontal.
Otro parámetro importante para resaltar es que la dirección del vector de
empuje depende del ángulo de rotación, por lo que el empuje actuara para
un componente vertical unido con la sustentación, y un componente
horizontal que proporciona o genera el avance para eficientes velocidades.
Todo lo anterior se representa en las siguientes Ecuaciones:
-D= m*a Ecuación (84)
-D= Ecuación (85)
- =0 Ecuación (86)
Donde,
q S Ecuación (87)
Entonces la sumatoria de fuerzas en Y queda representada de la siguiente
manera:
=0 Ecuación (88)
Despejando la anterior Ecuación se obtendrá el ángulo de giro,
136
Ecuacion (89)
Se tomara la ecuación ( 91) para halla la velocidad del flujo horizontal del
motor.
Ecuación (90)
4.7.4.3 FASE DE VUELO HORIZONTAL (3):
En la fase de vuelo horizontal se genera la sumatoria de fuerzas peso,
sustentación, arrastre y empuje como lo ilustra la siguiente figura.
Figura.52 Diagrama de cuerpo libre de la fase vuelo horizontal
Fuente: Autores
Esta Condición de vuelo es representado de mediante las siguientes
Ecuaciones:
√
= *
+
D
137
Ecuación (91)
Ecuación (92)
Ecuación (93)
Ecuación (94)
4.7.5 VELOCIDAD DE ROTACIÓN DE LOS MOTORES
Anteriormente se mencionó que en la etapa de transición, los motores
girarían de una posición vertical a una posición horizontal, obteniendo
cambios en la dirección del vector empuje, por lo mismo, se dice que en el
momento en que ocurra esta inclinación la condición de vuelo estará
sometida a múltiples factores, uno de los principales factores es la velocidad
de rotación de los motores, esta no debe ser muy bajo debido a que el avión
podría entrar en perdida considerablemente
)
Ecuación (95)
De donde se obtiene,
138
*
+
Ecuación (96)
= *
+ Ecuación (97)
Se tiene,
= Velocidad horizontal del flujo para etapa transición.
Cl diseño = 1.3
W = 2.989 N
= 0.93754kg/
V = 15 m/sg
De esta manera se llega a una ecuación que relaciona la velocidad horizontal
del flujo de aire que pasa por el plano durante la fase de vuelo de transición
( y el ángulo de inclinación de los motores con respecto a la vertical
(
Lo más importante es determinar la velocidad de rotación de los motores de
tal manera que el empuje genere la velocidad necesaria para que actúe
sobre el plano y origine la fuerza de sustentación, esta sumada con la
componente vertical evitaran que la aeronave entre en perdida. La velocidad
es una relación entre la velocidad angular con respecto al ángulo de
rotación de los motores en relación con el tiempo y esta dada por lo
siguiente:
139
Ecuación (98)
Relacionando las Ecuaciones (93) y (94) se obtiene lo siguiente,
=*
+
t=
Ecuación (99)
Pero de acuerdo a la ecuación trigonométrica se tiene
=1- Ecuación (100)
Y quedaría expresado de la siguiente forma,
W
La ecuación 99 se puede resolver así,
√ (
)(
)
(
)
140
[ √ (
) (
)
(
)
]
Ecuación (101)
Para reducir las Ecuaciones y hacer mas fácil el proceso se hiso lo siguiente
Ecuación (102)
Ecuación (103)
=0.000789 Ecuación (104)
Finalmente el ángulo de rotación estaría dado por.
