FECHA: 15 de enero de 2009

NÚMERO RAE

PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA

AUTORES MARTÍNEZ ACEVEDO, Angel Felipe

MORENO PEDRAZA, Juan Camilo

TÍTULO DISEÑO CONSTRUCCIÓN Y PRUEBA DE VUELO DE UN MICRO VEHÍCULO AÉREO DE RECONOCIMIENTO

PALABRAS CLAVES Micro Vehículo Aéreo MAV Aerodinámica Dinámica de Fluidos computacional Túnel de viento Rendimiento Materiales compuestos Sistema de propulsión Pruebas de Vuelo

DESCRIPCIÓN Este trabajo de grado expone el desarrollo de un micro vehículo aéreo de reconocimiento. Se inicia con el proceso de diseño en donde se hace énfasis en el estudio aerodinámico del micro vehículo aéreo.

Cuando se concluye la fase de diseño se establecen materiales convenientes para la construcción y se explica el proceso de construcción de este tipo de vehículos con dos tipos de materiales.

Finalmente se obtiene la construcción del primer prototipo y se efectúan las respectivas pruebas de vuelo con el propósito de solucionar problemas de diseño y mejorar las características de rendimiento del

micro vehículo aéreo dando como resultado la construcción de dos prototipos adicionales.

FUENTES BIBLIOGRÁFICAS

ACERO, Natalia; HERNÁNDEZ, Carlos y LEITON, Andrés. Diseño y construcción de un micro avión con un sistema de control no convencional y selección de materiales. Bogotá, 2005, 373 p. Trabajo de grado (Ingeniero Aeronáutico). Universidad de San Buenaventura. Facultad de ingeniería. Programa de ingeniería Aeronáutica.

ADVISORY GROUP FOR AEROSPACE RESEARCH & DEVELOPMENT. Introduction to Flight Test Engineering. 1995 p 8-1 a 9-22

ANDERSON, John D. Aircraft Performance and Design. McGraw-Hill, 1999. 580 p.

ESCOBAR, Jaime Alberto, Aerodynamic Analysis and design of a mav’s wing

GÓMEZ PRIETO, Andrés Roberto y ZÚÑIGA CHÁVEZ, Andrés Mauricio. Estudio aerodinámico del modelo de avión X-001 FAC por medio de programa de computador. Bogotá, 2008, 181 p. Trabajo de grado (Ingeniero Aeronáutico). Universidad de San Buenaventura. Facultad de ingeniería. Programa de ingeniería Aeronáutica.

MULLER, Thomas J., TORRES Gabriel, Micro Aerial Vehicle development: Design, components, fabrication,

and flight-testing

NELSON, Robert. Flight stability and automatic control, segunda edicion, McGraw-Hill 1998 441p.

SELIG, Michael S., et al. Summary of low-speed airfoil data. Volume 1, Virginia: SoarTech Publications, 1995.

CONTENIDOS INTRODUCCIÓN 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1. ANTECEDENTES 1.2. DESCRIPCIÓN Y FÓRMULACIÓN DEL

PROBLEMA 1.3. JUSTIFICACIÓN 1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 1.4.1. Objetivo general 1.4.2. Objetivos específicos 1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL

PROYECTO 1.5.1. Alcances 1.5.2. Limitaciones. 2. MARCO DE REFERENCIA 2.1. MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL 2.1.1. Aerodinámica. 2.1.1.1. Número Reynolds. 2.1.1.2. Coeficientes. 2.1.1.3. Drag polar. 2.1.1.4. Capa límite. 2.1.1.5. Relación de Aspecto. 2.1.1.6. Winglets. 2.1.1.7. Burbujas de separación. 2.1.1.8. Flujo laminar y turbulento. 2.1.1.9. Velocidad de pérdida.

2.1.1.10. Aerodinámica de muy baja velocidad. 2.1.1.11. CFD. 2.1.2. Materiales 2.1.2.1. Icopor (espuma de poliestireno expandido). 2.1.2.2. Monocote. 2.1.2.3. Kevlar. 2.1.2.4. Fibra de carbono. 2.1.3. Análisis estructural 2.1.3.1. Programas de elementos finitos. 2.1.3.2. Programas de CAD. 2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO 3. METODOLOGÍA 3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 3.2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB /SUB-

LÍNEA DE FACULTAD / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN

3.4. HIPÓTESIS 3.5. VARIALES 3.5.1. Variables independientes 3.5.2. Variables dependientes 4. DESARROLLO DE INGENIERÍA 4.1. GENERALIDADES Y METODOLOGÍA 4.2. DISEÑO 4.2.1. Especificación del MAV y perfil de la misión. 4.2.2. Estudio comparativo de micro vehículos

aéreos. 4.2.3. Selección de la configuración. 4.2.4. Selección de componentes. 4.2.4.1. Componentes a bordo. 4.2.4.2. Componentes en tierra. 4.2.5. Elementos adquiridos. 4.2.6. Determinación del peso de despegue. 4.2.6.1. Peso método A. 4.2.6.2. Peso método B. 4.2.6.3. Estimado peso de la estructura.

4.2.6.4. Peso método C. 4.2.7. Parámetros iníciales 4.2.7.1. Condiciones atmosféricas. 4.2.7.2. Número Reynolds. 4.2.8. Selección del perfil. 4.2.8.1. Validación 2D. 4.2.8.2. Características de perfiles y selección. 4.2.9. Cálculos aerodinámicos del micro vehículo

aéreo. 4.2.9.1. Análisis aerodinámico teórico. 4.2.9.2. Análisis aerodinámico por medio del túnel

de viento. 4.2.9.3. Análisis aerodinámico con dinámica de

fluidos computacional. 4.2.10. Ubicación de componentes y cálculo del

centro de gravedad. 4.2.11. Cálculos de estabilidad estática. 4.2.12. Análisis de rendimiento. 4.2.12.1. Potencia requerida y potencia disponible. 4.2.12.2. Tasa de ascenso y techo absoluto. 4.2.12.3. Velocidad de pérdida. 4.2.12.4. Tiempo de vuelo. 4.2.13. Sistema de control de vuelo. 4.3. CONSTRUCCIÓN 4.3.1. Selección de materiales. 4.3.2. Proceso de elaboración del MAV con

compuesto carbono kevlar. 4.3.3. Proceso de elaboración del MAV con

espuma de poliestireno expandido. 4.4. PRUEBAS DE VUELO 4.4.1. Preparación. 4.4.2. Pruebas y descripción de pruebas. 4.4.2.2. Pruebas de vuelo. 4.4.3. Instrumentación. 4.4.4. Plan de seguridad. 4.4.4.1. Lista de chequeo de operación prototipo 1. 4.4.4.2. Lista de chequeo de operación prototipo 2 y

3. 5. PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE

RESULTADOS 5.1. DISEÑO 5.1.1. Peso. 5.1.2. Aerodinámica. 5.2. CONSTRUCCIÓN 5.3. PRUEBAS DE VUELO 5.3.1. Túnel de viento 5.3.2. Sistema de propulsión 5.3.3. Peso y balance 5.3.4. Tiempo de vuelo 5.3.5. Despegue vertical 5.3.6. Vuelos al aire libre 5.3.7. Vuelo en interiores.

METODOLOGÍA 1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

El enfoque de la investigación es empírico-analítico porque se pretende contribuir al desarrollo investigativo en un campo poco explorado en el país.

2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB/ SUB-LÍNEA DE FACULTAD/ CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA

Tecnologías actuales y sociedades.

Control de procesos e instrumentación.

Diseño y construcción de aeronaves

3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN

Dentro de los medios disponibles para obtener la información se cuenta con libros, internet y foros con profesores especializados en el tema.

Además de recolectar información con simulaciones en programas de CFD y aplicaciones en el túnel de viento de la universidad en el cual se utilizan instrumentos como tubos pitot, medidor de fuerzas además como el proyecto contempla pruebas de vuelo se analizara la información obtenida en cada vuelo para optimizar el desarrollo del MAV.

4. HIPÓTESIS

El micro vehículo aéreo cumple con las dimensiones máximas de longitud (500mm), el peso máximo incluyendo la carga paga (500 gr), la construcción se complica por las pequeñas dimensiones del MAV. Es un vehículo de ala fija, tipo ala voladora, tiene winlets para mayor rendimiento el motor está montado en la parte traserá del vehículo (tipo pusher).

5. VARIABLES

Variables independientes • Misión • Tiempo • Materiales

Variables dependientes • Configuración • Velocidad de despegue y aterrizaje • Superficies • Tiempo de vuelo

• Tipo de lanzamiento • Distancia de aterrizaje

CONCLUSIONES La configuración planteada con dos motores en el extremo de ala no funciona para este tipo de vehículo, con esta configuración no es fácil controlar el MAV, puede llegar a funcionar considerando el uso de hélices que roten en el sentido contrario (pusher y tractor ).

Se evidenció que algunos componentes internos no cumplían con los requerimientos del MAV, caso concreto del sistema de propulsión (motores y hélices), se probaron diferentes configuraciones de componentes que hacen parte del sistema de propulsión y se logró encontrar el motor con las características de empuje y potencia necesarias. Sin embargo, aún existe el problema del mismo sentido de giro en ambas hélices, causando un gran torque sobre el MAV, por lo cual no es posible mantener un vuelo controlado.

De la selección de componentes se concluye que los servos, el transmisor, receptor y el motor brushless con sus respectivos controladores de velocidad cumplen con las condiciones para ser integrados en el MAV. Los motores coreless no tienen requerimientos empuje y las hélices son inadecuadas para el uso en el MAV. La batería funciona con los motores coreless pero hace notar una falta de voltaje y capacidad si se usan los motores Brushless .

Se estudian diferentes opciones de materiales

nacionales para implementarlos en la estructura del MAV, obteniendo como resultado la selección de un material compuesto híbrido carbono-kevlar, con características de resistencia al impacto y bajo peso en comparación con otro tipo de material de refuerzo. En el transcurso del proyecto surge la necesidad de un material más liviano para la estructura del MAV, por lo cual se verifican nuevamente los materiales disponibles concluyendo con la selección de espuma de poliestireno expandido.

El diseño y dibujo en programas de CAD son útiles para importar la geometría a Gambit y llevar a cabo el análisis en CFD. También puede llegar a ser de utilidad si el proceso de construcción fuese con maquinas de control numérico.

El análisis aerodinámico del micro vehículo aéreo se llevó a cabo por tres métodos: el primer método fue por una aproximación teórica para alas de baja relación de aspecto en flujo incompresible, el segundo se realizó por medio del túnel de viento de la universidad de San Buenaventura y por último se utilizó el Software de dinámica de fluidos computacional Fluent. Al finalizar el análisis con los tres métodos se puede concluir que los mejores resultados se obtienen con CFD.

En las simulaciones en CFD se encuentra que el mejor modelo de viscosidad para las simulaciones en dos y tres dimensiones en el bajo número Reynolds en el que opera el MAV es Spalart-Allmaras. La malla que ofrece una mejor aproximación en dos dimensiones contiene 13550 celdas. En tres dimensiones de las dos

mallas utilizadas la de menor número de elementos es la recomendada ya que ofrece un menor tiempo en simulación y los resultados son similares a la malla con mayor número de elementos.

La construcción con el material compuesto híbrido carbono-kevlar se complica por la dificultad del corte del material de refuerzo, además de obtener inexactitudes entre los dibujos de CAD y el modelo construido. Por otro lado se encontró que la espuma de poliestireno expandido es fácil de trabajar además de obtener un modelo más exacto a los dibujos en CAD. Una ventaja apreciable que se encuentra con la espuma de poliestireno expandido es la notable disminución de peso frente al compuesto híbrido carbono-kevlar, mientras que de este compuesto se puede destacar la gran capacidad de resistencia a impactos.

En el túnel de viento se miden los parámetros aerodinámicos de las plataformas alares con perfiles E387 y S5010 respectivamente, encontrando problemas para ángulos de ataque mayores a 5 grados; esto se le puede atribuir a que los resultados están influenciados por la cercanía entre el modelo y las paredes de la sección de pruebas del túnel.

Los componentes se pueden instalar como lo previsto en el diseño dentro del ala pero esto puede ocasionar perdida de la forma del perfil y además cambios en las características aerodinámicas. Si se realiza la instalación en un fuselaje, el ala no pierde su forma; pero este genera una mayor resistencia aerodinámica

y un mayor peso.

En las pruebas de vuelo se encontró que cualquier diferencia entre los modelos de CAD y el modelo construido pueden afectar notablemente las características aerodinámicas, de rendimiento o de estabilidad del MAV.

Se encontró que hay parámetros externos al MAV que pueden influir que este tenga vuelos satisfactorios o no, entre ellos se puede destacar la efectividad del lanzamiento y condiciones de viento.

En las pruebas de vuelo el MAV tenía una tendencia de banqueo incontrolable a la izquierda, la razón de este inconveniente es que ambas hélices giran en la misma dirección opuesta al banqueo induciendo un torque sobre el MAV.

Finalizadas las pruebas de vuelo se encuentran problemas de control sobre el MAV en una configuración de ala voladora, esto se debe al tipo de perfil utilizado, pues este no es auto estable; sin embargo, el gran problema de la implementación de estos perfiles es su menor capacidad de sustentación.

Es de suma importancia en el desarrollo de un micro vehículo un programa de pruebas de vuelo tanto así, que puede tener la misma importancia que la fase de diseño. Con las pruebas de vuelo se puede obtener una mejor idea del comportamiento del MAV para hacer modificaciones y tener criterios para mejorar el

diseño.

Se concluye que la teoría aplicada para el análisis aerodinámico del MAV difiere de las condiciones reales de vuelo del MAV, confirmando lo que expresan diferentes diseñadores de MAV´s citados en este proyecto.

La estimación de peso se realizó por tres métodos: el primero con una aproximación lineal entre peso de despegue y envergadura a partir de un estudio comparativo de micro vehículos aéreos desarrollados a través de los años, el segundo con un promedio del peso de componentes típicos que utilizan los micro vehículos aéreos y por último el peso real del MAV teniendo a la mano el peso de cada uno de los componentes que se seleccionaron para la incorporación en el MAV. Se encontró que el primer método no aplica para una configuración de dos motores, si por el contrario se utilizará una configuración de un solo motor es válido utilizar la aproximación lineal que se obtuvo, por otro lado se encontró que el promedio de peso de los componentes se puede obtener una buena aproximación del peso sin importar la configuración.

DISEÑO CONSTRUCCIÓN Y PRUEBA DE VUELO DE UN MICRO V EHÍCULO AÉREO DE RECONOCIMIENTO

ANGEL FELIPE MARTÍNEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ

2008

DISEÑO CONSTRUCCIÓN Y PRUEBA DE VUELO DE UN MICRO V EHÍCULO AÉREO DE RECONOCIMIENTO

ANGEL FELIPE MARTÍNEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Trabajo de grado presentado como requisito para opt ar al título de Ingeniero Aeronáutico

Director Jaime Alberto Escobar Ingeniero Aeroespacial

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ

2008

Bogotá D.C. Noviembre de 2008

Nota de aceptación: ______________________________ ______________________________ ______________________________ ______________________________ ______________________________

______________________________ Firma del presidente del jurado

______________________________ Firma del jurado

______________________________ Firma del jurado

Este trabajo está dedicado a mis abuelos, tías y primo, por brindarme el apoyo necesario para alcanzar mis metas, así mismo a mi novia por ser el aliento en los momentos más duros y a mis compañeros por compartir estos años de carrera y ser un soporte de amistad.

Angel Felipe Martínez Acevedo

Dedico este trabajo a Dios, mis padres y mi hermana gran ejemplo a seguir, su constante apoyo fue fundamental durante toda mi vida universitaria, a mis amigos porque ellos también fueron parte de este proceso.

Juan Camilo Moreno Pedraza

AGRADECIMIENTOS

Los autores expresan su agradecimiento a: Ingeniero Jaime Escobar, asesor del proyecto por sus aportes, recomendaciones y colaboración en todas las fases del proyecto. Ingeniero Aurelio Méndez, por sus valiosos consejos, contribución y dedicación en el proceso de pruebas de vuelo. Al personal del área de informática por su colaboración en la disponibilidad de computadores para llevar a cabo las simulaciones. Al personal de los laboratorios de ingeniería Aeronáutica y Mecatrónica por su colaboración en la disponibilidad de herramientas y equipos. Este agradecimiento se hace extensivo a todas las personas que de alguna forma han intervenido en el desarrollo de este proyecto.

CONTENIDO

pág.

INTRODUCCIÓN ................................................................................................... 30

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ................................................... 31

1.1. ANTECEDENTES ................................................................................. 31

1.2. DESCRIPCIÓN Y FÓRMULACIÓN DEL PROBLEMA .......................... 32

1.3. JUSTIFICACIÓN ................................................................................... 32

1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN .................................................. 33

1.4.1. Objetivo general. ................................................................................... 33

1.4.2. Objetivos específicos. ........................................................................... 33

1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO ................................ 34

1.5.1. Alcances. .............................................................................................. 34

1.5.2. Limitaciones. ......................................................................................... 35

2. MARCO DE REFERENCIA ................................................................... 36

2.1. MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL ...................................................... 36

2.1.1. Aerodinámica. ....................................................................................... 36

2.1.1.1. Número Reynolds. ................................................................................ 36

2.1.1.2. Coeficientes. ......................................................................................... 37

2.1.1.3. Drag polar. ............................................................................................ 37

2.1.1.4. Capa límite. ........................................................................................... 38

2.1.1.5. Relación de Aspecto. ............................................................................ 38

2.1.1.6. Winglets. ............................................................................................... 38

2.1.1.7. Burbujas de separación. ....................................................................... 38

2.1.1.8. Flujo laminar y turbulento. ..................................................................... 39

2.1.1.9. Velocidad de pérdida. ........................................................................... 39

2.1.1.10. Aerodinámica de muy baja velocidad. ................................................... 39

2.1.1.11. CFD. ...................................................................................................... 39

2.1.2. Materiales ............................................................................................. 40

2.1.2.1. Icopor (espuma de poliestireno expandido). ......................................... 40

2.1.2.2. Monocote. ............................................................................................. 41

2.1.2.3. Kevlar. ................................................................................................... 41

2.1.2.4. Fibra de carbono. .................................................................................. 42

2.1.3. Análisis estructural ................................................................................ 42

2.1.3.1. Programas de elementos finitos. ........................................................... 42

2.1.3.2. Programas de CAD. .............................................................................. 42

2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO .......................................................... 42

3. METODOLOGÍA ................................................................................... 43

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN .................................................... 43

3.2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB /SUB-LÍNEA DE FACULTAD / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA ................................................ 43