[ √
] [
√
]
Se deriva la ecuación (99) para determinar la velocidad de rotación,
*√
+
√ √
83.24°
141
Luego, sabiendo que el prototipo tiene los motores en la punta del las alas se
procede a determinar el ángulo para poder mantener los motores fijos para el
vector de empuje horizontal teniendo en cuenta los siguientes parámetros:
4.7.6 MOMENTO TORSOR
T =
Ecuación (105)
Se describe como una fuerza por una distancia,
T = Ecuación (106)
Donde,
F1=fuerza que contrarresta para que el momento producido por los motores
se anule donde la fuerza del momento torsor debe ser igual al componente
horizontal del vector empuje de la siguiente forma:
T=
T =
La distancia esta dada por,
D=
Ecuación (107)
Donde,
b= envergadura del ala
D=Diámetro de la hélice
Para hallar el ángulo a la que tiene que estar los motores se igualan los
componentes horizontales de las fuerzas de empuje y la fuerza del momento
del motor como se ve a continuación:
Ecuación (108)
d= 25 cm
142
4.7.7. TIEMPO DE VUELO
El tiempo de vuelo con un sistema de propulsión electrónico depende de la
capacidad de la batería y la corriente que depende cada componente que
hace parte del sistema.
La capacidad es la carga, es decir, la energía que es capaz de almacenar, la
cual en este caso es de 3000 mAh (miliamperios por hora), que es lo que es
capaz de entregar a 7,4 voltios, por sus dos celdas, durante una hora.
Teniendo en cuenta esta capacidad de la batería y las siguientes condiciones
se determina el tiempo que el MAV podrá estar en vuelo:
Condición 1: Todos los componentes Con su consumo de corriente al
máximo.
Condición 2: Para los motores se asume un consumo de corriente
continúo del 70%, los servos con consumo promedio y uso constante
del sistema de video.
Condición 3: Para los motores se asume un consumo de corriente
continuo del 50%, los servos con consumo promedio y uso constante
del sistema de video.
Los componentes que mayos consumo requieren son los dos motores
TURNIGY 2204-14T con sus respectivas hélices GWS 3 Blade Direct Drive
(CCW/CW), tienen un consumo máximo alrededor de 7500 mA c/u según los
datos del fabricante. El consumo para cada uno de los servos se asume
como un promedio de 180 mA, el receptor debe tener 30 mA de suministro
constante, la cámara de video 30 mA y el transmisor 450 mA. De modo que
el tiempo de vuelo corresponde a lo siguiente.
143
Ecuación (109)
El tiempo de vuelo en diferentes condiciones, se observa en la Tabla (33).
Tabla. 33 Tiempo de vuelo para diferentes condiciones
Fuente: Autores
CONDICIÓN CORRIENTE (mA)
Condición 1 15870 11,342155
Condición 2 11979 15,026296
Condición 3 8805 20,4429302
144
5. SEGUNDA ESTIMACIÓN DE PESOS
Figura 53. Centro de gravedad de la aeronave
Fuente: Autores
COMPONENTE CANTIDAD MATERIAL PESO TOTAL (gr)
MOTOR 2 PLÁSTICO-ALUMINIO 56
TRANSMISOR VIDEO 1 PLÁSTICO-ALUMINIO 35
CAMARA 1 PLÁSTICO 3,2
SERVOS 2 PLÁSTICO 21
BATERIA 1 Li-METAL 121
ESC 2 METAL-PLÁSTICO 36
RECEPTOR 1 PLÁSTICO 9,7
FUSELAJE 1 FIBRA DE VIDRIO-CARBONO 120
BLUEBOARD 1 PLÁSTICO-METAL 10
145
HÉLICE 2 PLÁSTICO 10
TOTAL 11 N/A 451,9
Tabla 34. Segunda estimación de pesos
Fuente: Autores
5.1. SEGUNDO ANÁLISIS DE RENDIMIENTO
5.1.1. DESPEGUE Y ATERRIZAJE
m= 0.4519Kg
= Velocidad horizontal del flujo para etapa transición.