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN ..................... 43

3.4. HIPÓTESIS ........................................................................................... 43

3.5. VARIALES ............................................................................................ 43

3.5.1. Variables independientes ...................................................................... 43

3.5.2. Variables dependientes ......................................................................... 43

4. DESARROLLO DE INGENIERÍA .......................................................... 45

4.1. GENERALIDADES Y METODOLOGÍA ................................................. 45

4.2. DISEÑO ................................................................................................ 47

4.2.1. Especificación del MAV y perfil de la misión. ........................................ 47

4.2.2. Estudio comparativo de micro vehículos aéreos. .................................. 48

4.2.3. Selección de la configuración. .............................................................. 51

4.2.4. Selección de componentes. .................................................................. 54

4.2.4.1. Componentes a bordo. .......................................................................... 54

4.2.4.2. Componentes en tierra. ......................................................................... 55

4.2.5. Elementos adquiridos. ........................................................................... 61

4.2.6. Determinación del peso de despegue. .................................................. 61

4.2.6.1. Peso método A. .................................................................................... 61

4.2.6.2. Peso método B. .................................................................................... 62

4.2.6.3. Estimado peso de la estructura. ............................................................ 64

4.2.6.4. Peso método C. .................................................................................... 65

4.2.7. Parámetros iníciales .............................................................................. 67

4.2.7.1. Condiciones atmosféricas. .................................................................... 67

4.2.7.2. Número Reynolds. ................................................................................ 67

4.2.8. Selección del perfil. ............................................................................... 67

4.2.8.1. Validación 2D. ....................................................................................... 68

4.2.8.2. Características de perfiles y selección. ................................................. 80

4.2.9. Cálculos aerodinámicos del micro vehículo aéreo. ............................... 82

4.2.9.1. Análisis aerodinámico teórico. .............................................................. 83

4.2.9.2. Análisis aerodinámico por medio del túnel de viento. ........................... 91

4.2.9.3. Análisis aerodinámico con dinámica de fluidos computacional. ............ 95

4.2.10. Ubicación de componentes y cálculo del centro de gravedad. ........... 104

4.2.11. Cálculos de estabilidad estática. ......................................................... 106

4.2.12. Análisis de rendimiento. ...................................................................... 108

4.2.12.1. Potencia requerida y potencia disponible. ........................................... 108

4.2.12.2. Tasa de ascenso y techo absoluto. ..................................................... 111

4.2.12.3. Velocidad de pérdida. ......................................................................... 113

4.2.12.4. Tiempo de vuelo.................................................................................. 113

4.2.13. Sistema de control de vuelo. ............................................................... 115

4.3. CONSTRUCCIÓN ............................................................................... 117

4.3.1. Selección de materiales. ..................................................................... 117

4.3.2. Proceso de elaboración del MAV con compuesto carbono kevlar. ..... 118

4.3.3. Proceso de elaboración del MAV con espuma de poliestireno expandido. .......................................................................................... 123

4.4. PRUEBAS DE VUELO ........................................................................ 125

4.4.1. Preparación. ........................................................................................ 125

4.4.2. Pruebas y descripción de pruebas. ..................................................... 126

4.4.2.2. Pruebas de vuelo. ............................................................................... 127

4.4.3. Instrumentación................................................................................... 127

4.4.4. Plan de seguridad. .............................................................................. 128

4.4.4.1. Lista de chequeo de operación prototipo 1. ........................................ 128

4.4.4.2. Lista de chequeo de operación prototipo 2 y 3. .................................. 128

5. PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS ............................ 130

5.1. DISEÑO .............................................................................................. 130

5.1.1. Peso. ................................................................................................... 130

5.1.2. Aerodinámica. ..................................................................................... 131

5.2. CONSTRUCCIÓN ............................................................................... 133

5.3. PRUEBAS DE VUELO ........................................................................ 136

5.3.1. Túnel de viento ................................................................................... 136

5.3.2. Sistema de propulsión ......................................................................... 136

5.3.3. Peso y balance ................................................................................... 136

5.3.4. Tiempo de vuelo.................................................................................. 136

5.3.5. Despegue vertical ............................................................................... 136

5.3.6. Vuelos al aire libre............................................................................... 137

5.3.7. Vuelo en interiores. ............................................................................. 137

6. CONCLUSIONES ............................................................................... 138

7. RECOMENDACIONES ....................................................................... 141

BIBLIOGRAFÍA .................................................................................................... 143

ANEXOS 144

LISTA DE TABLAS

pág.

Tabla 1. Estudio comparativo de Micro vehículos aéreos 49

Tabla 2. Selección de servos 56

Tabla 3 Selección de batería 57

Tabla 4. Selección controladores de velocidad 57

Tabla 5. Selección cámara de video 58

Tabla 6. Selección de motor 58

Tabla 7. Selección de Receptor 60

Tabla 8. Elementos Adquiridos 61

Tabla 9. Condiciones atmosféricas 67

Tabla 10. Características mallas 2D 70

Tabla 11. Coeficientes aerodinámicos teóricos para el ala con E387 85

Tabla 12. Capacidad de carga del ala con E387 88

Tabla 13. Coeficientes aerodinámicos teóricos para el ala con S5010 89

Tabla 14. Capacidad de carga del ala con S5010 91

Tabla 15. Peso y distancia al centro de gravedad para cada componente 106

Tabla 16. Rendimiento de los motores Astro Flight Firefly 4:1 Coreless 108

Tabla 17. Tiempo de vuelo del MAV 114

Tabla 18. Resultado pesos 130

Tabla 19. Características prototipos 134

Tabla 20. Datos túnel de viento plataforma rectangular ala con perfil S5010 149

Tabla 21. Datos túnel de viento plataforma rectangular ala con perfil E387 149

Tabla 22. Datos túnel de viento plataforma rectangular ala con perfil E387, con estabilizadores. 150

LISTA DE FIGURAS

pág.

Figura 1. Perfil de la misión 35

Figura 2. Metodología de desarrollo 46

Figura 3. Perfil de la misión 48

Figura 4. Ejes y desplazamiento de motores del MAV 51

Figura 5. Plataformas alares 52

Figura 6. Coeficiente de sustentación para plataformas alares 52

Figura 7. Coeficiente de resistencia para plataformas alares 53

Figura 8. Configuraciones para el MAV 53

Figura 9. Peso de despegue respecto a la envergadura. 62

Figura 10. Peso de componentes en gramos 63

Figura 11. Pesos de despegue en gramos - método B 63

Figura 12. Área mojada en Solid Edge 64

Figura 13. Peso de despegue clase C 66

Figura 14. Perfil para validar 68

Figura 15. Volumen de control y condiciones de frontera para 2D 69

Figura 16. Malla estructurada en 2D 70

Figura 17. Mallas para validar 70

Figura 18. Validación coeficiente de sustentación 2D malla 1 71

Figura 19. Validación coeficiente de resistencia 2D malla 1 71

Figura 20. Validación de Drag polar 2D malla 1 72

Figura 21. Validación de eficiencia aerodinámica 2D malla 1 72

Figura 22. Validación coeficiente de sustentación malla 2 73

Figura 23. Validación coeficiente de resistencia malla 2 73

Figura 24. Validación Drag polar malla 2 74

Figura 25. Validación eficiencia aerodinámica malla 2. 74

Figura 26. Validación coeficiente de sustentación malla 3 75

Figura 27. Validación coeficiente de resistencia malla 3 75

Figura 28. Validación Drag polar malla 3 76

Figura 29. Validación eficiencia aerodinámica malla 3 76

Figura 30. Coeficiente de sustentación malla 1, 2 y 3 78

Figura 31. Coeficiente de resistencia malla 1, 2 y 3 78

Figura 32. Drag polar malla 1, 2 y 3 79

Figura 33. Eficiencia aerodinámica malla 1, 2 y 3 79

Figura 34. Coeficiente de sustentación de perfiles 80

Figura 35. Coeficiente de resistencia de perfiles 81

Figura 36. Drag polar de perfiles 81

Figura 37. Eficiencia aerodinámica de perfiles 82

Figura 38. Coeficiente de sustentación para E387 83

Figura 39. Coeficiente de sustentación teórico ala E387 86

Figura 40. Coeficiente de resistencia teórico ala E387 86

Figura 41. Drag polar teórico ala E387 87

Figura 42. Eficiencia aerodinámica teórica ala E387 87

Figura 43. Coeficiente de sustentación teórico ala S5010 89

Figura 44. Coeficiente de resistencia teórico ala S5010 90

Figura 45. . Drag polar teórico ala S5010 90

Figura 46. Eficiencia aerodinámica teórica ala S5010 91

Figura 47. Túnel de viento Gunt HM 170 92

Figura 48. Pruebas en el túnel de viento 93

Figura 49. Coeficiente de sustentación por túnel de viento 93

Figura 50. Coeficiente de resistencia por túnel de viento 94

Figura 51. Drag polar por túnel de viento 94

Figura 52. Eficiencia aerodinámica por túnel de viento 95

Figura 53. Volumen de control y condiciones de frontera 3D 96

Figura 54. Volúmenes para malla estructurada 97

Figura 55. Malla estructurada 3D 97

Figura 56. Validación coeficiente de sustentación 3D 98

Figura 57. Validación coeficiente de resistencia 3D 99

Figura 58. Validación Drag polar 3D 99

Figura 59. Validación eficiencia aerodinámica 3D 100

Figura 60. Coeficiente de sustentación CFD 101

Figura 61. Coeficiente de resistencia CFD 101

Figura 62. Drag polar CFD 102

Figura 63. Eficiencia aerodinámica CFD 102

Figura 64. Magnitud de velocidad ala E387 a 7° 103

Figura 65. Magnitud de velocidad ala E387 a 22° 103

Figura 66. Líneas de trayectoria ala E387 a 7° 104

Figura 67. Contornos de presión estática ala E387 a 7° 104

Figura 68. Coeficiente de resistencia mínimo (CDo) 109

Figura 69. Empuje requerido y empuje disponible 110

Figura 70. Potencia requerida y potencia disponible 111

Figura 71. Tasa de ascenso 112

Figura 72. Techo absoluto 113

Figura 73. Conexión de componentes 116

Figura 74. Descripción mandos de control 116

Figura 75. Vista JIG de ensamble 119

Figura 76. Construcción JIG 119

Figura 77. JIG 119

Figura 78. Estructura del MAV 120

Figura 79. Laminado Carbono-Kevlar 122

Figura 80. Ubicación de componentes prototipo 1 123

Figura 81. Corte ala espuma de poliestireno expandido 124

Figura 82. Ubicación componentes prototipo 2 124

Figura 83. Ubicación componentes prototipo 3 125

Figura 84. Modelamiento en Solid Edge prototipos 1 y 3 130

Figura 85. Comparativo de sustentación entre análisis aerodinámicos 131

Figura 86. Comparativo de resistencia entre análisis aerodinámicos 132

Figura 87. Comparativo de drag polar entre análisis aerodinámicos 132

Figura 88. Comparativo de eficiencia entre análisis aerodinámicos 133

Figura 89. Prototipo 1 134

Figura 90. Prototipo 2 135

Figura 91. Prototipo 3 135

Figura 92. Evaluación de parámetro VTOL 136

Figura 93. Coeficiente de sustentación plataforma alar S5010 147

Figura 94. Coeficiente de resistencia plataforma alar S5010 147

Figura 95. Drag polar plataforma alar S5010 148

Figura 96. Eficiencia aerodinámica plataforma alar S5010 148

LISTA DE ANEXOS

pág.

Anexo A. Ficha técnica resina.............................................................................. 145

Anexo B. Sumario análisis aerodinámico plataforma alar rectangular perfil S5010 y datos túnel de viento ............................................................ 147

Anexo C. Planos Prototipo 1 ................................................................................ 151

Anexo D. Planos Prototipo 3 ................................................................................ 160

L ISTA DE PLANOS Plano 1. Conjunto prototipo 1 151

Plano 2. Lamina inferior prototipo 1 152

Plano 3. Viga borde de salida prototipo 1 153

Plano 4. Viga borde de ataque prototipo 1 154

Plano 5. Lamina superior prototipo 1 155

Plano 6. Estabilizador vertical prototipo 1 156

Plano 7. Plano estabilizador horizontal prototipo 1 157

Plano 8. Costilla interna prototipo 1 158

Plano 9. Costilla externa prototipo 1 159

Plano 10. Conjunto prototipo 3 160

Plano 11. Fuselaje prototipo 3 161

Plano 12. Ala prototipo 3 162

Plano 13. Superficie de control prototipo 3 163

Plano 14. Estabilizador vertical prototipo 3 164

GLOSARIO

CAD: se refiere a diseño asistido por computador (por sus siglas en ingles). CENTRO DE GRAVEDAD: es el punto donde se concentra el peso total de una aeronave, una aeronave realiza sus movimientos en los tres ejes alrededor de este punto. CERA DESMOLDANTE: es uno de los agentes desmoldantes que evita el unión de la resina con el molde, ya que las resinas poseen buenas propiedades adhesivas. CFD: se refiere a dinámica de fluidos computacional (por sus siglas en ingles). COSTILLA: hace parte de las estructura de un ala, esta tiene la forma de un perfil aerodinámico de esta forma permite dar forma al ala, adicionalmente transmite cargas concentradas. DRAG: es la resistencia aerodinámica que genera un cuerpo al interactuar con el aire. ELEVONS: dos superficies de control ubicadas en el borde de salida del ala, las cuales tiene la característica de elevadores si estas suben o bajan al mismo tiempo o pueden funcionar como alerones si una sube y la otra baja o al contrario dependiendo del sentido de rotación que se quiere efectuar. FLUENT: software de dinámica de fluidos computacional que se basa en el método de los volúmenes finitos. GAMBIT: software pre-procesador de Fluent, utilizado para modelación de la geometría, definición de las condiciones de frontera y la generación de mallas. ISA: se refiere a atmosfera estándar internacional (por sus siglas en ingles), en donde se expresa las características atmosféricas dependiendo de la altura. Publicada por la organización internacional de estandarización (ISO). JIG: elemento que se utiliza para el garantizar un correcto ensamble de las piezas que conforman las estructura. K-OMEGA SST: modelo de turbulencia de dos ecuaciones (puede ser usado como un modelo de turbulencia de bajo número Reynolds).

MALLA: cuando se requiere analizar el flujo de un fluido en CFD se divide el dominio en pequeños subdominios, en donde las ecuaciones diferenciales parciales que gobiernan el flujo del fluido se resuelven. MALLA ESTRUCTURADA: se caracteriza por elementos tipo cuadriláteros para dos dimensiones y hexahedros en tres dimensiones. MALLA NO ESTRUCTURADA: se caracteriza por la conectividad irregular entre los elementos. MAV: micro vehículo aéreo (por sus siglas en ingles). PITCH: movimiento de una aeronave alrededor de su eje lateral. RESINA DE POLIÉSTER: es un tipo de resina que se identifica por su baja viscosidad, la fabricación de piezas es más fácil pero las cargas que resiste el material es menor. ROLL: movimiento de una aeronave alrededor de su eje longitudinal. SPALART ALLMARAS: Es un modelo de turbulencia de una ecuación, que resuelve una ecuación de transporte. TAPER RATIO: es la relación entre la cuerda en el extremo de un ala y la cuerda en la raíz. VORTICIDAD: es un término para cuantificar la rotación de un fluido. YAW: movimiento de una aeronave alrededor de su eje vertical.

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INTRODUCCIÓN

Buscando la forma de avanzar en tecnología y por lo tanto en conocimientos se muestra en este documento el proceso de diseño, comprobación, construcción y ensayos de vuelo de un MAV (Micro Aerial Vehicle ) que cumple con una misión de reconocimiento y por lo tanto crea también un producto que puede ser de uso civil o militar en distintos campos. Como principal característica para orientación del lector el tipo de aeronave que se expone en este documento; es un vehículo aéreo de dimensiones limitadas, opera en un régimen aerodinámico de bajo número Reynolds, normalmente su sistema de propulsión es un motor eléctrico y su misión principal es la recolección y transferencia de video, en un rango corto de operación denominado por algunos centros de estudio como MAV’s. Partiendo de esta definición podemos decir que las aeronaves no tripuladas que se diseñan actualmente para misiones de reconocimiento son UAV´s (Unmanned Aerial Vehicle ) y micro UAV´s las cuales no poseen limitantes en cuanto a tamaño y carga aunque su operación implica tener unos bajos niveles de ruido en vuelo y bajo reconocimiento en los radares aéreos. Uno de los retos principales al que se enfrenta un diseñador al momento de poner la teoría en práctica es disminuir las dimensiones de los instrumentos y equipos que se desarrollan, siempre con el fin de tener las mejores y más óptimas condiciones para cumplir los objetivos para los cuales este se construye. El ser humano desde hace tiempo busca estudiar y aprovechar los comportamientos físicos a los cuales se ve sometido un objeto cuando se hace a una pequeña escala y percibe que existe una diferencia en la teoría para obtener el rendimiento deseado, pero que las ventajas que ofrece el hacer modelos pequeños en cuanto economía, comodidad, nivel de ruido, operación en lugares reducidos y amplio desempeño en todos los campos ingenieriles vale la pena explotar estas ventajas para suplir necesidades de consumo con características similares a las que se pueden ofrecer con un vehículo de escala mayor. Este proyecto abarcara los tres pasos generales a realizar para poner en funcionamiento una aeronave, el diseño se encargara de dar los parámetros iníciales para la construcción del modelo y la posterior realización de las pruebas de vuelo.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1. ANTECEDENTES

Los micros vehículos aéreos han sido objeto de investigación desde principios de los noventa en aplicaciones militares, específicamente cuando los científicos Hundley y Grittón en 1992 propusieron el desarrollo de uno de estos aparatos en un lapso de 10 años con aplicaciones en reconocimiento. Luego estos fueron definidos por DARPA (Defence advanced research Project agency ) como vehículos aéreos que no exceden más de 15 centímetros en cualquiera de sus dimensiones, con una masa menor de 90 gramos y carga paga de 18 gramos, usualmente con velocidades de 20 m/s y con una autonomía de vuelo de 20 a 30 minutos con transmisión de video continuo. Una de las formas más utilizadas para el desarrollo de este tipo de vehículos es por medio de competencias que permiten liderar estudios y desarrollos en una amplia variedad de campos concernientes con la tecnología MAV y aplicaciones que presentan sus resultados; es así como desde hace tres años se ha venido realizando el US-European Competition and workshop on Micro-Aerial vehicle un evento competitivo de este tipo; que ha puesto unas nuevas especificaciones que varían con la definición de DARPA y han planeado en sus tres versiones una dimensión máxima de 50 centímetros, un peso máximo de 500 gramos y una autonomía de un rango entre 10 y 30 minutos. En el contexto nacional específicamente en la Universidad De San Buenaventura se han elaborado dos proyectos de grado sobre los MAV; la primera de ellas titulada ¨caracterización del método de diseño aplicable a micro vehículos aéreos. Diseño de un MAV y definición de los parámetros básicos para la formación de un grupo de investigación¨ que fue desarrollada en el año 2004 por los estudiantes Germán Alberto Barragán De Los Ríos, Ricardo Javier Domínguez Combita, Jorge Iván García Sepúlveda y Jorge Hernán Niampira Barbosa; en esta se realizó un diseño conceptual, diseño preliminar y diseño detallado de un MAV además sus alcances más importantes fueron la creación de un método de diseño que aplica para un MAV de ala fija, la elaboración de gráficas con datos aerodinámicos obtenidos en el túnel de viento que les permitió concluir que la mejor plataforma para utilizar en este tipo de vehículo es la Zimmerman inversa y por ultimo un análisis de costos para una producción en serie de MAV’s. El segundo trabajo de grado fue desarrollado en el año 2005 por Natalia Acero, Carlos Hernández y Andrés Leiton titulado ¨diseño y construcción de un micro vehículo aéreo con un sistema de control no convencional y selección de materiales¨. Los alcances más relevantes que se obtuvieron en este proyecto fueron la investigación en materiales termo formados como el poliestireno para la elaboración de el MAV

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además de la realización de este en forma de ala voladora que tiene las mejores características aerodinámicas, encontraron también el problema al seleccionar la planta motriz y su batería puesto que las baterías de litio tienen una mayor duración pero problemas de seguridad. En el campo de la aerodinámica se obtuvieron buenos resultados en la utilización de winglets para mejorar el rendimiento, así como la utilización del túnel de viento para la comprobación de los modelos matemáticos con las pruebas reales. Adicionalmente en Colombia se tienen antecedentes de la universidad de los Andes, con un trabajo de investigación desarrollado por O.E Anaya, A. Pinilla, ¨caracterización MVA con perfil alar MH44 y forma de ala delta bajo condiciones simuladas de vuelo¨, su alcances más relevantes fueron pruebas del túnel de viento hallando el rango de velocidades en las cuales el MVA tiene sustentación y diseño y construcción de dispositivo de medición de fuerzas resultantes en el modelo, las pruebas realizadas se efectuaron con motor prendido y motor apagado. 1.2. DESCRIPCIÓN Y FÓRMULACIÓN DEL PROBLEMA En Colombia hay registro de diseño y construcción de micro vehículos aéreos pero ninguno está operando, existen problemas en el diseño dado que hay carencias de modelos teóricos aplicables a este fin. Además en la construcción no se cuenta con las maquinas adecuadas para la fabricación de los modelos. ¿Cuáles son las particularidades del diseño detallado y construcción de un micro vehículo aéreo, que cumpla con las especificaciones de desempeño establecidas en los alcances en este documento? 1.3. JUSTIFICACIÓN

El aspecto más significativo de este proyecto es la realización de pruebas de vuelo, este enfoque en el desarrollo de cualquier proyecto es importante; puesto que cuando se realiza un proyecto de investigación la información aportada es importante ponerla en práctica para corroborar la teoría en la experiencia real. En distintas partes del mundo se han desarrollado micro vehículos aéreos con éxito en vuelo, pero a nivel nacional y específicamente en la universidad, en las tesis desarrolladas los máximos avances fueron la construcción del modelo, pero no se registraron pruebas de vuelo por distintos factores que pueden ser corregidos con el aporte en la realización de un nuevo modelo. La importancia de desarrollar este proyecto de diseño y construcción de un micro vehículo aéreo es extenso en cuanto a sus principios teóricos y aplicaciones; primero la operación de un MAV se encuentra en un régimen donde la aerodinámica es de bajo número Reynolds, en donde se hace necesario un estudio aerodinámico más detallado y que además sería interesante porque en

33

este régimen no existe una documentación suficiente por la poca investigación y desarrollo de estos en el país. Específicamente sería un aporte más para la universidad en la comprobación aerodinámica. En segundo lugar el hecho de diseñar y construir este micro vehículo aéreo es significativo ya que en el mundo actualmente se están empezando a hacer investigaciones sobre este tema y su aplicabilidad es muy amplia, pues un vehículo como este puede desarrollar misiones totalmente nuevas que no son capaces de realizar otro tipo de aeronaves con distinto rendimiento. Su Principal campo de desempeño es en tecnología militar pero también existen diversas aplicaciones comerciales como, exploración de flora y fauna, fotografía aérea, inspección de líneas eléctricas y en cuanto al campo militar en reconocimiento, operaciones en zonas urbanas como monitoreo de tráfico, desenvolvimiento en espacios reducidos como edificios o cañones, comunicación, censo de actividades bioquímicas, operaciones de búsqueda y rescate, vigilancia de fronteras entre otras. La factibilidad de ejecución este proyecto es alta ya que la universidad cuenta con un túnel de viento para realizar pruebas aerodinámicas que se adapta perfectamente a los requerimientos de un micro avión porque la sección de prueba es suficiente para estos vehículos en escala real, además la velocidad del túnel de viento es precisa para los regímenes que se tendrán en pruebas de vuelo reales. Igualmente la universidad cuentan con programas de dinámica de fluidos computacional para complementar los resultados obtenidos en el túnel de viento, además de los recursos humanos, materiales y varias fuentes de información entre ellas las tesis realizadas que se pueden complementar durante el desarrollo del proyecto, este es un tema relativamente nuevo sin embargo se encuentran artículos y libros para la consulta; finalmente un aspecto importante en cuanto a factibilidad de este proyecto son los recursos económicos, el proyecto comprende el diseño y construcción de un MAV que implica la inversión de dinero en la fabricación que en realidad es una suma módica, puesto que el material que se utiliza es mínimo dado el tamaño de la aeronave en comparación con una construcción de un UAV de dimensiones mayores. 1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 1.4.1. Objetivo general. Diseñar y construir un micro vehículo aéreo de reconocimiento y efectuar las pruebas de vuelo.

1.4.2. Objetivos específicos.

• Seleccionar el tipo de configuración del micro vehículo aéreo, sus componentes internos y sistema de propulsión.

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• seleccionar y verificar los materiales convenientes para la construcción del MAV

• Elaborar bosquejos en programas de CAD de distintos modelos para la investigación a realizar.

• Simular en programas de CFD las características aerodinámicas de los distintos modelos utilizando esta información para la selección de la mejor configuración a elaborar.

• Fabricar el modelo seleccionado por sus mejores características • Comprobar en el túnel de viento los resultados obtenidos en el programa de

CFD. • Instalar los dispositivos de control y propulsión para realizar las pruebas de

vuelo. • Realizar pruebas de vuelo mostrando los aspectos más significativos del

comportamiento dinámico real del MAV 1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO

1.5.1. Alcances. Este proyecto se desarrollará teniendo en cuenta los objetivos propuestos y se pretende alcanzar pruebas de vuelo; para lograr esto es necesario realizar el proceso de diseño del mismo, lo que implica sus diferentes análisis aerodinámicos y estructurales realizados en programas computacionales. Además de la elaboración del prototipo con materiales que se encuentren disponibles y de fácil asequibilidad económica; incluyendo entre estos el sistema de propulsión, sistema de control y video.

Los alcances comprenden la especificación de la misión del micro vehículo aéreo, la cual consiste en:

• Lanzamiento y ascenso a 100 metros • Crucero de 600 metros • Maniobras de Loiter sobre el objetivo • Descenso sobre el objetivo • Ascenso a 100 metros • Regresar al punto de lanzamiento (600 metros de crucero) • aterrizaje • Peso máximo incluyendo carga paga 500 gr • Máxima dimensión 500 mm

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Figura 1. Perfil de la misión

Fuente: TORRES, Gabriel Y MUELLER Thomas j. Micro aerial vehicle development: design, components, fabrication, and flight-testing

1.5.2. Limitaciones. Únicamente se realizarán pruebas de vuelo generales y no se pretende realizar la misión de reconocimiento con la cual se ha diseñado el MAV.

El estudio y desarrollo de los dispositivos electrónicos y el sistema de navegación serán delimitados ya que es un tema extenso y no es un objetivo del proyecto. Se elaborará en materiales nacionales, teniendo en cuenta el costo, es posible que no se utilice en la elaboración del prototipo el más adecuado según la teoría; Los cálculos estructurales están limitados al uso de programas de elementos finitos y no se realizarán cálculos teóricos más específicos, además Los estudios a realizar en los programas computacionales estarán limitados por el tipo de licencia que posee la universidad. En cuanto a las pruebas de vuelo se tomarán los datos más relevantes y limitamos el uso de dispositivos distintos o adicionales a los nombrados para realizar otro tipo de mediciones en el MAV.

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2. MARCO DE REFERENCIA

2.1. MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL

2.1.1. Aerodinámica. La ciencia que quizás más influye en el resultado de este proyecto es la aerodinámica puesto que estudia el movimiento del aire y otros fluidos gaseosos y las fuerzas que actúan en los cuerpos en movimiento relativo a estos fluidos. La aerodinámica es un aspecto vital en cuanto al diseño y rendimiento de las aeronaves: una aerodinámica óptima es esencial en el proceso de diseño de buenas aeronaves y para obtenerla es necesario conseguir la sustentación necesaria con la mínima resistencia posible. En el caso de los MAV típicamente tienen un bajo Aspect Ratio que causa un flujo con mucha vorticidad alrededor de las estructuras y un aumento en el Drag inducido.

Las principales fuerzas aerodinámicas que actúan sobre un cuerpo en el aire son la sustentación y la resistencia. Su forma de estudio se puede realizar mediante análisis dimensional que simplifica la elaboración de dichos cálculos y en aerodinámica se realiza por medio de coeficientes. 2.1.1.1. Número Reynolds. El número Reynolds se puede visualizar como la proporción entre una fuerza de inercia típica (masa multiplicada por la aceleración) y una fuerza viscosa típica

νµρ VLVL ==Re

En donde • ρ es la densidad del fluido • V es la velocidad del fluido • L es la longitud • µ es la viscosidad cinemática • v es la viscosidad dinámica

El número Reynolds de la cuerda de un micro vehículo aéreo está entre 30000 y 200000, las características de este régimen son:

• Separación laminar con transición de flujo turbulento que puede causar histéresis en perfiles gruesos

• Si el número Reynolds es menor que 50000 la capa cortante libre no llega a ser turbulenta en el momento de retornar luego de la separación

• El Viaje artificial de la capa límite causa un flujo turbulento que ha sido exitosamente reducido al número de Reynolds crítico en la parte superior y final de esta región.

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2.1.1.2. Coeficientes. El coeficiente de sustentación de un cuerpo aerodinámico es un valor intrínseco de la forma de este, el ángulo de ataque, el número Mach y el número Reynolds; siendo este uno de los parámetros que más influyen en el coeficiente de sustentación y el comportamiento de un micro vehículo aéreo ya que este se encuentra entre 30,000 < Re < 200,000 debido a su baja velocidad de vuelo, poca inercia y pequeña dimensión. El coeficiente de sustentación esta dado por:

Sq

LC L

∞

=

En donde

• q es la presión dinámica que se define como: 2

2

1∞∞ = Vq ρ

• L es la sustentación (Lift). Para cálculos preliminares se puede asumir que La sustentación es igual al peso de la aeronave.

• S es el área alar El coeficiente de resistencia al avance se obtiene de:

Sq

DCD

∞

=

En donde D es la resistencia al avance (Drag).

Y el coeficiente de momento se obtiene de:

Sq

MCm

∞

=

En donde M es el momento aerodinámico generado. 2.1.1.3. Drag polar. Para cada cuerpo aerodinámico hay una relación entre CD y CL que puede ser expresado como una ecuación o gráfica; tanto la ecuación como la gráfica son llamadas Drag polar. Virtualmente toda la información aerodinámica acerca de una aeronave necesaria para un análisis de rendimiento está contenida en el Drag polar. Este se puede obtener de la fórmula.

iDDD CCC +=0

iDC es el coeficiente de Drag inducido

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eAR

CC L

Di π

2

=

En donde e es el número de Oswald el cual depende la eficiencia del ala. AR es el Aspect Ratio que nos especifica la forma alar y esta dado por la fórmula

SbAR

2=

Donde b es la envergadura y S es la superficie del ala.

0DC es el coeficiente de Drag parasito y puede ser tratado como la suma de los

valores a cero sustentación. 2.1.1.4. Capa límite. Los efectos viscosos son en particular importancia cerca de las superficies sólidas, donde la fuerte interacción de las moléculas del fluido con las moléculas del sólido reduce a cero la velocidad relativa entre el fluido y el sólido. Para una superficie estacionaria la velocidad del fluido en la región cercana a la pared debe reducirse a cero. La velocidad del fluido varía con la distancia desde la superficie sólida, es decir desde cero en la superficie sólida hasta un valor máximo a determinada distancia. Generalmente estas regiones con gradientes de velocidad significativos son delgados en comparación con alguna dimensión típica del cuerpo, a lo que se llama capa límite; cuando en la capa límite se presentan gradientes de velocidad fuertes los esfuerzos viscosos pueden volverse importantes. 2.1.1.5. Relación de Aspecto. La Relación de Aspecto más conocido como AR es la relación entre la envergadura y el área del ala. Si por ejemplo el AR es demasiado bajo la eficiencia aerodinámica (L/D) a bajas velocidades con problemas de estabilidad estática y dinámica.

AR = b/s

2.1.1.6. Winglets. Los winglets son básicamente pequeñas alas atadas a las puntas de las alas del vehículo y orientadas en un ángulo determinado; existen diferentes tipos de winglets. La función de un winglet es reducir la vorticidad en la punta de las alas, redistribuir la sustentación a través del ala y reducir así el arrastre inducido. En el caso de micro aviones los winglets pueden ayudar a las características del flujo en vuelos de números Reynolds bajos. La adición de winglets cambia el momento de cabeceo en las alas: el movimiento del centro aerodinámico permite mayor flexibilidad en la etapa de montar la carga paga durante la fase de diseño. La desventaja del uso de los winglets es que agregan peso y fricción por la piel del área superficial. 2.1.1.7. Burbujas de separación. Las burbujas de separación usualmente comienzan en el borde de ataque, causando una alteración en el pico de presión

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total en el lado superior del perfil, modificando la distribución de presión total y causa una gran pérdida de sustentación. La burbuja de separación depende del incremento del ángulo de ataque: si por ejemplo esta justo después del borde de ataque no genera cambios la sustentación. 2.1.1.8. Flujo laminar y turbulento. El flujo se llama laminar cuando las capas de fluido dentro de la capa límite se deslizan unas sobre otras de manera ordenada. Siempre que el objeto sea de magnitud pequeña, baja la velocidad del flujo o alta su viscosidad, se observan flujos laminares. Por otro lado el flujo turbulento se produce cuando hay movimiento irregular con remolinos; generalmente el flujo turbulento se da cuando el cuerpo es grande, se mueve a gran velocidad o la viscosidad del fluido es pequeña. Dentro de los remolinos y entre ellos las capas de fluido están en movimiento relativo y los esfuerzos viscosos causan disipación de energía; debido al alto grado de actividad asociada con los remolinos y fluctuación de velocidades, la disipación viscosa de la energía dentro de un flujo turbulento puede ser mucho mayor que en un flujo laminar. 2.1.1.9. Velocidad de pérdida. Es la velocidad en la cual los efectos de separación de capa límite y de burbuja de separación predominan, provocando la pérdida de producción de sustentación del ala, además la velocidad de pérdida disminuye a medida que aumenta el ángulo de ataque, teniendo en cuenta que al tener un mayor ángulo se tendrá más sustentación, hasta el punto de pérdida.

MAZstall CLS

wV

..

2

ρ=

2.1.1.10. Aerodinámica de muy baja velocidad. La aerodinámica se considera de muy baja velocidad cuando el número Reynolds está por debajo de los 200,000; por encima de este rango las suposiciones aerodinámicas generales permanecen verdaderas. En este régimen de aerodinámica de muy baja velocidad se encuentran los pequeños UAV y los micro vehículos aéreos (MAV) y al igual que el vuelo de muchos pájaros e insectos, las fuerzas viscosas dominan el flujo en bajos y ultra bajos números Reynolds, lo que significa un incremento en el espesor de la capa límite. 2.1.1.11. CFD. La dinámica de fluidos computacional es una de las ramas de la mecánica de fluidos que usa métodos numéricos y algoritmos para resolver y analizar problemas que involucran el flujo del fluido. Las computadoras se usan para realizar millones de cálculos necesarios para simular la interacción de los fluidos con superficies complejas; sin embrago, con el uso de computadoras de alta velocidad y simplificando las ecuaciones solo se obtiene una respuesta aproximada en la mayoría de los casos. Para la validación de estos programas se usa el túnel de viento.

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El fundamento básico de un problema de CFD son las ecuaciones de Navier-Stokes que definen el flujo del fluido. El procedimiento básico para resolver un problema de CFD es:

• Se define la geometría (límites físicos) del problema. • El volumen ocupado por el fluido se divide en celdas discontinuas

(enmallar); la malla puede ser uniforme o no uniforme. • Se define el modelo físico, como por ejemplo las ecuaciones de

movimiento, entalpia, radiación y propiedades del fluido. • Se definen las condiciones de frontera, por ejemplo especificar el

comportamiento del fluido y propiedades en los límites del volumen de control, para algunos casos en el que el flujo no es estable se definen las condiciones iníciales.

• La simulación se inicia y las ecuaciones se resuelven de manera iterativa. • Finalmente un pos procesador se usa para el análisis y visualización de los

resultados.

2.1.2. Materiales

2.1.2.1. Icopor (espuma de poliestireno expandido). La base del poliestireno es el estireno, un liquido cuyas moléculas se polimerizan, dando origen a las macromoléculas de poliestireno. El estireno se mezcla intrínsecamente con el agua y un agente de expansión (el hidrocarburo de pentano 125 HC ). Las adiciones de estos elementos influyen en las características del material expandido brindando los distintos tipos de poliestireno.

• Poliestireno expandible Standard: tipo básico utilizado en todas las ramas de la construcción.

• Poliestireno expandible Difícilmente inflamable: también denominado “auto extinguible”. Responde a la materia prima para material clasificado como ‘difícilmente inflamable’ o de ‘muy baja propagación de llama.

Ventajas de este material:

• Su bajo peso porque el poliestireno expandido contiene hasta un 98.5% de su volumen en aire. Por consiguiente la densidad de la espuma es muy baja.

• Posee propiedad de estanqueidad; por estar cerradas sus células, el poliestireno expandido absorbe solo cantidades minúsculas de agua liquida. No tiene capilaridad alguna.

• Posee un bajo coeficiente de conductividad térmica: el aire en reposo que se encuentra entre las celdillas cerradas es muy mal conductor de calor.

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Además de baja conductivita térmica del material básico da un coeficiente de conductividad térmica bajo.

• Buena resistencia mecánica y ausencia de fragilidad ante tensiones: hacen a las espumas más resistentes a los esfuerzos mecánicos. La adecuada resistencia al esfuerzo cortante del poliestireno expandido lo hace apropiado para construcciones y recubrimientos.

• Buena elasticidad: capacidad de amortiguación de los distintos tipos de poliestirenos expandidos están en el límite superior dado por las leyes físicas que rigen los materiales.

2.1.2.2. Monocote. El monocote representa prácticamente todos los plásticos plegables. Existen muchas clases de monocote entre ellos para baja temperatura y otros son prefabricados para pintar aunque son ligeramente diferentes en las características, además son muy consistentes en calidad. Las películas plásticas pueden ser aplicadas directamente en cualquier parte del modelo, son apropiadas donde el peso es tratado como capas de relleno, puede ser aplicado en la fibra de carbono pero es más útil cuando se aplica en materiales porosos; estos plásticos adicionan mucha resistencia en la estructura. 2.1.2.3. Kevlar. Fue la primera resina orgánica con resistencia y propiedades mecánicas lo suficientemente altas como para ser usados como una fibra reforzada en compuestos avanzados. El material se encuentra en tres formas:

• Kevlar R1 (industria rubber): es diseñado para neumáticos, cinturones, entre otros.

• Kevlar 29: es diseñado para balas, fragmentos resistentes y los cables entre otros.

• Kevlar 49: es diseñado para aplicaciones estructurales como en la manufactura de aviones.

El Kevlar o las fibras aramidas son diferenciadas por su baja densidad, alta resistencia, amplio rango de rigidez y buena dureza. El Kevlar 49 tiene una muy alta relación de resistencia-densidad pero no supera la fibra de carbono. El Kevlar es usado en compuestos para alcanzar un peso ligero en una estructura fuerte y rígida. Los sistemas del Kevlar son resistentes a la fatiga, daño al impacto, resistencia a la ruptura y tienen excelente amortiguación a la vibración, además soportan un rango de temperatura entre -195,56°C a 204,44 °C y no son eléctricamente conductivos.