Cl diseño= 1.3
= 0.93754 kg/
87.23°
12.23 m/s
3.8 rad/s
Tabla 35. Parámetros Críticos Capacidades VTOL
Fuente: Autores
5.1.2. VELOCIDAD MÁXIMA
= 23.41 kg/
T/W = 1.1
K = 0,233
146
= 0.02717
√
√(
)
Ecuación (110)
5.1.3. TASA DE ASCENSO
(
√
)
(
)
Ecuación (111)
Donde,
= 0.81942
k = 0,233
= 23.41 kg/
(
)
5.1.4. VELOCIDAD STALL
√
Ecuación (112)
Donde,
= 1.02
S = 0.019305
= 10.05 m/sg
= 2.50 m/sg
147
= 105.47 Pa
5.2. ELECCION FINAL DEL MOTOR
Después de realizar la segunda estimación de pesos se debe analizar si el
motor que se dispuso en primera instancia sirve para cumplir el requerimiento
de empuje requerido o si hay que cambiar de sistema de propulsión para que
el MAV pueda ser operativo.
Para determinar el empuje del motor que se ha seleccionado para la
operación y misión del MAV tilt rotor, se ha programado los diferentes
parámetros dados por el fabricante de cada uno de los componentes
electrónicos en el programa MotoCalc 8.08 Workbench.
Con estos datos la plataforma de MotorCalc nos determina muchos
parámetros importantes para nuestro diseño del MAV entre los cuales se
encuentra el empuje a diferentes velocidades del aire.
El empuje máximo que nos puede dar cada motor TURNIGY 2204-14T es en
la etapa de despegue, este empuje es de 6,1 Oz que aproximadamente son
175 (gr), y como ya sabemos que el factor que se ha dispuesto con respecto
a la relación Empuje/Peso es de 1,1.
Recordemos
El empuje requerido para la operación del MAV está dado por:
Sabiendo esto, tendremos que:
=2 m/sg
148
El empuje que produce los dos motores al momento del despegue, según los
cálculos realizados previamente en MotorCalc, es de:
Al ver que el empuje de los dos motores TURNIGY 2204-14T no es
suficiente, se analizaron diferentes opciones alternas para poder cumplir con
los requerimientos de empuje según el factor de relación Empuje/Peso que
se escogió. Después del análisis realizado en la misma plataforma de
MotorCalc y teniendo en cuenta el no exceder las dimensiones y el peso sin
afectar las limitaciones del proyecto, se decidió escoger el motor FlyCam
1400, el cual tiene un empuje máximo de 9 Oz que aproximadamente son
255 (gr). Entonces el empuje que produce los dos motores al momento del
despegue, será de:
Estos motores cumplen con los requerimientos de empuje del MAV sin
emplear su empuje máximo, lo cual es muy bueno para el consumo de
energía.
5.3. SISTEMA DE CONTROL DE VUELO:
En los MAV se han establecido tres niveles de autonomía según las
diferentes competencias de diseño.
149
Nivel 1= en el que se controla manualmente el vehículo mediante un
contacto visual directo.
Nivel 2= Se controla manualmente el vehículo sin contacto visual
directo.
Nivel 3= Se realiza el vuelo sin control manual directo.
De acuerdo a estas definiciones y a las especificaciones expuestas en el
diseño del MAV, podría estar capacitado para realizar su autonomía con el
nivel 1 y el nivel 2, ya que se tiene incorporado un sistema de video.
De manera explícita; el MAV se controla por medio de un radio control
(Transmisor), que opera a una frecuencia de 2.4 GHz; a bordo del MAV se
instala el receptor de 6 canales que opera a las misma frecuencia del
transmisor. El movimiento del MAV alrededor de los tres ejes en primera
instancia (roll, pitch y yaw) se logra gracias a la tarjeta que se integró en el
MAV (Blueboard) que como se menciona en sus características en la
sección 4.3.1 de este trabajo, Su propósito es el de estabilizar la aeronave
durante el vuelo mediante señales que toma de los tres Gyros que trae
integrados (roll, pitch y yaw) y suministra la información dentro del circuito
integrado (Atmega IC), una batería de Lithium-Polymer de 2 celdas se
conecta a los dos controladores de velocidad a través de un conector en
paralelo para mantener el mismo voltaje en los dos motores y por ende
mantener las mismas revoluciones; estos controladores de velocidad tiene la
capacidad de alimentar con una sola batería al receptor y los servos que
rotan los motores de forma independiente.