42

Sus desventajas son la extremadamente pobre resistencia a la compresión, deficiente adherencia a la resina, sensibilidad a la humedad y dificultad para cortar. 2.1.2.4. Fibra de carbono. Las fibras de carbono son filamentos muy delgados hechos con carbono como principal elemento. Los elementos de la fibra de carbono incluyen rayón y poly Acrolon Nitrileno (PAN). Las fibras de carbono son hechas en una atmósfera inerte a temperaturas por encima de 982,2°C; las fibras de grafito son hechas desde las fibras de carbono a temperaturas por encima de 1648,8°C. Sus formas alotrópicas incluyen, sorprendentemente, una de las sustancias mas blandas (el grafito) y una de las más duras (el diamante) y desde el punto de vista económico uno de los materiales más baratos (carbón) y uno de los más caros (el diamante). Más aun, presenta una gran afinidad para enlazarse químicamente con otros átomos pequeños incluyendo otros átomos de carbono con los que puede formar largas cadenas y su pequeño radio le permite formar enlaces múltiples; así, con el oxígeno forma el dióxido de carbono, vital para el crecimiento de las plantas.

2.1.3. Análisis estructural

2.1.3.1. Programas de elementos finitos. El método de los elementos finitos es un método numérico muy general para la aproximación de soluciones de ecuaciones diferenciales parciales y muy utilizado en diversos problemas de ingeniería y física. 2.1.3.2. Programas de CAD. El diseño asistido por computador (CAD) es el uso de herramientas computacionales para asistir a los ingenieros en sus respectivas actividades ofreciendo ventajas al no tener que desarrollar modelos físicos para comprobar los resultados.

2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO

En el desarrollo de la tesis las normas legales que rigen la operación de un micro vehículo aéreo aun no existen porque son vehículos que se encuentran hasta ahora en desarrollo y no se han presentado problemas que sean de consideración como para ser limitados.

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3. METODOLOGÍA

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

El enfoque de la investigación es empírico-analítico porque se pretende contribuir al desarrollo investigativo en un campo poco explorado en el país. 3.2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB /SUB-LÍNEA DE FA CULTAD / CAMPO

TEMÁTICO DEL PROGRAMA

Tecnologías actuales y sociedades. Control de procesos e instrumentación. Diseño y construcción de aeronaves

3.3. TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN

Dentro de los medios disponibles para obtener la información se cuenta con libros, internet y foros con profesores especializados en el tema. Además de recolectar información con simulaciones en programas de CFD y aplicaciones en el túnel de viento de la universidad en el cual se utilizan instrumentos como tubos pitot, medidor de fuerzas además como el proyecto contempla pruebas de vuelo se analizara la información obtenida en cada vuelo para optimizar el desarrollo del MAV. 3.4. HIPÓTESIS

El micro vehículo aéreo cumple con las dimensiones máximas de longitud (500mm), el peso máximo incluyendo la carga paga (500 gr), la construcción se complica por las pequeñas dimensiones del MAV. Es un vehículo de ala fija, tipo ala voladora, tiene winlets para mayor rendimiento el motor está montado en la parte traserá del vehículo (tipo pusher). 3.5. VARIALES

3.5.1. Variables independientes • Misión • Tiempo • Materiales

3.5.2. Variables dependientes • Configuración • Velocidad de despegue y aterrizaje

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• Superficies • Tiempo de vuelo • Tipo de lanzamiento • Distancia de aterrizaje

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4. DESARROLLO DE INGENIERÍA 4.1. GENERALIDADES Y METODOLOGÍA El diseño es un proceso iterativo, que a grandes rasgos abarca la estimación de peso, selección de componentes, análisis aerodinámico, análisis de rendimiento, análisis de estabilidad y un análisis estructural, siempre teniendo en cuenta las limitaciones y diferencias que implica un micro vehículo aéreo de los métodos tradicionales. Es preciso resaltar que no es conveniente aplicar en su totalidad las filosofías de diseño de aeronaves (Roskam, Raymer, entre otros) para este tipo de vehículos. Por lo cual el proceso de diseño se lleva a cabo de acuerdo a la experiencia que han tenido diferentes diseñadores de MAV´s y se toman algunas pautas de las filosofías de diseño, especialmente al inicio de este proceso. Según los estudios de los autores Gabriel Torres y Thomas Muller1 estipulan que la más efectiva herramienta de diseño en muchos casos para este tipo de vehículos es por medio de prueba y error. En lo concerniente a la construcción se realiza la fabricación del MAV después de un adecuado proceso de diseño. La fabricación se realiza con las máquinas y herramientas disponibles en la universidad de San Buenaventura, además de los materiales adquiridos para este fín. Finalmente en las pruebas de vuelo se pretende poner la teoría en práctica; sin embargo como se aprecia en las limitaciones de este trabajo de grado se estipula realizar pruebas de vuelo generales. Si es necesario se hacen algunas modificaciones al MAV para mejorar sus características de vuelo, se dan recomendaciones para futuros desarrollos de MAV´s. y se registran sus características más relevantes. El proceso de diseño construcción y pruebas de vuelo para un micro vehículo aéreo se debe organizar; para obtener una guía esquemática que garantice un adecuado paso a paso de manera que permita dar cumplimiento a la especificación y perfil de la misión del MAV para lo cual fue concebido. El procedimiento de desarrollo del MAV se realiza de acuerdo al diagrama de flujo expuesto en la Figura 2 para una mejor orientación del lector.

1 TORRES, Gabriel y MULLER, Thomas, Micro aerial vehicle development: Design, components, fabrication, and flight-testing. p1. Notre dame.

46

Figura 2. Metodología de desarrollo

Planteada por Autores

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4.2. DISEÑO

4.2.1. Especificación del MAV y perfil de la misión . La especificación del MAV y el perfil de la misión que se presenta a continuación está de acuerdo a las competencias de diseño de micro vehículos aéreos de los años 2007, 2008 y 2009 citados en los Antecedentes de este documento. Para el año 2007 (3rd US-European Competition and Workshop on Micro Air Vehi cle 7th European Micro Air Vehicle Conference and flight competition ) fue llevada a cabo en Toulose, Francia y se estableció que estos vehículos no debían exceder 500mm en cualquiera de sus dimensiones y un peso menor a 500gr. En el año 2008 se realizaron dos competencias una de ellas se realizó en Agra, India (1ST US-Asian demostration & assessment of micro-aerial & unmanne d ground vehicle technology ), la cual dentro de sus reglas establecía que los vehículos no debían exceder 30 cm en ninguna de sus dimensiones; la segunda competencia se llevó a cabo en Braunschweig, Alemania (European micro air vehicle conference and flight competition ) la cual fue un poco más flexible y se estableció que para vehículos de ala rotatoria y ala batiente la máxima dimensión no debía exceder 70cm y un peso máximo de 1 kg y para vehículos de ala fija 80 cm como máxima dimensión y como peso máximo 1 kg. Para el año 2009 se realizará una nueva competencia en Pensacola, Estados Unidos (4th US-European Workshop and flight competition for Micro Air Vehicles ), en la cual se propone como máxima dimensión 500 mm y máximo peso 500 gramos. Estas competencias generalmente tienen dos clases de vuelo; vuelo en interiores y vuelos al aire libre, el perfil de la misión que se expone en Figura 3 es para vuelos al aire libre.

• Lanzamiento y ascenso a 100 metros • Crucero de 600 metros • Descenso sobre el objetivo • Maniobras de Loiter sobre el objetivo • Ascenso a 100 metros • Regresar al punto de lanzamiento (600 metros de crucero) • aterrizaje • Peso máximo incluyendo carga paga 500 gr. • Máxima dimensión 500 mm (el tamaño del MAV está definido como la

mayor distancia lineal entre dos puntos localizados en la estructura) • Velocidad Nominal de 15-18 m/s aproximadamente. • Estructura resistente al impacto

48

Figura 3. Perfil de la misión

4.2.2. Estudio comparativo de micro vehículos aéreo s. El primer paso para el diseño de una aeronave sin importar el tipo de esta, es realizar un estudio comparativo de aeronaves similares para conocer las características generales de las aeronaves ya existentes. Dentro de las características deben estar datos relacionados con las dimensiones, pesos, materiales, características de rendimiento o simplemente particularidades de dichas aeronaves. En el caso de este proyecto se estudian los micro vehículos aéreos desarrollados por diferentes universidades, algunos de ellos han participado en las competencias de diseño. Otros MAV´s estudiados son el resultado del desarrollo en este campo de algunas instituciones y empresas.

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Tabla 1. Estudio comparativo de Micro vehículos aér eos

Nombre b (cm)

S (cm^2)

W/S (g/cm^2) L/D AR l

(cm) Max l (cm)

WTO (g)

WPL (g)

R (m)

E (S)

V (m/s)

h (m) Material

Notredame Mav 23.495 516 0.186 3.14 1.5 21.6 105 24 1609 300 11.2

Carbon fiber, Kevlar, composite laminates

2006 SURVEILLANCE MAV 4.5'' (UF) 12.7 12.7 12.7 55 650 900 25

Carbon fiber leading edge and parameter reinforced membrane flexible wing

2006 ENDURANCE MAV (UF) 15.24 15.24 60 7500 600 25

Full carbon fiber lay-up with foldable technology

12" GATOR A (UF) 30.48 30.48 250 120 6000 600 22 Hybrid carbon fiber and kevlar lay-up

BIRD-LIKE AUTONOMOUS POCKET MAV (UF) 30.48 30.48 120 5000 900 22

Hybrid carbon fiber and kevlar lay-up with foldable technology

12" and 16" Autonomous MAV (UF) 40.64 40.64 150 120 16090 1200 15.64

Carbon fiber baton reinforced lay-up

50

Continuación Tabla 1

Nombre b (cm)

S (cm^2)

W/S (g/cm^2) L/D AR l

(cm) Max l (cm)

WTO (g)

WPL (g)

R (m)

E (S)

V (m/s)

h (m) Material

Dragonfly (University of Arizona) 30 488 26 161

Kevlar / Rohacell foam/ Carbon

Black widow 1999 Aerovironment and DARPA 15.24 180 0.314 6 1.29 18.2 56.5 1800 1800 11.2 9228

Colorado MAV (CMAV) 30 774 1.2 170 13

6” surveillance MAV (University of Florida) 152.903 0.380 15.240 64.071

PICCHIO (Concordia University) 387.096 115

WPI (2001) 509 0.7 1.35 31.75 354 15.65

TH380 38 154 2400 300 10 100

TH360 36 891 1.45 120 2400 300 10 100

Micro Tactical Expendable (MITE)(Naval Research Laboratory) 15.24 1.25

Micro Tactical Expendable (MITE 3) (Naval Research Laboratory) 30.5 128 8.8

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4.2.3. Selección de la configuración. Con el fin de desarrollar una misión de reconocimiento en los dos escenarios de operación de un MAV; interiores y al aire libre, la configuración seleccionada del sistema de propulsión involucra el uso de dos motores, con la posibilidad de rotar entre 0 grados (paralelos al eje longitudinal de la aeronave) y 90° grados (perpendi cular al suelo) como se ilustra en la Figura 4. La posibilidad que tiene cada motor de rotar para cambiar su incidencia combinada con la característica de empuje asimétrico permite que el MAV pueda moverse prácticamente alrededor de cualquier eje. En cuanto al movimiento de roll se logra con el desplazamiento relativo entre motores. Por otra parte el movimiento de yaw se logra con la diferencia de Rpm entre los motores y por último la contribución en pitch se lleva a cabo en la medida que los dos motores suben o bajan al mismo tiempo; en la Figura 4 se muestran los ejes del MAV. Con este tipo de configuración se obtiene un control que depende únicamente del sistema de propulsión; gran control sobre el centro de gravedad del MAV dado que se concentran los pesos de los componentes hacia la proa y la capacidad de obtener mayor velocidad de crucero especialmente en un escenario de operación al aire libre con una configuración de motores paralela al suelo. Con esta configuración del sistema de propulsión se puede obtener una mayor maniobrabilidad en escenarios de operación en interiores. Por último plantea la posibilidad de realizar despegues verticales, lo que indicaría una capacidad de hovering. Teniendo en cuenta que el control del MAV puede llegar a ser difícil y presentar problemas durante los vuelos, se plantea un segundo sistema de control, el cual consiste en utilizar Elevons. En dado caso los motores se dejan fijos, pero sin embargo se mantiene la opción de realizar movimiento de yaw mediante la diferencia de Rpm entre motores. Figura 4. Ejes y desplazamiento de motores del MAV

Fuente autores

En cuanto a la plataforma alar para este tipo de vehículos los diseñadores de MAV’s estudian fundamentalmente cuatro tipos de alas por representadas en la

52

Figura 5: Zimmerman compuesta básicamente por dos segmentos de elipses unidos entre sí cerca del 25% de la cuerda aerodinámica media; Zimmerman inversa conformada también por dos elipses pero unidas del 70 al 75 por ciento de la cuerda; la plataforma rectangular y la elíptica. Figura 5. Plataformas alares usadas en Micro Vehícu los Aéreos

Fuente: TORRES, Gabriel Y MUELLER Thomas j. Micro aerial vehicle development: design, components, fabrication, and flight-testing Torres y Muller2 realizaron experimentos en un túnel de viento probando los tipos de ala descritos anteriormente, con relaciones de aspecto de 1 y 2, a números Reynolds de 70000, 100000 y 140000, encontrando que las plataformas rectangulares y Zimmerman inversa tienen un mejor rendimiento para relaciones de aspecto de 1. Figura 6. Coeficiente de sustentación para platafo rmas alares

Fuente: TORRES, Gabriel Y MUELLER Thomas j. Micro aerial vehicle development: design, components, fabrication, and flight-testing

2 Ibid., p.11 y 12

53

Figura 7. Coeficiente de resistencia para plataform as alares

Fuente: TORRES, Gabriel Y MUELLER Thomas j. Micro aerial vehicle development: design, components, fabrication, and flight-testing Las configuraciones planteadas en un principio son una plataforma alar Zimmerman y otra rectangular como se aprecia en la Figura 8; sin embargo, se selecciona finalmente la plataforma rectangular como se verá en el transcurso de este capítulo. En estos dos tipos de alas se debe tener en cuenta la factibilidad de construcción y una configuración que permita una mayor facilidad para la ubicación de los motores y los componentes internos. Figura 8. Configuraciones de geometría alar para el MAV

Teniendo en cuenta la configuración deseada y los estudios realizados por Torres y Muller, se selecciona para el estudio y construcción la plataforma rectangular con una relación de aspecto de 1, viendo en ellas la ventaja en la ubicación de los motores dado que estos pueden ubicarse en los extremos de un ala rectangular sin ningún inconveniente. Adicionalmente dentro del ala se pueden ubicar los

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componentes electrónicos; de esta forma se elimina el uso del fuselaje y se minimiza el área frontal reduciendo la resistencia aerodinámica. Según Torres y Muller3 La diferencia de rendimiento de las plataformas alares se le atribuye a la distancia y desarrollo de los vórtices, cuando se hacen estos tipos de análisis de alas se busca disminuir la vorticidad generada a este régimen de vuelo y tamaño. En la configuración planteada se utilizarán dos hélices ubicadas en las puntas de las alas con lo que se pretende disminuir los vórtices generados en los extremos del ala y por lo tanto aumentar su eficiencia. Por esto el ala rectangular puede ser una buena elección para el diseño en donde maximizar el aérea alar es un factor clave para este tipo de vehículos y porque los vórtices no influirían directamente debido al efecto producido por las hélices.

4.2.4. Selección de componentes. La selección de los componentes en un micro vehículo aéreo se ve limitada por el avance de estos y su disponibilidad en el mercado al momento de la adquisición. Los criterios de selección básicos para todos los componentes electrónicos son el bajo peso y dimensiones reducidas; adicionalmente en cada componente se debe tener en cuenta ciertos parámetros para su selección. De acuerdo a la configuración descrita, los componentes que debe llevar el micro vehículo aéreo para su propulsión, control y desarrollar una misión de reconocimiento son:

4.2.4.1. Componentes a bordo. • 2 servomotores: utilizados para rotar cada motor de forma independiente o

al mismo tiempo, para poder realizar movimientos alrededor del eje x (roll) y del eje y (pitch). En su defecto para el sistema de control que utiliza Elevons. Estos componentes deben poseer preferiblemente alto torque y velocidad.

• 2 motores-hélices: para proveer propulsión, se seleccionan con respecto a

altas Rpm y potencia. Las hélices se seleccionan de acuerdo al tipo de motor, teniendo en cuenta que deben ser hélices recomendadas por el fabricante del motor.

• 2 controladores de velocidad: para controlar la velocidad de cada motor de

forma independiente y realizar movimientos en el eje z (movimiento de yaw). Este es recomendado por el fabricante del motor.

• 1 receptor: recibe la señal del transmisor y debe ser para 4 ó 6 canales.

3 TORRES, Gabriel, y MUELLER, Thomas. "Aerodynamics Characteristics of Low Aspect Ratio Wings at Low Reynolds Numbers," AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics, capitulo 7, pp. 115-141, Vol. 195, 2001.

55

• 1 batería: proveer energía eléctrica a todos los componentes del MAV. Debe tener una capacidad que garantice un tiempo de vuelo aceptable; adicionalmente se evalúan los requerimientos del motor seleccionado para definir el número de celdas de la batería.

• Cámara y transmisor de video (sistema de video): para proveer de imagen

en tiempo real y cumplir con la misión de reconocimiento. El transmisor de video se selecciona de acuerdo a la cámara de video.

4.2.4.2. Componentes en tierra. • Transmisor: proveer la señal para accionar los componentes. Se requiere

de un transmisor de 4 a 6 canales.

• Receptor: recibir la señal de video. La selección de este componente va de la mano al transmisor de video.

• Laptop: visualizar el video que genera el MAV

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Tabla 2. Selección de servos

Fabricante Referencia Peso Velocidad Torque Tamaño Voltaje

hitec HS-45HB 0.28oz 8.00g 0.14 / 0.12 sec @ 60 deg. 13.88 / 16.66 oz.in (4.8v/6v) 1.0 / 1.2 kg.cm

0.92" x 0.38" x 0.88" 23.60 x 9.80 x 22.40mm

hitec HS-50 0.22oz 6.40g 0.09 @ 60 deg. 8.33 / NA oz.in (4.8v only) 0.6 kg.cm 0.82" x 0.44" x 0.86" 20.90 x 11.40 x 22.00mm

hitec HS-55 0.28oz 8.00g 0.18 / 0.14 sec @ 60deg. 15.27 / 18.05 oz.in (4.8v/6v) 1.1 / 1.3 kg.cm

0.89" x 0.45" x 0.94" 22.80 x 11.60 x 24.00mm

hitec HS-56HB 0.37oz 10.00g 0.12 / 0.10 sec @ 60 deg. 13.88 / 16.66 oz.in (4.8v/6v) 1.0 / 1.2 kg.cm

0.88" x 0.45" x 0.94" 22.60 x 11.60 x 24.00mm

futaba S3108 0.27 oz. (7.6 g) 0.12 sec/60° 17.0 oz -in. 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V futaba S3108M 0.25 oz. (7.3 g) 0.12 sec/60° 17.0 oz -in. 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V futaba S3109M 0.23 oz. (6.5 g) 0.14 sec/60° 7 oz-in . 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V

futaba S3103 0.3 oz. (9.5 g) 0.11 sec/60° - 0.09 sec/60° 17.0 oz-in. - 20.8 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 i n. 4.8V-6.0V

futaba S3107 0.3 oz. 0.12 sec/60° 16.7 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V futaba S3110 M 0.3 oz.(6.3g) 0.1 sec/60° 22.2 oz-in . 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V futaba S3111 0.2 oz. 0.12 sec/60° 8.3 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V futaba S3111M 0.2 oz. 0.12 sec/60° 8.3 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V

futaba S3113 0.3 oz. 0.11 sec/60° = 0.10 sec/60° 16.7 oz-in. = 20.1 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 i n. 4.8V-6.0V

futaba S3114 0.3 oz. 0.10 sec/60° = 0.09 sec/60° 20.1 oz-in. = 23.6 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 in. 4.8V-6.0V

futaba S3114 M 0.275 oz. 0.10 sec/60° = 0.09 sec/60° 21.0 oz-in. = 23.6 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 i n. 4.8V-6.0V

futaba S3153 0.32 oz. 0.11 sec/60° =0.09 sec/60° 21.0 oz-in. = 23.6 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 i n. 4.8V-6.0V

futaba S3154 0.279 oz. 0.10 sec/60° - 0.09 sec/60° 21.0 oz-in. = 23.6 oz-in. 0.9 x 0.4 x 0.8 i n. 4.8V-6.0V

multiplex nano s 0.28 oz 8 g 0.10 sec./40º 6.0v: 18.4 oz/in 13 Ncm 0.9 x 0.5 x 0.9 in 23 x 12 x 24 mm 6.0v airtronics 94091z 0.32 oz. 0.12 /0.10 sec./60. 18/23 oz in 0.91 x 0.44 x 0.87 in. 4.8V-6.0V

GWS GWSPIC/STD/F 5.4g (.19oz) .09 sec/60° 7 oz-in (.90")x (.37")x(.61") 22.8mmx 9.5mmx 16.5mm

Blue Arrow 2.5g 0.12sec / 60deg no load 0.15kg/cm @ 4.8v 20x8x16mm 4.8v

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Tabla 3 Selección de batería

Fabricante Referencia Número de

celdas Voltios Capacidad Peso: oz

(g) Dimensiones

mm Tasa de descarga

ElectriFly GPMP0700 2 7.4V 300mAh 0.7(19.6g) 52 x 32 x 8 20C

ElectriFly GPMP0594 2 7.4 300 mAh 0.8 (24) 58 x 24 x 11 20C

ElectriFly GPMP0595 3 11.1 300 mAh 1.1 (32) 58 x 24 x 15 20C

ElectriFly GPMP0600 2 7.4 640 mAh 1.41 (40) 71 x 37 x 11 20C

ElectriFly GPMP0601 3 11.1 640 mAh 2.01 (57) 71 x 37 x 17 20C

ElectriFly GPMP0604 2 7.4 910 mAh 2.11 (60) 105 x 34 x 12 20C

ElectriFly GPMP0605 3 11.1 910 mAh 3.06 (87) 105 x 34 x 18 20C

ElectriFly GPMP0608 2 7.4 1250 mAh 2.47 (70) 105 x 34 x 14 20C

Tabla 4. Selección controladores de velocidad

Fabricante Referencia Voltaje operativo Corriente máxima continua

Resistencia interna

Frecuencia operativa

Salida BEC Tamaño l x w x h Peso

multiplex pico control 281 6-8.4 Volts / 5-7 Cells 7 Amps 0.014 Ohms 1600 Hz 5 volts / 1 Amps 0.7 x 0.5 x 0.2 in 17 x 13 x 6 mm 0.28 oz 8 g

multiplex Pico control 281 Round 6-8.4 Volts / 5-7 Cells 7 Amps 0.014 Ohms 1600 Hz 5 volts / 1 Amps 0.9 x 0.2 in 24 x 6 mm 0.21 oz 6 g

ElectriFly GPMM1800 2-4 cells LiPo 8ª .05 ohms 8.5kHz 5V/1.5A 30mm20mm6mm .39oz (11g)

airtronics 96334Z 7.2 - 9.6 Volts 120 Amps 0.0035 Ohms 4.8 - 5 volts 1 x 0.5 x 0.25 in 0.15 g

airtronics 96333z 88 Amps 0.006 Ohms 7.2 - 9.6 volts 1.375 x 0.87 x 0.48 in 0.19 g

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Tabla 5. Selección cámara de video

Fabricante Cámara Peso Tamaño Potencia Líneas tv

Lux Opturador Lentes

Micro Color CMOS Camera with Pinhole Lens 1g (w/o cable) 8mm x 8mm x 10mm 7-12V DC, 30mA 380 1.5 at F1.2 1/50-1/63000 3.5mm

Panasonic Panasonic KX-121G Color CCD Board Camera

11.7g (without cables) 22mm x 26mm x 28mm 5V DC, 130mA 330 5 Lux CCD imager 1/60-1/96,000 3.8mm (51 deg)

Panasonic KX-121 Color CCD Board Camera with Pinhole Lens 6g (without cables) 22mm x 26mm x 15mm 5V DC, 120mA 330 5 Lux CCD imager 1/50-1/96,000 5mm (60 deg)

Mini Color CMOS Camera with Pinhole Lens 3.3g (w/o cable) 12mm x 12mm x 14mm 7-12V DC, 25mA 380 1.5 at F1.2 1/50-1/63000 3.7mm (78 deg)

Micro B/W CMOS Camera with Pinhole Lens 0.9g (w/o cable) 8mm x 8mm x 10mm 7-12V DC, 15mA 380 0.5 at F1.4 1/50-1/63000 3.1mm (60 deg)

Tabla 6. Selección de motor

Fabricante Referencia Diámetro del motor

Largo del motor

Diámetro eje motor

Largo eje

RPM / V (kV Rating)

Peso Hélice sugerida

Voltaje de entrada

Máxima corriente constante

Máximos vatios constantes

Máximo consumo corriente

Máxima potencia

Corriente sin carga

Electrifly

Out-Runner Brushless Motors 28 mm diameter / 22 mm length 28 mm 22 mm 3 mm 12 mm 1380

1.0 oz. (27g)

8x3.5S - 10x3.8S

7.4-11.1 Volts 9 Amps 100 13.5 Amps 150 Watts 0.4 Amps

electrifly

Out-Runner Brushless Motors 28 mm diameter / 26 mm length 28 mm 26 mm 3 mm 12 mm 1000

1.4 oz. (41g)

9x3.5S - 11x4.7S

7.4-11.1 Volts 12 Amps 135 15 Amps 165 Watts 0.7 Amps

electrifly

Out-Runner Brushless Motors 28 mm diameter / 26 mm length 28 mm 26 mm 3 mm 12 mm 1300

1.4 oz. (41g)

8x3.5S - 10x7S

7.4-11.1 Volts 15 Amps 165 19 Amps 210 Watts 0.9 Amps

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Continuación Tabla 6

Fabricante Referencia Diámetr

o del motor

Largo del motor

Diámetro eje motor

Largo eje

RPM / V (kV Rating)

Peso Hélice sugerida

Voltaje de

entrada

Máxima corriente constante

Máximos vatios

constantes

Máximo consumo corriente

Máxima potencia

Corriente sin carga

electrifly

Out-Runner Brushless Motors 28 mm diameter / 26 mm length 28 mm 26 mm 3 mm 12 mm 1600

1.4 oz. (41g)

7x4S - 9x3.5S

7.4-11.1 Volts 17 Amps 190 25 Amps 280 Watts 1 Amp

electrifly

In-Runner Brushless Motors 12 mm diameter / 30 mm length 12 mm 30 mm 1.5 mm

8.5 mm 3850

0.6 oz. (16g)

7x4SF - 10x3.8S

7.4-11.1 Volts 2.1 Amps 23.3 Watts 4.5 Amps 50 Watts 0.2 Amps

electrifly

In-Runner Brushless Motors 12 mm diameter / 30 mm length 12 mm 30 mm 1.5 mm

8.5 mm 4110

0.6 oz. (16g)

7x4SF - 9x4.7S

7.4-11.1 Volts 2.0 Amps 22.2 Watts 4.5 Amps 50 Watts 0.3 Amps

electrifly

In-Runner Brushless Motors 20 mm diameter / 30 mm length 20 mm 30 mm 2 mm

10.5 mm 2650

1.6 oz. (45g)

10x3.5S - 12x8S

7.4-11.1 Volts 5.5 Amps 61.05 10 Amps 110 Watts 0.4 Amps

electrifly

In-Runner Brushless Motors 20 mm diameter / 30 mm length 20 mm 30 mm 2 mm

10.5 mm 3500

1.6 oz. (45g)

9x4.5S -12x8S

7.4-11.1 Volts 8.5 Amps 94.3 15 Amps 165 Watts 0.6 Amps

electrifly

In-Runner Brushless Motors 20 mm diameter / 30 mm length 20 mm 30 mm 2 mm

10.5 mm 4300

1.6 oz. (45g)

8x3.5S - 12x3.8S

7.4-11.1 Volts 9 Amps 99.9 16 Amps 175 Watts 0.8 Amps

electrifly

In-Runner Brushless Motors 20 mm diameter / 30 mm length 20 mm 30 mm 2 mm

10.5 mm 5200

1.6 oz. (45g)

8x3.5S - 12x3.8S

7.4-11.1 Volts 10.5 Amps 116.55 17 Amps 190 Watts 1.2 Amps

multiplex Permax 280 2 mm

LCD 5 gram Brushless Motor 1.5mm 5.9 gr

Astro Firefly Coreless 10mm 39mm 4300 12g

4x2S - 5x3S 25 mAh

60

Tabla 7. Selección de Receptor

Fabricante Descripción Largo Ancho Alto Modulación Potencia de operación

Consumo de corriente Peso

GWS

R4PII/H/F Pico 4ch HOR PIN F Type Receiver 25mm 15mm 9.4mm FM (PPM) 3.6V-7.2V 5mAh

3.6g-4.8g

GWS

R6NII/F Naro 6ch Receiver with Standard Pins 30mm 20mm 9.6mm FM (PPM) 3.6-7.2V 5mA

7.6g-8.2g

GWS

R6NII/H/J Naro 6ch Receiver with Standard Pins. 30mm 20mm 8.6mm FM (PPM) 3.6-7.2V 5mA

7.6-8.2g

GWS

R6NII/H/F Naro 6ch RX with Horizontal Pins. 30mm 20mm 8.6mm FM (PPM) 3.6-7.2V 5mA

7.6g-8.2g

GWS

R6NII/H/J Naro 6ch RX with Horizontal Pins. 30mm 20mm 8.6mm FM (PPM) 3.6-7.2V 5mA

7.6-8.2g

61

4.2.5. Elementos adquiridos. Los elementos adquiridos corresponden a componentes que se ajustan con los requerimientos descritos anteriormente. Se adquieren mas de los necesarios previendo posibles mejoras en diseño (optimización), modificaciones y tener componentes de repuesto para solventar daños en accidentes. No se adquiere la cámara de video ni el transmisor de video por razones de costo. En las tablas 2, 3, 4, 5, 6 y 7 se puede apreciar un listado de los componentes por categorías con sus respectivas características técnicas.

Tabla 8. Elementos Adquiridos

Componentes Marca referencia cantidad

Receptores GWS R6NII72/H/F 1 GWS R4PII72/H/F 1

Transmisor Futaba FUTK63** 1

Servos Futaba S3114 3 GWS GWSPIC/STD/F 3

Motores Astro Flight 799C 2 Great Planes ElectriFly GPMG5110 2

Baterías Great Planes ElectriFly GPMP0700 2

Hélices GWS EP7035/6P/C 6 GWS EP4025/6P 6

controladores de velocidad

Great Planes ElectriFly GPMM1800 2

4.2.6. Determinación del peso de despegue. El peso de despegue del MAV se estima por tres métodos: peso método A; es muy similar a una estimación de peso inicial de las filosofías de diseño tradicionales de aeronaves, peso método B; promedio de componentes, peso método C; corresponde al peso real del MAV. 4.2.6.1. Peso método A. El estimado de peso de despegue clase A consiste en una aproximación lineal de datos de peso máximo de despegue con respecto a la envergadura obtenidos en el estudio comparativo de MAV´s, de tal manera que se obtiene el siguiente grafico:

62

Figura 9. Peso de despegue respecto a la envergadur a.

De la aproximación lineal se obtiene que el peso de despegue corresponde a: ��� = 3.840 � + 10.77 ��� = 3.840�15� + 10.77

��� = 68.37 ��

4.2.6.2. Peso método B. Se realiza un promedio por cada componente con base a la información de pesos de componentes utilizados en otros MAV. Para llevar a cabo este promedio se utiliza la información de los siguientes MAV, en lo que se incluye: el nombre del MAV (si lo hay), paper, universidad o personas a cargo del desarrollo.

• MAV 1 TH360 - Micro Air Vehicle: Configuration, Analysis, Fabrication, and Test - Huaiyu Wu, Dong Sun y Zhaoying Zhou

• MAV 2 Development of Micro Air Vehicle Technology With In-Flight Adaptive-Wing Structure - University of Arizona

• MAV 3 Wind Tunnel Testing and design of Fixed and Flapping Wing Micro Air Vehicles at the University of Arizona - University of Arizona

WTO = 3,8407b + 10,772

0

20

40

60

80

100

120

140

160

180

0 10 20 30 40 50

WT

O (

g)

Wing Span (cm)

WTO Vs Wing span (b)

63

• MAV 4 Dragonfly - Design of Dragonfly Micro Air Vehicles at the University of Arizona - University of Arizona

• MAV 5 University of Florida Competition Micro Air Vehicles - University of Florida

• MAV 6 Gator Team A - Development of autonomous MAV - University of Florida.

• MAV 7 Gator Team B - University of Florida Autonomous Micro Air Vehicle System - University of Florida

Figura 10. Peso de componentes en gramos

Servo Receptor Controlador de velocidad

Motor y

hélice Batería estructura

sistema de

video MAV 1 5,4 5,4 4,5 33 21 28 12,5 MAV 2 2,9 3 - 11,5 11 38,6 - MAV 3 4,2 2,4 1 10,4 10,4 15,1 3,8 MAV 4 3,5 16 - 23 30 47 7 MAV 5 4,3 5,5 0,5 10 6,5 - 4,5 MAV 6 4,3 - 6 15 46 - 47,6 MAV 7 4 - 6 15 46 - 47 promedio 4,09 6,46 3,6 16,84 24,41 32,18 20,4 Una vez que se obtiene un promedio de cada componente, se halla el peso de despegue del MAV según la cantidad de componentes que se necesita para la configuración seleccionada. Figura 11. Pesos de despegue en gramos - método B

componente cantidad Peso unitario TOTAL

Servo 2 4,09 8,17 Receptor 1 6,46 6,46 Controlador de Velocidad 2 3,60 7,20 Motor y hélice 2 16,84 33,69 Batería 1 24,41 24,41 estructura 1 32,18 32,18 sistema de video 1 20,40 20,40

WTO 132,51

64

4.2.6.3. Estimado peso de la estructura. * Se empieza con un cálculo del área a fabricar en compuesto híbrido carbono-kevlar, con el fin de conocer la cantidad de resina a utilizar. Con la ayuda del software Solid edge se obtuvo el área superficial o mojada dando como resultado 456.658 ��� para la plataforma alar con perfil E387 y 456.911��� para la plataforma alar con perfil S5010. Figura 12. Área mojada en Solid Edge

El material adquirido para la construcción del modelo es un híbrido carbono– kevlar con un gramaje de 186

���. Teniendo este parámetro inicial se realiza el cálculo para el peso total del la fibra de refuerzo teniendo en cuenta el área total. La resina poliéster Palatal 53-46B es seleccionada por ser una resina pre acelerada y por tener un uso para laminado manual y rápida impregnación; además en el tema de las resinas no es muy vital ahondar ya que básicamente lo que cambia entre estas es sus propiedades de curado y sus propiedades mecánicas, que para el caso de este proyecto no son relevantes. Una variable de alto impacto sería el peso pero en general las resinas poseen las mismas características en cuanto a peso si se aplican de la manera adecuada. Con la ayuda de las siguientes formulas se estima la cantidad a utilizar de los componentes que conformarán la matriz en relación con el peso del material de refuerzo. ���� � = �������!�" �#������!�" $� %& ��'�%&( )���� $� %& *!��& + 20%- ���� . = �������!�" .#������!�" $� %& ��'�%&( )���� $� %& *!��& + 20%-

* CURSO MATERIALES COMPUESTOS con Juan Manuel Álvarez, Docente Universidad de San Buenaventura, Bogotá

65

Donde el componente A es el más viscoso y el componente B es el menos viscoso o más fluido. El 20% adicional en la fórmula corresponde al exceso pre calculado para la resina. El peso de la fibra de refuerzo para el área calculada es igual a:

0.0456911 *186 ��� =8.4985446g

En la ficha técnica de la resina (ver Anexo A) se especifica que por cada 100 g de resina se deben adicionar 1.1 mL de MEKP-HA-3 (peróxido de Metiletilcetona). ���� � = 100101.1( )8.5� ∗ 1.2- = 0.98912 ∗ 10.2 = 10.09�

���� . = 1.1101.1( )8.5� ∗ 1.2- = 0.01088 ∗ 10.2 = 0.111�

Para calcular los excesos y la cantidad de matriz real para esparcir sobre la fibra de refuerzo; ���� ����1��2��ℎ1��$�� = ���� $�% ��*1��'� + ���� $� %& �&2�!'

���� ����1��2��ℎ1��$�� = 8.5� + 10.2� = 18.7�

Se tiene en cuenta que la relación ideal entre compuesto A y B debe ser de 60 – 40% 8.5� 60%

X 100% X5 40% 6 = 8.5� ∗ 100%60% = 14.17�

Exceso de matriz es igual a 18.7� − 14.17� = 4.53� que corresponde a la cantidad de matriz que debe ser removida o que se queda en recipientes, se evapora entre otras.