150
Figura. 54 Sistema de contro de Vuelo
Fuente: Autores
151
6. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS
DISEÑO
El diseño del MAV comprende análisis de pesos, aerodinámicos, rendimiento
entre otros. Fueron propuestos diferentes diseños del cual se escogió el de
configuración tilit rotor, el cual es apto para obtener la característica de
despegue y aterrizaje vertical (VTOL) y de esta forma lograr características
de vuelo en escenarios de operación en interiores y al aire libre. En la tabla
36, se puede observar la estimación de pesos que se hizo a través de los
tres diferentes cálculos realizados en este proyecto.
Tabla 36. Estimación de pesos Fuente: Autores
Analizando estos resultados se puede afirmar que la aproximación lineal
aplica para una configuración de un motor, el cálculo de pesos de los
componentes y la estructura da una predicción aceptable del peso final del
MAV y puede ser de utilidad para iniciar el proceso de diseño.
Sabiendo los valores finales de peso se podrá dar lugar al paso final del
diseño realizado, mostrando la ficha técnica del MAV, en donde se
presentaran las características de operación de la misma, que se ven
representadas en las Tabla (37),(38).
Esta parte se divide en dos, una de ellas es la parte de datos donde se
presentan todos los datos finales y la otra es la parte grafica donde se
presentan las vistas y los diferentes planos del MAV con sus respectivas
dimensiones.
Método Peso (gr)
Aproximación lineal 193,92
Calculo de Pesos 305
Peso final de diseño MAV 451,9
152
Dimensiones
Envergadura 20 cm
Largo 31,4 cm
Alto 12,42 cm
Cuerda 10,45 cm
Tabla.37 Dimensiones del MAV
Fuente: Autores
Rendimiento del MAV
Techo máximo de operación 304 m
Rango de operación 10 Km
Velocidad máxima 10,05 m/sg
Velocidad de perdida 2 m/sg
Motor FlyCam 1400
Perfil alar Curtis C-72
Rata de ascenso 2,50 m/s g
Angulo de posición de los motores 10.12 Grados
Tiempo de vuelo 12 min
Peso máximo al despegue 451,9 g
Tabla.38 Condiciones de Operación Fuente: Autores
153
7. ANALISIS DE COSTOS
En esta parte donde se busca analizar y determinar cuál es el monto
económico necesario para la futura realización del proyecto, el costo total de
la operación de la planta (abarca las funciones de producción, administración
y ventas), así como otra serie de indicadores que servirán como base para la
parte final y definitiva de nuestro proyecto, que es la evaluación económica.
MERCADEO
Tomando en cuenta que la aeronave puede cumplir cualquier misión de
reconocimiento y observación tanto en recintos cerrados como en abiertos.
PRESUPUESTO COSTOS DE PRODUCCIÓN: El costo de producción está
conformado por todas aquellas partidas que intervienen directamente en
producción. A continuación se muestra cada una de ellas:
COSTOS DE MATERIALES: La cotización de los materiales se hace
tomando en cuenta los precios vigentes del mercado. Los precios en pesos
colombianos están calculados en la Tabla (39), tomando en cuenta el
promedio de la tasa de cambio dólar (TRM) en el mes de octubre del 2011.
LA CUAL ES DE: 1 USD=$1917
MATERIA PRIMA
CANTIDAD COSTO POR
UNIDAD (US$)
COSTO TOTAL (US$)
COSTO (COL$)
Motor 2 22,5 45 86265
Helice 2 3,5 7 13419
Camara 1 60 60 115020
Transmisor 1 224,3 224,3 429983,1
Bateria 1 25 25 47925
Receptor 1 34 34 65178
Servos 2 8 16 30672
Blueboard 1 100 100 191700
Control R/C 1 299,99 299,99 575080,83
154
ESC 2 7,8 15,6 29905,2
F. VIDRIO 1 k 19.85 19.85 38.717
F.CARBONO 1 k 20 20 39.010
Total N/A 866,74 1662875.13
Tabla. 39 Analisis de costos de los componentes del MAV
Fuente: Autores
Cuando se vende cualquier tipo de idea, proyecto o conocimiento se tiene
que tener en cuenta cada uno de los pros y los contras para el mejor
entendimiento de lo que se quiere y sobretodo haciendo un análisis de la
ganancia económica.