65 = 8.5� ∗ 40%60% = 5.67�

Peso final del compuesto:

8.5� + 5.67� = 14.7�

4.2.6.4. Peso método C. Para llevar a cabo un cálculo método C del peso de despegue, se hace con base a la información suministrada por los fabricantes de

66

los componentes del micro vehículo aéreo adicionando el peso de la estructura, en donde se toma el estimado de peso del material compuesto híbrido carbono-kevlar y se le adiciona un peso adicional que corresponde a otros materiales utilizados para la construcción final de la estructura. Dentro de los componentes que debe llevar el micro vehículo aéreo para cumplir con la misión de diseño están: sistema de propulsión, sistema de control, baterías, sistema de video. Con base en el esquema inicial del MAV se deben incorporar los siguientes componentes: Figura 13. Peso de despegue clase C

COMPONENTE DESCRIPCIÓN PESO

UNITARIO (g)

CANTIDAD PESO (g)

Motores, caja de reducción y acoples

Astro Firefly coreless Motor with 4:1 Planetary gear box

16,8 2 33,6

Controlador de velocidad 4 Amp Speed Control 3,7 2 7,4

Hélices GWS EP 7035 2,8 2 5,6 Servos, montante motor y tornillos Servo Futaba S3114 9,2 2 18,4

Batería Electrifly competition BP300 Li-Po 7,4v 300mAh

20,3 1 20,3

Receptor GWS R-6NII/H 6ch NARO TYPE 7,9 1 7,9

Estructura Balso y compuesto Híbrido Carbono-Kevlar

36,8 1 36,8

Sistema de video

Micro Color CMOS Camera Micro 3,3v 2,4 GHZ video transmitter

2,8 1 2,8

Conector en paralelo - 6,2 1 6,2

WTO 139

67

4.2.7. Parámetros iníciales

4.2.7.1. Condiciones atmosféricas. El micro vehículo aéreo se diseña con condiciones atmosféricas que corresponden al nivel del mar, pero en los cálculos de aerodinámica y en el análisis de rendimiento también se toma en cuenta las condiciones atmosféricas de operación en Bogotá; donde se realizarán las pruebas de vuelo. Con base en la International Standard Atmosphere (ISA) los parámetros de la atmosfera son: Tabla 9. Condiciones atmosféricas

Altura (m)

Temperatura (K)

Presión (N/m^2)

Densidad (Kg/m^3)

Viscosidad dinámica (N.s/m2)

0 288,16 101325 1,225 1,7894*10-5

2700 270,62 72835 0,93766 1,7034*10-5

4.2.7.2. Número Reynolds. Una vez se establecen las condiciones atmosféricas, el tamaño del MAV y velocidades de operación, se estima el número Reynolds, ya que será un factor inicial en los análisis de aerodinámica; entre ellos selección del perfil, análisis aerodinámicos por CFD y en el túnel de viento. 8� = 9:;<

8� = 1.225 =��> × 15 �� × 0.15�1.79 × 10@A =��. �

8� = 154000

4.2.8. Selección del perfil. Uno de los parámetros más importantes en el diseño de un MAV es la selección del perfil, para ello hay que tener en cuenta ciertos criterios de selección tales como:

• El perfil tiene que ser para bajo número Reynolds • Buena eficiencia aerodinámica (L/D) • Capacidad de generar suficiente sustentación • Fácil de compensar con una configuración de ala voladora

Los perfiles que se estudian en este proyecto también han sido analizados en diferentes trabajos e investigaciones acerca de micro vehículos aéreos; los perfiles que se someten a estudio son:

68

• E186 • E387 • E374 • S5010 • S5020 • S4083 • NACA 0009 • MH45 • RG15

Para conocer las características de los perfiles mencionados se recurre al libro Summary of low-speed airfoil data* en el cual se pueden conocer las características de algunos de estos perfiles con un Reynolds cercano a 154000. Para los perfiles que no hay información en el número Reynolds deseado se hace mediante el software Fluent, con una previa validación en 2 dimensiones. 4.2.8.1. Validación 2D. En la validación se busca una aproximación entre los datos experimentales de un perfil y los datos obtenidos mediante el software de dinámica de fluidos computacional: Fluent. En primera instancia se seleccionó el perfil S1210 para llevar a cabo la validación, pero se descarta por su geometría compleja. y probabilidad de errores en las simulaciones, finalmente se selecciona el perfil E387, los datos experimentales de este perfil se encuentran en Summary of low-speed airfoil data. Figura 14. Perfil para validar

En la validación en Fluent para dos dimensiones se prueban distintos tipos de mallas, así como diferentes tipos de modelos de viscosidad. En el caso de este trabajo se prueban tres tipos de malla y los modelos de viscosidad de Spalart Allmaras, k-epsilon y k-omega SST. No se consideran otros modelos de

* Libro donde se contienen datos aerodinámicos de perfiles en números de Reynolds bajos, desarrollado por el departamento de ingeniería aeronáutica y astronáutica en University of Illinois

69

viscosidad como, Laminar o Reynolds Stress ya que en el trabajo de Escobar4 se demuestra que el modelo laminar está muy cerca a los valores experimentales, pero la solución no converge de manera que los datos no son confiables, además que el perfil entra en pérdida en ángulos de ataque muy bajos comparado con los datos experimentales; en cuanto al modelo de Reynolds Stress se encontró que da una predicción muy buena a bajos ángulos de ataque, pero tiene dificultades para resolver cuando el perfil esta cerca a la pérdida; sin embargo, este modelo incluye más ecuaciones convirtiéndolo en el más elaborado de Fluent. En cuanto al modelo de viscosidad de k-epsilon en el trabajo de Escobar expresa que este modelo no tiene una buena predicción en pérdida ni en coeficientes de resistencia; sin embargo, este modelo se prueba en la validación de este trabajo para corroborar los resultados obtenidos por Escobar. Para realizar los distintos tipos de malla, se necesita dibujar un volumen de control que garantize que el perfil esté adecuadamente separado de los límites con el fin que los resultados no se vean afectados por los mismos. El volumen de control se fundamentó en el tutorial de la facultad de Ingenieria Mecanica y Aeroespacial de Cornell University 5. Como se muestra en la Figura 15, el volumen de control es en forma de C, tiene una distancia del borde de salida al límite superior, inferior y delantero de 12,5 veces la cuerda y una distancia de 20 veces la cuerda desde el borde de salida al límite de la parte posterior. Este volumen de control es suficiente para las características del flujo, pues se ha demostrado que con distancias entre 10 y 15 veces la cuerda no hay cambios significativos en sustentacion y resistencia. Figura 15. Volumen de control y condiciones de fron tera para 2D

4 ESCOBAR, Jaime A. Aerodynamic analysis and design of a MAV’s wing p. 12-13 5 [online] Disponible en: http://courses.cit.cornell.edu/Fluent/airfoil/index.htm

70

Tabla 10. Características mallas 2D

Malla 1 Malla 2 Malla 3 Celdas 12195 13550 56200 caras 24646 27361 112942 Número de nodos 12451 13811 56742

Figura 16. Malla estructurada en 2D

Figura 17. Mallas para validar

71

La validación en dos dimensiones se lleva a cabo mediante la herramienta Fluent para ángulos de ataque de -4°, -2°, 0°, 4°, 6°, 8° y 10°; esto se debe a que los datos experimentales disponibles de este perfil varían desde -5,3° hasta 10,02°

• Malla 1

Figura 18. Validación coeficiente de sustentación 2 D malla 1

Figura 19. Validación coeficiente de resistencia 2D malla 1

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

-10 -5 0 5 10 15

Cl

α (deg)

Cl Vs α

experimental

malla1 S.A.

malla1 k-epsilon

malla1 k-omega SST

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

experimental

malla1 S.A.

malla1 k-epsilon

malla1 k-omega SST

72

Figura 20. Validación de Drag polar 2D malla 1

Figura 21. Validación de eficiencia aerodinámica 2D malla 1

Para la malla 1 la mejor predicción la presenta el modelo de viscosidad de Spalart Allmaras ya que el coeficiente de resistencia es muy similar a los datos experimentales.

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

0 0,02 0,04 0,06 0,08

Cl

Cd

Cl Vs Cd

Experimental

malla1 S.A.

malla1 k-epsilon

malla1 k-omega SST

-10

0

10

20

30

40

50

60

-10 -5 0 5 10 15

Cl/

Cd

α (deg)

Cl/Cd Vs α

experimental

malla1 S.A.

malla1 k-epsilon

malla1 k-omega SST

73

• Malla 2

Figura 22. Validación coeficiente de sustentación m alla 2

Figura 23. Validación coeficiente de resistencia ma lla 2

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

-10 -5 0 5 10 15

Cl

α (deg)

Cl Vs α

Experimental

malla2 S.A.

malla2 k-epsilon

malla2 k-omega SST

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

Experimental

malla2 S.A.

malla2 k-epsilon

malla2 k-omega SST

74

Figura 24. Validación Drag polar malla 2

Figura 25. Validación eficiencia aerodinámica malla 2.

Los resultados de la malla 2 son muy parecidos a los de la malla 1, de manera que el mejor modelo para esta malla es igualmente Spalart Allmaras.

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

0 0,02 0,04 0,06 0,08

Cl

Cd

Cl Vs Cd

Experimental

malla2 S.A.

malla2 k-epsilon

malla2 k-omega SST

-10

0

10

20

30

40

50

60

-10 -5 0 5 10 15

Cl/

Cd

α (deg)

Cl/Cd Vs α

Experimental

malla2 S.A.

malla2 k-epsilon

malla2 k-omega SST

75

• Malla 3

Figura 26. Validación coeficiente de sustentación m alla 3

Figura 27. Validación coeficiente de resistencia ma lla 3

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

-10 -5 0 5 10 15

Cl

α (deg)

Cl Vs α

Experimental

malla3 S.A.

malla3 k-epsilon

malla3 k-omega SST

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

0,08

0,09

-10 -5 0 5 10 15

Cd

α (deg)

Cd Vs α

Experimental

malla3 S.A.

malla3 k-epsilon

malla3 k-omega SST

76

Figura 28. Validación Drag polar malla 3

Figura 29. Validación eficiencia aerodinámica malla 3

Para la malla 3 se puede apreciar que los modelos de viscosidad de Spalart Allmaras y k-omega SST tienen una predicción prácticamente igual. El inconveniente de la malla 3 es el tiempo que se demora en solucionar ya que esta malla es la que contiene un mayor número de elementos.

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

0 0,05 0,1

Cl

Cd

Cl Vs Cd

Experimental

malla3 S.A.

malla3 k-epsilon

malla3 k-omega SST

-10

0

10

20

30

40

50

60

-10 -5 0 5 10 15

Cl/

Cd

α (deg)

Cl/Cd Vs α

Experimental

malla3 S.A.

malla3 k-epsilon

malla3 k-omega SST

77

• Selección del modelo de viscosidad. Una vez que se obtienen los resultados para las tres mallas es preciso escoger un modelo de viscosidad que ofrezca una aproximación con los datos experimentales del perfil. El modelo de viscosidad de Spalart Allmaras posee una buena predicción de el coeficiente de resistencia; el coeficiente de sustentación es un poco mayor que los datos experimentales pero ofrece resultados aproximados. En cuanto a la eficiencia aerodinámica este es el modelo que más se aproxima a los datos experimentales. Para el modelo de k-epsilon se encuentra que el coeficiente de sustentación es muy aproximado, pero el coeficiente de resistencia no se aproxima los datos experimentales, en consecuencia la eficiencia aerodinámica no está cerca de la curva de datos experimentales. El modelo de k-omega SST es el que más se aproxima en coeficiente de sustentación, pero el coeficiente de resistencia para las mallas 1 y 2 es un poco diferente de los datos experimentales y en consecuencia la eficiencia aerodinámica se aleja de los resultados experimentales, con la malla 3 al realizar las simulaciones con este modelo ofrece muy buenos resultados para el coeficiente de resistencia. De los modelos de viscosidad los que mejor se aproximan son Spalart Allmaras para los tres tipos de malla y k-omega SST para la malla 3. Los resultados de esta validación genera la misma conclusión de Escobar6 acerca de estos modelos para dos dimensiones en Fluent; sin embargo, el modelo de Spalart Allmaras se selecciona por su buena predicción en los tres tipos de malla y bajo costo computacional. • Selección de malla: ya conociendo el modelo de viscosidad se hace la selección de la malla con la información que se muestra desde Figura 30 hasta la Figura 33. Eficiencia aerodinámica malla 1, 2 y 3Figura 33. Realizado el procedimiento con el modelo de viscosidad de Spalart Allmaras a las tres mallas ya seleccionado anteriormente.

6 ESCOBAR Op cit., p.13.

78

Figura 30. Coeficiente de sustentación malla 1, 2 y 3

Figura 31. Coeficiente de resistencia malla 1, 2 y 3

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

-10 -5 0 5 10 15

Cl

α (deg)

Cl Vs α

Experimentales

malla1 S.A.

malla2 S.A.

malla3 S.A.

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

Experimentales

malla1 S.A.

malla2 S.A.

malla3 S.A.

79

Figura 32. Drag polar malla 1, 2 y 3

Figura 33. Eficiencia aerodinámica malla 1, 2 y 3

Para las tres mallas se puede apreciar que los resultados son prácticamente los mismos; sin embargo, la malla 1 ofrece una mejor aproximación en el coeficiente de sustentación, especialmente en ángulos de ataque cercanos a pérdida. En cuanto al coeficiente de resistencia igualmente las tres mallas ofrecen unos resultados similares, pero de estas tres la que mejor se acopla a los datos

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

0 0,02 0,04 0,06 0,08

Cl

Cd

Cl Vs Cd

Experimentales

malla1 S.A.

malla2 S.A.

malla3 S.A.

-10

0

10

20

30

40

50

60

-10 -5 0 5 10 15

Cl/

Cd

α (deg)

Cl/Cd Vs α

Experimentales

malla1 S.A.

malla2 S.A.

malla3 S.A.

80

experimentales es la malla 2. En cuanto a la eficiencia aerodinámica ligeramente la malla 2 presenta mejores resultados, por lo cual se selecciona esta malla. De acuerdo a todos los resultados de la validación la malla 2 y el modelo de viscosidad de Spalart Allmaras, son los que más se aproximan a los datos experimentales del perfil. 4.2.8.2. Características de perfiles y selección. Con la validación obtenida para el software de dinámica de fluidos computacional Fluent en dos dimensiones se hacen simulaciones para diferentes perfiles a distintos ángulos de ataque, con el fin de conocer sus características aerodinámicas y de esta forma elegir el perfil aerodinámico que se adapte a las necesidades establecidas para el MAV. Figura 34. Coeficiente de sustentación de perfiles

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20

Cl

α (deg)

s5010

s4083

e387

e186

s5020

Cl Vs α Re=154000

81

Figura 35. Coeficiente de resistencia de perfiles

Figura 36. Drag polar de perfiles

0

0,02

0,04

0,06

0,08

0,1

0,12

0,14

-10 -5 0 5 10 15 20

Cd

α (deg)

s5010

s4083

e387

e186

s5020

Cd Vs α Re=154000

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

0 0,05 0,1 0,15

Cl

Cd

s5010

s4083

e387

e186

s5020

Cl Vs Cd Re=154000

82

Figura 37. Eficiencia aerodinámica de perfiles

De las gráficas anteriores se puede afirmar que los perfiles con mejor eficiencia aerodinámica son el E387 y el S4083; después de estos los perfiles S5020 y S5010 tienen una eficiencia similar entre ellos pero menor que los primeros, mientras el de menor sustentación es el perfil E186, por tanto una menor eficiencia. Con base en los resultados obtenidos en Fluent, se escogen los perfiles Seiling S5010 y el Eppler E387. el perfil E387 se escoge por su buena eficiencia aerodinámica y su capacidad de sustentación, a pesar que este es muy similar al S4083 se elige porque ya ha sido usado en un micro vehículo aéreo en University of Colorado ; este tiene una relación de aspecto de 1,2 con plataforma alar Zimmerman. Por otro lado también se selecciona el perfil S5010, este presenta sustentación y eficiencia aceptables, posee una geometría del borde de salida que se aproxima a una réflex y además con base a este perfil se han hecho modificaciones para su uso en otros micro vehículos aéreos entre ellos en University of Arizona y concordia University * 4.2.9. Cálculos aerodinámicos del micro vehículo aé reo. Las características aerodinámicas del micro vehículo aéreo se hallan efectuando tres métodos de análisis, debido al régimen aerodinámico de bajo número Reynolds en el que opera un MAV. en este régimen no es recomendable aplicar los métodos tradicionales para conocer las características aerodinámicas, por lo que se realiza

* Estas universidades han utilizado el perfil alar S5010-TOP24C-REF, modificación del perfil S5010 en el diseño de algunos de sus MAV´s.

-30

-20

-10

0

10

20

30

40

50

-10 -5 0 5 10 15 20

Cl/

Cd

α (deg)

s5010

s4083

e387

e186

s5020

Cl/Cd Vs α Re=154000

83

un primer método para calcular los coeficientes de sustentación y resistencia mediante las fórmulas existentes para alas de baja relación de aspecto y para un régimen aerodinámico subsónico. Seguido a esto se construye un modelo a escala 1:1 el cual se monta en el túnel de viento de la universidad de San Buenaventura y de esta forma se hallan los coeficientes de sustentación y resistencia; finalmente se toman los resultados del túnel de viento y se realizan simulaciones con el programa de CFD Fluent para obtener los coeficientes de sustentación y resistencia. La explicación y los resultados de estos tres métodos de análisis aerodinámicos se presentan en las siguientes secciones. 4.2.9.1. Análisis aerodinámico teórico. En la selección de la configuración se estableció la plataforma alar como rectangular la cual tiene una relación de aspecto de 1, Las características aerodinámicas para este tipo de ala se puede obtener a partir de las propiedades de los dos perfiles seleccionados. Para efectos de los cálculos se asume el factor de eficiencia de Oswald de 0,95. El coeficiente de sustentación del ala corresponde a ;B = &�C − CBDE� Donde la pendiente de la curva del coeficiente de sustentación del ala es & = &EF1 + )&E �G�8�⁄ -� + &E �G�8�⁄

• Plataforma rectangular con el perfil E387

Figura 38. Coeficiente de sustentación para E387

y = 0,10069250x + 0,31615966

R² = 0,99976719

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

-5 0 5 10

CL

α (deg)

E387

E387

Lineal (E387)

84

La pendiente de la curva en la parte lineal del perfil es &E = I� − I5J� − J5

&E = 0,103 − �−0,03�−2,11 − �−3,46�

&E = 0,0985 1L��

También se puede hallar con una aproximación lineal de la ecuación de la recta para conocer la pendiente. Como la ecuación para calcular la pendiente del ala solo aplica para pendientes en 5MNO es necesario hacer conversión de unidades. &E = 0,1007 180G

&E = 5,769 18&$

Mediante una interpolación se conoce el ángulo de ataque cuando el coeficiente de sustentación es igual a cero

CBDE = −2,11 − �−3,46�0,103 − �−0,03� P0 − �−0,03�Q + �−3,46�

CBDE = −3,155 L��

La pendiente de la recta para el ala es

& = 5,769F1 + )5,769 G⁄ -� + 5,769 G⁄

& = 1,468 18&$

Pasando a grados

& = 1,46857,3 = 0,0256 1L��

Finalmente se halla el coeficiente de sustentación del ala para el ángulo de ataque deseado, para efectos de ejemplo se toma 7,05 grados

85

;R = 0,0256P7,05 − �−3,155�Q

;R = 0,2616

Una vez que se conoce el coeficiente de sustentación para el ala es posible hallar el coeficiente de resistencia para la misma. Lo primero que se hace es hallar la resistencia inducida

;ST = ;B�G��8

;ST = 0,2616�G�0,95��1�

;ST = 0,0229

El coeficiente de resistencia parásita se puede asumir como el coeficiente de resistencia del perfil, así podemos hallar la resistencia del ala ;S = ;O + ;ST ;S = 0,0184 + 0,0229

;S = 0,0413

Ahora que tenemos tanto la sustentación y resistencia del ala para un ángulo de ataque de 7,05 grados se puede hallar para diferentes ángulos de ataque y así obtener las gráficas de sustentación, resistencia y eficiencia aerodinámica con respecto al ángulo de ataque, igualmente la gráfica de drag polar. Tabla 11. Coeficientes aerodinámicos teóricos para el ala con E387

α CL CD CL/CD -5,3 -0,05498 0,05011 -1,09708 -3,46 -0,00781 0,01912 -0,40829 -2,11 0,02680 0,01434 1,86900 -0,5 0,06808 0,01355 5,02311 0,83 0,10217 0,01670 6,11898 2,53 0,14576 0,02282 6,38767 4,06 0,18498 0,02937 6,29933 5,64 0,22549 0,03524 6,39932 7,05 0,26163 0,04134 6,32947 8,63 0,30214 0,05509 5,48474 10,02 0,33777 0,07673 4,40224

86

Figura 39. Coeficiente de sustentación teórico ala E387

Figura 40. Coeficiente de resistencia teórico ala E 387

-0,1

-0,05

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

0,08

0,09

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

87

Figura 41. Drag polar teórico ala E387

Figura 42. Eficiencia aerodinámica teórica ala E387

Para conocer el peso que puede llevar este tipo de plataforma a diferentes ángulos de ataque a una altura de nivel del mar y a una altura de Bogotá se realiza el siguiente procedimiento:

-0,1

-0,05

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1

CL

CD

CL Vs CD

-2

-1

0

1

2

3

4

5

6

7

-10 -5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

88

De la fórmula de coeficiente de sustentación se halla el peso

;R = �12 9:�U

Despejando y resolviendo

� = ;R 12 9:�U

� = �0,2616� 12 �1,225��18���0,0225�

� = 1,168 V

Finalmente se pasa a gramos

� = 1,168V9,8 ��� �1000�

� = 119,12 �

Para el peso a nivel de Bogotá se hace el mismo procedimiento que a nivel del mar, a diferencia que se cambia la densidad y la gravedad por su correspondiente valor.