Dentro de la construcción del MAV se toman en cuenta estos análisis para
saber qué tan viable puede llegar a ser la construcción de esta aeronave.
COSTOS DE PERSONAL: la producción del MAV contara con todo el
personal necesario y capacitado para conformar un equipo de trabajo de las
más altas condiciones, esto permitirá un buen desarrollo de la producción de
esta aeronave.
MATERIAL DE DOTACIÓN: son implementos básicos de dotación para el
trabajo dentro de un hangar de aviación para la construcción del MAV. Los
materiales que se usaran para realizar este proyecto con sus respectivos
costos de operación se muestran en la Tabla.40
CONCEPTO CONSUMO
ANUAL
COSTO UNITARIO
(COL$)
COSTO ANUAL (COL$)
Overoles (Ing) 6 70000 420000
Gafas protectoras 6 23000 138000
Guantes de Carnaza (par) 6 10500 63000
Protectores auditivos 18 2000 36000
Botas punta de acero 6 88000 528000
TOTAL 1185000
Tabla .40 Analisis de Costos de los materiales de dotación
Fuente: Autores
155
Presupuesto costos de producción:
CARGO DISEÑADORES
PERSONAS POR TURNO 3
TURNOS/DIA 1
SALARIO BASICO $ 1.800.000
CESANTIAS (8,33%)* $ 899.640
PRIMA (8,33%)* $ 899.640
VACASIONES (4,17%)* $ 450.360
INT. SOBRE CESANTIAS (1%)* $ 108.000
RIESG. PROF. (1,5%)* $ 162.000
SALUD (8,5%)* $ 918.000
PENSION (12%)* $ 1.296.000
PARAFISCALES (9%)* $ 972.000
Tabla. 41 Análisis de Costos de Producción
Fuente: Autores
156
8. PLANOS
En este capítulo se muestran los planos del MAV, los materiales que se
utilizan son Fibra de Vidrio y Fibra de Carbono, los cuales se usan en la
mayoría de proyectos que se asemejan al de este MAV.
FIBRA DE VIDRIO
Es una Fibra mineral elaborada a partir de sílice, cal, alúmina y magnesita. A estas materias se les añaden óxidos diversos y se trituran finamente consiguiendo una masa homogénea, que más tarde se introducen en un horno a 1.550 ºC.
El vidrio fundido se extruye y estira, aplicándole un ensimaje y consiguiendo así el filamento. Existen cinco grupos:
Tipo E: es el tipo de fibra más empleado, se caracteriza por sus propiedades dieléctricas.
Tipo R: se caracteriza porque tiene muy buenas propiedades mecánicas, y es resistente a la fatiga, temperatura y humedad, demandándose en los sectores de aviación, espacial y armamento.
Tipo D: su principal característica es su excelente poder dieléctrico, de ello su aplicación en radares, ventanas electromagnéticas.
Tipo AR: posee un alto contenido en óxido de circonio, el cuál le confiere una buena resistencia a los álcalis (óxidos, hidróxidos y carbonatos).
Tipo C: se caracteriza por su alta resistencia a agentes químicos. Con respecto al tipo de fibra de vidrio mas utilizada en aviación (Tipo R), tiene las siguientes características: Mecanicas
Tenacidad (N/tex): 1.74
Fuerza a la tracción (MPa): 4400
Elongación hasta rotura (%): 5.2
157
Térmicas
Conductividad Térmica (W/m ºK): 1
Resistencia termo mecánica: 50% después de 150 h a 750 ºC Eléctricas
Resistividad (ohm x cm): 1014 - 1015
Factor de disipación dieléctrica: 0.0019 a 105 Hz Químicas
Absorción de humedad a 20 ºC y 60% de humedad relativa (%): 0.1
Resistencia a los disolventes: alta
Resistencia a la intemperie y los rayos UV: alta
Resistencia a microorganismos: alta
Ventajas
Bajo precio
Proceso simple
Alta resistencia
Menor densidad que en los metales
Buen pegado para las resinas
Desventajas
Baja rigidez con respecto a los metales
Nota: para la rigidez donde el peso no es crítico, el material mas usado es la
fibra de carbono debido a su bajo costo.
158
FIBRA DE CARBONO
Es un compuesto más ligero que el acero, con igual resistencia, inmune a la corrosión, que puede adoptar diversas formas y adaptarse a las necesidades de múltiples sectores. Ventajas
Alta resistencia a la fatiga
Baja densidad
Estabilidad dimensional (logra conservar su forma)
Buen pegado a la resina Desventajas
Mayor costo que la fibra de vidrio o el kevlar
Baja resistencia al impacto
En la Tabla 42 se muestra las propiedades mecanicas y físicas de la fibra de carbono, para una mayor información de este material
159
Tabla.42 Propiedades mecánicas y Físicas de Carbono
Fuente: MatWeb (página web materiales compuestos)
Como se había mencionado anteriormente el modelo de la estructura se
realizó en Solid Edge versión ST2, de ahí se obtuvieron las diferentes vistas
para los planos con dimensiones reales para el MAV. En cuanto al
renderizado se realizó en el programa Solid Works 2010, Photo Works 2010
y Photo View 360 2010.
160
161
162
163
164
165
166
167
168
169
170
171
172
173
174
9. CONCLUSIONES
Se realizó el diseñó conceptual un micro UAV con capacidades de
despegue y aterrizaje vertical de configuración tilt rotor, con capacidad
para cumplir misiones de reconocimiento.
Se investigó y analizó el funcionamiento característico de este tipo de
MAV y se obtuvo como resultado la viabilidad de usarlos para
misiones de reconocimiento aéreo con este tipo de configuración.
Se evidencio que las dimensiones planteadas inicialmente para la
aeronave de 15 cm, no eran las adecuadas para este proyecto debido
a la falta de varios micro componentes y su diseño era más complejo,
por lo cual se decidió cambiar las dimensiones limitantes hasta 50 cm,
para el mejor análisis de este tipo de aeronaves.
Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas de
la aeronave así como su sistema de propulsión tilt rotor.
Se seleccionaron los componentes adecuados para el funcionamiento
del MAV y para el cumplimiento de las misiones de reconocimiento.
Es de gran importancia y necesidad el desarrollo de este proyecto de
investigación, puesto que con la ayuda de este tipo de MAV se puede
hacer un mejor control de las condiciones que pudiesen ser riesgosas
para un ser humano, y que estas misiones pueden ser llevadas a cabo
con mayor precisión y sin poner en peligro vidas, al igual que de una
forma autónoma puede brindar respuestas inmediatas a estas
situaciones.
Debido a la configuración tilt rotor de la aeronave, se observa que sus
capacidades como aeronave no tripulada de reconocimiento son muy
buenas, además no necesita bases fijas, de esta forma puede operar
desde cualquier sitio en el que se requiera.
Se observó que una de las grandes ventajas con la configuración tilt
rotor es que en la configuración de vuelo horizontal tiene una
velocidad mayor que la de un helicóptero y en configuración de vuelo
vertical se asemeja a las características de velocidad de un
helicóptero, debido a esto el rendimiento será mayor al de una
aeronave o helicóptero convencional.
La configuración tilt rotor sólo funciona cuando las hélices rotan en
sentido contrario (pusher y tractor).
175
Se evidencio que el sistema de propulsión no cumplía con los
requerimientos del MAV, se analizaron diferentes configuraciones para
este sistema y se logró encontrar el motor con las características de
empuje y potencia necesarias. Sin afectar el sentido de giro de ambas
hélices, lo cual es posible mantener un vuelo controlado.
El diseño y dibujo en programas CAD son útiles para análisis y
estudios posteriores sobre este diseño conceptual, como por ejemplo
se podría llevar a cabo un análisis aerodinámico y estructural.