Tabla 12. Capacidad de carga del ala con E387

A nivel del mar A nivel de Bogotá α Peso en N Peso en g Peso en N Peso en g -5,3 -0,24548 -25,03217 -0,17985967 -18,35564974 -3,46 -0,03486 -3,55446 -0,025539291 -2,606422462 -2,11 0,11968 12,20364 0,0876849 8,948717119 -0,5 0,30397 30,99664 0,222715231 22,72929099 0,83 0,45622 46,52129 0,334262026 34,11324332 2,53 0,65082 66,36483 0,476840636 48,66415983 4,06 0,82596 84,22401 0,605161386 61,75998468 5,64 1,00682 102,66683 0,737675624 75,28377768 7,05 1,16823 119,12529 0,855932001 87,35247902 8,63 1,34909 137,56811 0,988446239 100,876272 10,02 1,50820 153,79312 1,10502522 112,7737861

89

Plataforma rectangular con el s5010

Para calcular el coeficiente de sustentación y el coeficiente de resistencia, así como el peso que puede cargar en distintos ángulos de ataque, se hace el mismo procedimiento descrito para el perfil E387, de modo que para esta plataforma alar con el perfil S5010 solo se muestran los resultados obtenidos. Tabla 13. Coeficientes aerodinámicos teóricos para el ala con S5010

α CL CD CL/CD -5 -0,10721 0,02718 -3,94471 0 0,02120 0,01647 1,28688 5 0,14961 0,02759 5,42289 7 0,20098 0,04789 4,19677 10 0,27802 0,08165 3,40496 13 0,35507 0,10347 3,43159 15 0,40643 0,15911 2,55444

Figura 43. Coeficiente de sustentación teórico ala S5010

-0,2

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

-10 -5 0 5 10 15 20

CL

α (deg)

CL Vs α

90

Figura 44. Coeficiente de resistencia teórico ala S 5010

Figura 45. . Drag polar teórico ala S5010

0

0,02

0,04

0,06

0,08

0,1

0,12

0,14

0,16

0,18

-10 -5 0 5 10 15 20

CD

α (deg)

CD Vs α

-0,2

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0 0,05 0,1 0,15 0,2

CL

CD

CL Vs CD

91

Figura 46. Eficiencia aerodinámica teórica ala S501 0

Tabla 14. Capacidad de carga del ala con S5010

A nivel del mar A nivel de Bogotá α Peso en N Peso en g Peso en N Peso en g -5 -0,47871 -48,81422 -0,35074 -35,79461 0 0,09466 9,65301 0,06936 7,07838 5 0,66803 68,12024 0,48945 49,95137 7 0,89738 91,50713 0,65749 67,10057 10 1,24141 126,58747 0,90955 92,82437 13 1,58543 161,66781 1,16161 118,54816 15 1,81478 185,05470 1,32964 135,69736

4.2.9.2. Análisis aerodinámico por medio del túnel de viento. Las características aerodinámicas del micro vehículo aéreo se llevan a cabo en el túnel de viento abierto subsónico Gunt HM 170 de la universidad de San Buenaventura. este túnel de viento es para demostración o instrucción; sin embargo, por sus características técnicas puede llegar a servir para este tipo de vehículos.

-6

-4

-2

0

2

4

6

-10 -5 0 5 10 15 20

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

92

Figura 47. Túnel de viento Gunt HM 170

Dentro de los datos técnicos más relevantes de este equipo se puede señalar que el tramo de medición tiene una sección transversal de 292 x 292 mm2 y un largo de 450 mm. El registro de fuerza tiene un rango de medición de empuje de 10 N, resistencia de 3 N, con una resolución de 0,01 N. Para llevar a cabo las pruebas el modelo debe estar en un soporte de 4 mm de diámetro. La velocidad de este túnel de viento se puede regular entre 0 y 28 m/s. Estas características técnicas del túnel de viento Gunt HM 170 se ajustan perfectamente a los rangos típicos de dimensiones, fuerzas y velocidades de los micro vehículos aéreos. Para llevar a cabo las pruebas hay que tener en cuenta ciertos aspectos para reducir errores en los resultados. Dentro de estos, el montaje del modelo se hizo en un soporte de 4 mm de diámetro a un cuarto de la cuerda y con una longitud de 239mm hasta el centro del modelo ya que para este brazo de fuerza esta calibrado el dispositivo dinamométrico. Una vez montado el modelo se procedió a ajustar a cero los indicadores de empuje y resistencia, esto con el fin de eliminar el error por influencia del peso. Finalmente para mitigar el error por el soporte del modelo se monto únicamente el soporte y se registro la resistencia del este, de forma que la resistencia real del modelo es la diferencia entre la resistencia registrada con el modelo montado y la resistencia del soporte. Las pruebas se hicieron con modelos de las plataformas alares rectangulares con los perfiles aerodinámicos Eppler 387 y Seiling 5010, adicionalmente se llevaron a cabo una serie de pruebas en la que simplemente se le acoplaron los

93

estabilizadores verticales y el estabilizador horizontal a la plataforma alar con perfil E387 y se registraron los resultados con diferentes ángulos de incidencia del estabilizador horizontal. Todas estas pruebas se hicieron con una velocidad de 18 m/s. Figura 48. Pruebas en el túnel de viento

Figura 49. Coeficiente de sustentación por túnel de viento

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

-20 -10 0 10 20 30

CL

α (deg)

CL Vs α (Re=141989)

plataforma E387

estabilizadores, ih=1

estabilizadores, ih=2

estabilizadores, ih=3

plataforma S5010

94

Figura 50. Coeficiente de resistencia por túnel de viento

Figura 51. Drag polar por túnel de viento

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

-20 -10 0 10 20 30

CD

α (deg)

CD Vs α (Re=141989)

Plataforma E387

estabilizadores, ih=1

estabilizadores, ih=2

estabilizadores, ih=3

plataforma S5010

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

0 0,2 0,4 0,6 0,8

CL

CD

CL Vs CD (Re=141989)

Plataforma E387

estabilizadores, ih=1

estabilizadores, ih=2

estabilizadores, ih=3

plataforma S5010

95

Figura 52. Eficiencia aerodinámica por túnel de vie nto

4.2.9.3. Análisis aerodinámico con dinámica de flui dos computacional. En este caso se utiliza el software Fluent para obtener las fuerzas de sustentación y resistencia del ala. Al igual que el análisis por medio de CFD en dos dimensiones, se requiere hacer la validación de los resultados, para efectos prácticos la validación se hace con los resultados que se obtienen en el túnel de viento de la plataforma rectangular con el perfil aerodinámico Seiling S5010. Con la herramienta Gambit se genera el modelo geométrico, las mallas y las condiciones de frontera. De acuerdo con los resultados que se obtuvieron en la validación en dos dimensiones, en donde se estableció como los dos mejores modelos de viscosidad Spalart Allmaras y K-omega SST, se procede con la validación en tres dimensiones con estos dos modelos. Una vez que están definidos los modelos de viscosidad para la validación en tres dimensiones, se procede a establecer las mallas que harán parte de la validación. De igual forma que en dos dimensiones se decide por una malla estructurada. Con base en el trabajo de Escobar7 se dibuja el volumen de control y se establecen las condiciones de frontera.

7 ESCOBAR, Op cit., p.16.

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

-20 -10 0 10 20 30

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α (Re=141989)

plataforma E387

estabilizadores, ih=1

estabilizadores, ih=2

estabilizadores, ih=3

plataforma S5010

96

Figura 53. Volumen de control y condiciones de fron tera 3D

Una malla estructurada presenta algunas ventajas frente a una malla no estructurada, dentro de sus ventajas se puede mencionar: permite al usuario un alto grado de control, permiten una mejor precisión del flujo, requieren menor cantidad de memoria y se ejecuta rápido. Una malla estructurada puede tardar días o semanas en generarse, dependiendo de la geometría a enmallar así como de la experiencia del diseñador. En gran medida el éxito de los resultados de la dinámica de fluidos computacional se le atribuye a la generación de la malla, esto se pudo comprobar, pues con los primeros enmallados de la geometría se presentaron problemas de convergencia además de unos resultados incoherentes; sin embargo, se mejora la malla después de una serie de correcciones y así se lograron unos buenos resultados. En el caso particular de este proyecto la geometría para el análisis en CFD es sencilla ya que simplemente es un ala; sin embargo, la generación de la malla estructurada de esta geometría tardo más tiempo del planeado, simplemente por falta de experiencia.

97

Para elaborar una buena malla estructurada se crean varios volúmenes, este paso se elabora de acuerdo a Gómez y Zúñiga8 con la creación de nueve volúmenes. Se generan dos mallas una de ellas con un número de elementos de 885000, mientras que la otra tiene una cantidad de elementos de 1716020. Figura 54. Volúmenes para malla estructurada

Figura 55. Malla estructurada 3D

8 GÓMEZ PRIETO, Andrés Roberto y ZÚÑIGA CHÁVEZ, Andrés Mauricio. Estudio aerodinámico del modelo de avión X-001 FAC por medio de programa de computador. Bogotá, 2008, p 162-177

98

Teniendo en cuenta lo establecido por Gómez y Zúñiga9 para evitar demoras en el proceso iterativo así como posibles errores en el cálculo de los modelos, las condiciones atmosféricas (a nivel del mar) que vienen por defecto en Fluent se mantienen. Para esto se calcula el número Reynolds de las pruebas en el túnel de viento, recordado que las condiciones atmosféricas son las correspondientes a una altura de 2600 m.

8� = �18 � �⁄ ��0,897529 =� �>⁄ ��0,15��1,7067 × 10@A V� ��⁄

8� = 1,42 × 10A

Seguido a esto se halla la velocidad con la que se obtiene el mismo número Reynolds pero a unas condiciones atmosféricas correspondientes al nivel del mar, El resultado indicará la velocidad a la que se deberán llevar a cabo las simulaciones en Fluent.

1,42 × 10A = :�1,225 =� �>⁄ ��0,15��1,7894 × 10@A V� ��⁄

Despejando y resolviendo se obtiene que se necesita una velocidad de 13,83 m/s En los resultados en el túnel de viento se encontró que el ala entra en pérdida a un ángulo de ataque de 21°, de tal forma que las simul aciones se llevaron a cabo para ángulos de ataque de -5°, 0°, 5°, 7°, 10°, 15° , 20° y 22° respectivamente. Figura 56. Validación coeficiente de sustentación 3 D

9 Ibid., p.110

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

-20 -10 0 10 20 30

CL

α (deg)

CL Vs α (Re=141989)

Experimental

Malla1 S-A

Malla1 k-omega SST

malla2 S-A

malla2 k-omega SST

99

Figura 57. Validación coeficiente de resistencia 3D

Figura 58. Validación Drag polar 3D

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

-20 -10 0 10 20 30

CD

α (deg)

CD Vs α (Re=141989)

Experimental

Malla1 S-A

Malla1 k-omega SST

malla2 S-A

malla2 k-omega SST

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

0 0,2 0,4 0,6 0,8

CL

CD

CL Vs CD (Re=141989)

Experimental

Malla1 S-A

Malla1 k-omega SST

malla2 S-A

malla2 k-omega SST

100

Figura 59. Validación eficiencia aerodinámica 3D

Los resultados contenidos en las gráficas revelan que no hay una diferencia notable entre los modelos de viscosidad de Spalart-Allmaras y k-omega SST, ni tampoco se encuentra diferencia entre las dos mallas con las que se hicieron las simulaciones. En los resultados se evidencia una buena aproximación con los resultados del túnel de viento para ángulos de ataque comprendidos entre -5° y 5°, a partir de este ángulo de ataque se empieza a notar una diferencia aceptable. Las diferencias entre el Lift y el Drag en ángulos superiores a los 5 grados puede atribuirse a los efectos que producen las paredes del túnel de viento en el flujo alrededor del ala. Para ello sería necesario hacer correcciones a los datos registrados por el dinamómetro en cada caso. A pesar de las diferencias en los coeficientes, se puede apreciar que la eficiencia aerodinámica tiene una gran similitud con los resultados experimentales obtenidos en el túnel de viento. Conforme a los resultados se escoge el modelo de viscosidad de Spalart-Allmaras y la malla 1 para llevar a cabo las simulaciones con la plataforma alar rectangular y el perfil aerodinámico E387; como no se encontraron diferencias significativas se decide por la configuración en donde las simulaciones toman menor tiempo. Los resultados de las simulaciones se muestran desde la Figura 60 hasta la Figura 63, en las cuales se pueden obtener algunas conclusiones. La plataforma rectangular con el perfil E387 presenta mayor capacidad de sustentación, pero este perfil tiene mayor grosor y se ve reflejado en la resistencia. Adicionalmente, este perfil ofrece una mejor eficiencia aerodinámica para ángulos de ataque comprendidos entre -5° y 9°, ángulos en los cuales el MAV estará operando durante una misión típica.

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

-20 -10 0 10 20 30

CL

/CD

α (deg)

CL/CD Vs α (Re=141989)

Experimental

Malla1 S-A

Malla1 k-omega SST

malla2 S-A

malla2 k-omega SST

101

Figura 60. Coeficiente de sustentación CFD

Figura 61. Coeficiente de resistencia CFD

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CL

α (deg)

CL Vs α (Re=141989)

Ala con S5010

Ala con E387

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CD

α (deg)

CD Vs α (Re=141989)

Ala con S5010

Ala con E387

102

Figura 62. Drag polar CFD

Figura 63. Eficiencia aerodinámica CFD

De la Figura 64 a la Figura 67 se muestra la visualización del flujo, los contornos de presión para ángulos de ataque de 7° y de 22° re spectivamente en el ala con el perfil E387. Estas gráficas se exponen para 7° por que el MAV volará próximo a este ángulo de ataque, igualmente a 22° para observ ar las características de pérdida en el ala.

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

0 0,1 0,2 0,3 0,4

CL

CD

CL Vs CD (Re=141989)

Ala con S5010

Ala con E387

-4

-2

0

2

4

6

8

-10 -5 0 5 10 15 20 25

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α (Re=141989)

Ala con S5010

Ala con E387

103

Figura 64. Magnitud de velocidad ala E387 a 7°

Figura 65. Magnitud de velocidad ala E387 a 22°

104

Figura 66. Líneas de trayectoria ala E387 a 7°

Figura 67. Contornos de presión estática ala E387 a 7°

4.2.10. Ubicación de componentes y cálculo del cent ro de gravedad. La ubicación de los componentes es crucial para la estabilidad en un MAV, hay distintos aspectos a evaluar para llevar a cabo esta tarea de acuerdo a Torres y Muller10. Como primera medida si se desea eliminar el estabilizador horizontal, usualmente las alas voladoras tienen el centro de gravedad ubicado aproximadamente a un 15% de la cuerda, de tal forma que para lograrlo la mayoría de los componentes se deben ubicar adelante del punto medio de la

10 MULLER, Op. cit., p.17 y p. 18

105

cuerda. Según la configuración seleccionada los componentes van ubicados dentro del ala, permitiendo obtener un centro de gravedad próximo al 15% del ala. Uno de los problemas de la configuración seleccionada es que debido a la ubicación de los motores en las puntas del ala y de algunos de los componentes electrónicos se incrementa el momento de de inercia de roll lo que genera resistencia del vehículo a iniciar el banqueo o a detenerlo. Ubicar los componentes más cerca al eje longitudinal del avión requeriría del uso del fuselaje y en consecuencia mayor peso y resistencia aerodinámica; estas alternativas están descritas por Torres y Muller. Otro aspecto para tener en cuenta es la posibilidad de realizar despegues y aterrizajes verticales o la capacidad de Hovering . Para esto si se quiere rotar los motores hasta una posición perpendicular al horizonte, el centro de gravedad tiene que cambiar de tal forma que este coincida con los ejes de los motores, o ubicar el conjunto hélices-motores de forma que su centro de gravedad coincida con el centro de gravedad del MAV, de esta manera el centro de gravedad no cambia. Para obtener el centro de gravedad se define una línea de referencia (wáter line) en el borde de ataque. Mediante Solid Edge se conoce el centro de masa de cada componente y la distancia desde cada uno de ellos hasta la línea de referencia (wáter line). con la siguiente ecuación se obtiene la ubicación del centro de gravedad medido desde la water line .

6W.X. = ��Y6Y���Z[W6Z[W���\6\���[6[���]6]���M6M���Z6Z���^6^���W6W����

Sustituyendo en la ecuación los valores de la Tabla 15 se obtiene

6W.X. = 33,61��

El centro de gravedad en términos de la cuerda es

6W.X.� = 0,22

106

Tabla 15. Peso y distancia al centro de gravedad pa ra cada componente

Componente Peso unitario (g) Cantidad Peso (g) Distancia C.G (mm)

Motores, caja de reducción y acoples 16,8 2 33,6 11,48

Controlador de velocidad 3,7 2 7,4 11,50

Hélices 2,8 2 5,6 -11,92 Servos nacella y tornillos 9,2 2 18,4 41,25

Batería 20,3 1 20,3 27,50 Receptor 6 canales 7,9 1 7,9 53,56 Estructura 36,8 1 36,8 65,00 Cámara 1 1 1 20,00 Transmisor video 1,8 1 1,8 24,50 Conector en paralelo 6,2 1 6,2 11,50

4.2.11. Cálculos de estabilidad estática. Se realiza una comprobación de las características de MAV teniendo en cuenta la teoría aplicada por Robert Nelson 11 para el ala, partiendo de los datos obtenidos en CFD y de los análisis teóricos desarrollados para los perfiles en 2 dimensiones.

De las simulaciones realizadas para el ala con perfil Eppler 387 se obtiene en el cuarto de la cuerda el valor del coeficiente de momento de -0.12

Obtención del Clαw

;_`a = �_`a×Ab.>1 + �_`a×Ab.>G × �8

Donde �_`a es la pendiente de de la gráfica de sustentación del perfil y corresponde a 0.1074

;_`a = 0.1074 × 57.31 + 0.1074 × 57.33.14 × �30�510�

;_`a = 3.109/8&$

11 ROBERT, Nelson. Flight stability and automatic control. 2 ed. Estados unidos,1998

107

El coeficiente de sustentación cuando el ángulo de ataque es igual a 0 se obtiene interpolando los datos obtenidos anteriormente en los resultados de las simulaciones en CFD (figura 60).