También puede llegar a ser de utilidad si el proceso de construcción
fuese con máquinas de control numérico.
La estimación de pesos se realizó por tres métodos: el primero con
una aproximación lineal entre peso de despegue y envergadura, a
partir de un estudio comparativo de MAV’s desarrollados en otros
proyectos, el segundo es un cálculo con los diferentes pesos
involucrados en la operación del MAV, como el de los componentes y
una estimación del peso de su estructura y por último el peso real del
MAV teniendo en cuenta el peso de los componentes que se
escogieron como los óptimos para el cumplimiento de la misión
dispuesta para el MAV y mediante los pesos que se determinaron en
Solid Edge, con la propiedades de cada uno de los materiales
escogidos para el MAV. Se encontró que el primer método no aplica
para la configuración de dos motores, si por el contrario se utilizara
una configuración de un solo motor es válido utilizar la aproximación
lineal que se obtuvo, por otro lado se encontró que el segundo método
es de utilidad para obtener una buena aproximación del peso sin
importar la configuración.
Se determinaron las condiciones de operación aerodinámicas del MAV
teniendo en cuenta los efectos influyentes en su desempeño en bajo
número de Reynolds, considerando la vorticidad y las burbujas de
separación.
El desarrollo de nuevas tecnologías esta directamente relacionada con
los diferentes temas de investigación, para el caso de micro
tecnología.
La utilización de controladores de velocidad para los motores mejora
las cualidades del vehículo, al poder controlar el nivel de potencia
deseado.
176
La relación aerodinámica, CL/Cd, es de gran importancia en el diseño
de cualquier aeronave, y para el caso del MAV, reflejará el
desempeño de este, viéndose reflejado en la potencia necesaria y el
empuje.
177
10. BIBLIOGRAFIA
ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States:
Tercera Edicion. Editorial Mac. Graw Hill.
Raymer, Aircraft design, a conceptual approach.
Natalia Acero, Carlos Hernández,Andres Leiton, Tesis, diseño y
construcción de un micro avión con un sistema de control no
convencional y selección de materiales, Universidad de San
Buenaventura Bogota , 2005
Camargo, Camilo; Jimenez Nicolai; Perez, Ronald -Tesis, diseño
preliminar de un UAV VTOL,para reconocimiento y construcción de un
modelo a escalapara verificar las condiciones de vuelo, Universidad de
San Buenaventura Bogotá, 2008
Martinez Acevedo, Angel; Moreno Pedraza, Juan Tesis, Diseño,
Construcción y prueba de vuelo de un micro vehículo aéreo de
reconocimiento, Universidad de San buenaventura, 2008.
Metodología para el diseño conceptual de una aeronave plano bajo
categoría LSA, Universidad de San Buenaventura, 2011.
López L, Juan; Jiménez M, Milton; Gómez A, David -Tesis, Diseño
preliminar de un UAV VSTOL con aplicaciones en operaciones de
rescate, Universidad de San Buenaventura, 2006.
Erazo Madrigal, Luis; Trujillo Beltran, Leidy; Vasquez Tavera, Wilmar-
Tesis, Diseño detallado de una aeronave UAV de despegue vertical,
Universidad de San Buenaventura, 2007.
Development of a miniature VTOL Tail-Slitter unmanned aerial vehicle,
Brigham Young University, 2008.
UAS "Unmanned Aircraft System" Sobre su integración en el espacio
aéreo no segregado, Ministerio de defensa-España, 2009.
Aerodynamic Design of VTOL Micro Air Vehicles, University of Arizona,
2007.
178
11. ANEXOS
179
BLUEBOARD (ESQUEMA)
Flycam BlueBoard
Fuente: www.kkmulticopter.kr
180
RENDERIZADO DEL MAV
MAV con sus Componentes
Fuente: Autores
MAV con Simulacion del Material Estructural
Fuente: Autores
181
MAV Renderizado en un Campo Selvático
Fuente: Autores