-5 -0.03124 α 0 0 0.1224

0 − C0.1224 − 0 = 0 − �−5�0.1224 − �−0.03124�

;_`DE = −3.98

;_Ea = ;_`a|CE| ;_Ea = 3.109 ∗ |−3.98|/57.3

;_Ea =0.216

Por último se obtiene el coeficiente de momento del ala cuando el ángulo de ataque es 0 y la pendiente de la variación del coeficiente de momento del ala con respecto al ángulo de ataque:

;�ea = ;�Nfa + g;_Ea × h6f�� − 6Nf� ij ;�ea = −0.12 + P0.216 × �0.2 − 0.25�Q

;�ea = 0.1092

;�kl = ;_`l h6f��m − 6Nf�m i

;�`a = 3.109 × �0.2 − 0.25�

;�`a = −0.1554 1�&$

El margen estático está definido como el porcentaje entre la distancia del centro de gravedad y el centro aerodinámico para el caso de este tipo de vehículos es aconsejable que se encuentre el centro de gravedad por delante del centro aerodinámico.

U. n = 6Nf − 6f�6_ × 100%

108

Según la investigación realizada en la universidad de Arizona12 en varios casos este margen se encuentra entre el 6 – 7% equivaliendo a unos 5 a 6 mm por delante del centro aerodinámico.

4.2.12. Análisis de rendimiento. En esta sección se analiza la respuesta del micro vehículo aéreo a las cuatro fuerzas en vuelo (sustentación, resistencia, empuje y peso). En este análisis de rendimiento se hacen los cálculos correspondientes de potencia requerida, potencia disponible, tasa de ascenso, techo absoluto, velocidad de pérdida y tiempo de vuelo. Este análisis se hace para el motor seleccionado Astro Flight Firefly 4:1 Coreless y para las hélices recomendadas por el fabricante GWS EP4530 y GWS EP7035. Los datos suministrados por el fabricante para una batería de Litio de dos celdas corresponden a la siguiente tabla: Tabla 16. Rendimiento de los motores Astro Flight F irefly 4:1 Coreless

Helice Rpm Empuje Voltaje Intensidad Potencia EP4530 GWS 6300 rpm 26 g 7 volts 360 mA 2,5 watts EP4540 GWS 6100 rpm 30 g 7 volts 470 mA 3,3 watts EP5030 GWS 6200 rpm 36 g 7 volts 420 mA 3,0 watts EP6030 GWS 6100 rpm 44 g 7 volts 540 mA 3,7 watts EP7035 GWS 5400 rpm 60 g 7 volts 820 mA 5,8 watts

Este análisis de rendimiento se realiza con las condiciones atmosféricas estándar correspondientes a nivel del mar y a un nivel de vuelo de 2700m sobre el nivel del mar (altura operacional en Bogotá). 4.2.12.1. Potencia requerida y potencia disponible. El empuje requerido en una condición de vuelo recto y nivelado corresponde al Drag del MAV, este depende de la velocidad, la altitud, la forma aerodinámica, el tamaño y peso de la aeronave. o = L

De acuerdo a los resultados obtenidos en dinámica de fluidos computacional y en el túnel de viento si la resistencia se quiere expresar en términos de coeficientes la expresión que mejor se ajusta corresponde a: ;L = ;S�pq + = r;B − ;Bstu OvN�w�

12 SILIN, Dmytro. et al. Wind tunnel testing and design of fixed and flapping wing micro air vehicles at the university of Arizona. Tucson, Arizona. p. 4.

109

En donde el CL corresponde al coeficiente de sustentación requerido para una condición de vuelo recto y nivelado a determinada altura y velocidad. ;R = 2�9x:x�U

Y k corresponde al valor obtenido de: = = 1G��8

Los valores de CLmin drag y CDmin se pueden obtener con una gráfica de drag polar obtenida mediante CFD. Figura 68. Coeficiente de resistencia mínimo (CDo)

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3 0,35

CL

CD

CL Vs CD (Re=141989)

Ala con E387

De forma que el empuje requerido final corresponde al valor que se obtiene de: oM = L = 12 9x:x�U;S

El empuje disponible corresponde al empuje suministrado por la planta motriz del micro vehículo aéreo de forma que si es propulsión con hélice corresponde a: oy = z{v#:x

110

Donde ηpr es la eficiencia de la hélice y P corresponde a la potencia del eje del motor. La potencia requerida es la multiplicación del valor obtenido de empuje requerido con la velocidad. #M = oM:x

La potencia disponible para aeronaves propulsadas por hélices corresponde a: #y = z{v#

Donde P es la potencia del eje del motor; para un motor eléctrico esta potencia no es afectada por los efectos de la altura, por lo cual se puede considerar constante con la variación de la altura (densidad). Después de desarrollar las ecuaciones anteriores para diferentes valores de velocidad, para las dos alturas y las dos hélices con las cuales se realiza el análisis de rendimiento se puede obtener los siguientes resultados. Figura 69. Empuje requerido y empuje disponible

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

0 10 20 30 40 50

Em

pu

je (

N)

Velocidad (m/s)

Empuje: Requerido y disponible

Empuje Requerido

a 2700m

Empuje Disponible

con GWS EP7035

Empuje disponible

con GWS EP4530

Empuje Requerido

a nivle del mar

111

Figura 70. Potencia requerida y potencia disponible

De estas dos gráficas se puede observar que no es posible que el MAV vuele con las hélices GWS EP4530; esto se debe a que la curva de potencia disponible con este tipo de hélice está por debajo de la curva de potencia requerida en las dos alturas del análisis. También se puede conocer la velocidad máxima para un vuelo recto y nivelado que puede alcanzar el MAV para el sistema de propulsión con la hélice GWS EP7035. Esta velocidad corresponde a la intersección de la curva de máxima potencia disponible y la curva de la potencia requerida, que corresponde aproximadamente a 26,5m/s a nivel del mar y 28,7m/s a 2700m sobre el nivel del mar. Los resultados de rendimiento presentados a continuación no tienen en cuenta la hélice GWS EP4025. Como se demostró anteriormente no es posible el vuelo con esta hélice, por lo tanto no se justifica continuar un análisis para esta configuración del sistema de propulsión 4.2.12.2. Tasa de ascenso y techo absoluto. La tasa de ascenso se puede conocer con la siguiente ecuación: 8 ;⁄ = �J���� ��|��� = #y−#M�

0

2

4

6

8

10

12

14

0 10 20 30 40

Po

ten

cia

(w

att

s)

Velocidad (m/s)

Potencia: Requerida y disponible

Potencia Requerida a

2700m

Potencia disponible con

GWS EP7035

Potencia Disponible con

GWS EP4530

Potencia Requerida a Nivel

del mar

112

Figura 71. Tasa de ascenso

El techo absoluto de la aeronave se puede obtener hallando la altura para la cual la tasa de ascenso máxima es cero; si la potencia disponible es constante, entonces la tasa de ascenso máxima ocurre cuando se tiene una velocidad de vuelo para un mínimo de potencia requerida, esta velocidad corresponde a:

:�M W⁄ �}~� = � 29x � =3;Se�U �

5 �⁄

Una vez se obtiene la velocidad de vuelo, se procede a hallar el empuje requerido y la potencia requerida respectivamente, para luego hallar la tasa de ascenso, como se explicó anteriormente.

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

0 10 20 30 40

tasa

de

asc

en

so (

m/s

)

Velocidad (m/s)

Tasa de ascenso

2700 m sobre el nivel del

mar

Nivel del mar

113

Figura 72. Techo absoluto

La intersección del la curva con el eje vertical (altura) da como resultado el techo absoluto que en este caso mediante una interpolación se obtiene y ese valor corresponde a 13465m sobre el nivel del mar. 4.2.12.3. Velocidad de pérdida. La velocidad de pérdida es uno de los parámetros más importantes en un análisis de performance y ocurre cuando el coeficiente de sustentación es máximo. para hallar este coeficiente se puede con una gráfica de coeficiente de sustentación versus ángulo de ataque e identificando el ángulo de pérdida.

:��N__ = � 2�9xU�;B��N�

:��N__ = � 2�1,36��0,9376��0,0225��1,1�

:��N__ = 10.83�/� 4.2.12.4. Tiempo de vuelo. El tiempo de vuelo con un sistema de propulsión eléctrico depende de la capacidad de la batería y la corriente que requiere cada componente que hace parte del sistema. El tiempo de vuelo se hace para las siguientes condiciones:

0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

16000

-0,5 0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4

Alt

ura

(m

)

R/C max (m/s)

Techo Absoluto (GWS EP7035)

114

• Condición 1: Todos los componentes con su consumo de corriente máximo

(tiempo de vuelo mínimo del MAV). • Condición 2: Para los motores se asume un consumo de corriente continuo

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.

• Condición 4: La misma condición anterior pero sin el uso del sistema de video. El sistema de video no se adquirió, por tanto se establece esta condición para hacer las respectivas pruebas de vuelo.

La batería seleccionada tiene una capacidad de 300mAh. Los componentes que mayor consumo requieren son los motores que a su vez depende del tamaño de la hélice; cada motor Astro Flight Firefly 4:1 Coreless con una hélice GWS EP7035 tiene un consumo máximo alrededor de 820 mA según los datos del fabricante. El consumo de los servos depende de diferentes factores como la instalación, el torque y la fricción. De acuerdo al consumo de algunos micro servos se asume un consumo máximo de 250 mA y como consumo promedio de 180mA para cada uno de los servos; el receptor de 6 canales consume 5mA, la cámara de video 30mA y el transmisor de video 120 mA. De modo que el tiempo de vuelo corresponderá a: o: = ;&�&�!$&$]N��víN∑ �fe�{eq�q���

A manera de ejemplo, el tiempo de vuelo en minutos para la primera condición de vuelo corresponde a: o: = 300��ℎ1640�� + 500�� + 30�� + 120�� + 5��

o: = 300��ℎ2295�� ∗ 60�!" = 7,84�!"

Tabla 17. Tiempo de vuelo del MAV

Corriente (mA) Tiempo de Vuelo (min) condición 1 2295 7,84 condición 2 1663 10,82 condición 3 1335 13,48 condición 4 1185 15,19

115

4.2.13. Sistema de control de vuelo. En los micro vehículos aéreos se han establecido 3 niveles de autonomía según las diferentes competencias de diseño. El nivel uno es en el que el piloto controla manualmente el vehículo mediante un contacto visual directo; el nivel dos es en el cual el piloto controla manualmente el vehículo sin contacto visual directo, es decir, a través de un sistema de video y el nivel tres es cuando el vuelo se realiza sin control manual directo. De acuerdo a estas definiciones se establece como nivel uno de autonomía, pues aunque el diseño contempla el uso de un sistema de video, no se incorpora al vehículo por falta de presupuesto. De manera explícita; el MAV se controla por medio de un Radio control (transmisor), que opera a una frecuencia de 72.910 MHz; a bordo del vehículo se instala un receptor de 6 canales que opera en la misma frecuencia del transmisor. El movimiento del MAV alrededor de los tres ejes en primera instancia (roll, pitch y yaw) se efectúa por medio de los motores, una batería de Lithium-Polymer de dos 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 tienen la capacidad de alimentar con una sola batería (BEC: battery eliminator circuit ) al receptor y los servos que rotan los motores de forma independiente. En el caso del control mediante Elevons se requiere la instalación de un servo para cada superficie de control, mientras que el movimiento de yaw se sigue efectuando mediante la diferencia de Rpm de los motores y el resto de la instalación es la misma que el primer sistema de control. El transmisor para el caso del control mediante motores se programa para tener la posibilidad de acelerar los dos motores al mismo tiempo o efectuar un diferencial de empuje, adicionalmente se programa para que los servos roten los motores al mismo tiempo o para que uno suba y el otro baje. También se le asigna la función para que con el switch del canal 6 los motores queden en posición vertical permanente, es decir que el operador no tenga que mantener el control accionado para mantener esta posición. Si el control del MAV se efectúa con elevons, la programación es la misma que se explicó anteriormente.

116

Figura 73. Conexión de componentes

Figura 74. Descripción mandos de control

117

4.3. CONSTRUCCIÓN

4.3.1. Selección de materiales. El material que se utiliza en la construcción del micro vehículo aéreo para la estructura principalmente debe cumplir con las siguientes características: como primera medida debe poseer bajo peso, en segundo lugar la capacidad de resistir impactos producidos por su tipo de utilización, operación y finalmente se debe tener en cuenta el fácil manejo para la elaboración de los modelos ya que la construcción no se emplean máquinas o herramientas especiales. Dentro de los materiales que se presentan en el marco teórico se realiza una selección teniendo en cuenta las características más significativas de estos. Adicionalmente se nombran los materiales que se utilizaron para el proceso de elaboración, es decir materiales necesarios para la construcción pero que no los utiliza la estructura del MAV. Fibra de carbono; dentro de las propiedades más importantes se encuentra su resistencia mecánica siendo un material liviano y resistente a la temperatura. En el mercado Colombiano hay disponible una fibra de carbono con un gramaje de 190g por metro cuadrado, con un precio de $145.000 + IVA el metro lineal.

Este material es utilizado en gran parte de los proyectos de micro vehículos aéreos debido a su bajo peso. Kevlar; material que se caracteriza por su baja densidad, alta resistencia, amplio rango de rigidez, buena dureza; el Kevlar 49 tiene la mayor relación de resistencia-densidad que cualquier fibra reforzada, pero esta relación no es tan alta como la fibra de carbono. En el caso de este proyecto es de vital importancia un bajo peso en la estructura del micro vehículo aéreo y además una buena resistencia al impacto. El mercado colombiano dispone de este material a $130.000 + iva el metro lineal, con un gramaje de 131g por metro cuadrado y fibras bidireccionales. Se encuentra que este material lo usan varios MAV´s por su alta resistencia al impacto. Híbrido carbono-kevlar; el híbrido entre estos dos materiales es utilizado en la mayoría de los micro vehículos tomados como referencia, se opta por comprar este material en $85.000 + IVA el metro lineal, de fibras unidireccionales. Espuma de poliestireno expandido; Este material posee grandes características para la utilización en micro vehículos aéreos por su bajo peso. La única desventaja que se encuentra es la baja resistencia a los impactos comparado con el Kevlar.

118

Fue escogido como material para el segundo prototipo ya que el factor más significativo que afecto las primeras pruebas de vuelos fue el peso como se verá más adelante. Balso; este material es base fundamental en la elaboración de los modelos “positivos” para la posterior construcción del molde. Es utilizado también para los modelos en las pruebas del túnel de viento. La razón de la selección de este material es su fácil adquisición y su versatilidad principalmente. Monocote; Material utilizado en el aeromodelismo es de gran utilidad en este proyecto ya que se usa como piel en los modelos positivos para la elaboración de los moldes iniciales. Además se incorpora como piel en los modelos que se prueban en el túnel de viento. Yeso para odontología; El yeso es el material seleccionado para la elaboración del molde negativo por su alta fiabilidad en la copia detallada al modelo inicial; principalmente se utilizan dos clases de yeso el tipo 4 y el tipo 2. El tipo 4 es utilizado para la capa inicial dado que su composición es más fina y permite dar un mejor acabado al molde negativo en su parte a copiar. El tipo dos es utilizado como refuerzo a esta capa inicial ya que es económico y porque en esta superficie no es necesario un acabado. 4.3.2. Proceso de elaboración del MAV con compuesto carbono kevlar. El proceso de elaboración de las alas rectangulares determinadas por el proceso de diseño para el micro vehículo aéreo comienza con el corte de los perfiles escogidos (Eppler 387 y Seilig 5010). Estos son cortados en balso de 3 mm de espesor uniéndolos uno a uno hasta alcanzar la envergadura del ala de 150 mm, posteriormente se forran con monocote para su siguiente utilización como molde positivo en la fabricación del JIG de ensamble y como modelos para la realización de las pruebas en el túnel de viento. Teniendo el molde positivo elaborado en balso y forrado con monocote se utiliza yeso para odontología para realizar el jig de ensamble que servirá mantener los componentes en posición y poderlos manipular para generar la forma deseada en el ensamble de los componentes estructurales. Se aplica como material desmoldante vaselina sobre el modelo; luego de esto se aplica el yeso tipo cuatro para definir bien los contornos de la pieza y luego el tipo dos para generar resistencia en el jig de ensamble y también como material de relleno.

119

Figura 75. Vista JIG de ensamble

Figura 76. Construcción JIG

Figura 77. JIG

Teniendo el jig constituido se procede a realizar el proceso de elaboración de las partes que conformaran la estructura, se dividen los componentes estructurales de la siguiente manera según la Figura 78.

120

Figura 78. Estructura del MAV

Dos costillas centrales cortadas en madera de balso de 2mm, perforadas con 3 agujeros que permiten el paso del cableado de los componentes electrónicos. Dos costillas que van ubicadas en los extremos, cortadas en madera de balso de 2mm, con un vaciado donde va ubicado el servomotor. Una viga principal que conforma el borde de ataque elaborada con madera de cedro para obtener una mayor rigidez estructural. 1 borde de salida moldeado a partir de una tabla de balso de 3mm de espesor y con un ancho de 25mm, que adicionalmente se puede comportar como viga trasera. El proceso de elaboración de la piel para el micro vehículo aéreo se realiza de la manera ya calculada anteriormente en el numeral 4.2.5.3 utilizando el proceso de laminado para un material compuesto.

121

Inicialmente se realiza el corte de la tela del material de refuerzo. Para el caso del proyecto se realiza el corte de un tramo de tela de 50*30cm, luego de esto se realiza el proceso de preparación de la superficie lisa que se utilizará para el proceso, en este caso un vidrio de dimensiones proporcionales a el corte de la tela. Se debe lograr que esta superficie con la aplicación de cera desmoldante quede lo mas lisa posible; para esto se realiza la aplicación de cera con estopa en un sentido y con otro pedazo se realiza el brillo de seta en el otro sentido, llevando a cabo este proceso 5 veces. Luego de tener preparado el corte de la tela se realiza el pesaje de este y se aplica la relación 60 – 40 comentada en el numeral 4.2.5.3, 60% de material de refuerzo por 40% de material de matriz. Se prepara la tela sobre el vidrio asegurando sus puntas con cinta para que no se corra al momento de la aplicación de la resina y se procede a la mezcla para el material de matriz en este caso se utilizan 45 g de resina y 4.5 g de MEK como componente b. Los componentes se mezclan durante unos 3 minutos aproximadamente y se procede a realizar la aplicación de la resina sobre la tela utilizando principalmente una brocha para realizar la impregnación de la tela. En cuanto a la parte estructural que compondrá al MAV se realiza el corte de las cuatro costillas principales en un balso de 2mm de ancho con dos objetivos: el primero es utilizar la debilidad del balso al corte como dispositivo de seguridad en caso de que el MAV sufra un golpe directo en el conjunto servo-motor-hélice, con el objetivo que el servo no se averíe en el golpe sino la costilla a la cual esta agarrada el servo y en segundo lugar se utiliza un espesor delgado ya que se desea reducir el peso. Para el caso del borde de ataque es utilizado un palo de cedro con forma semicircular y utilizando lija se desbasta hasta alcanzar las dimensiones especificadas en el plano. De la misma manera a partir de una tabla de balso de 3mm de espesor se realiza el proceso de desbaste con lija hasta alcanzar las dimensiones especificadas en el plano del borde de salida. La resina se polimeriza en aproximadamente un día dependiendo las condiciones de clima; en el caso de este proyecto el proceso de mezcla de la resina se realiza en días cálidos ya que es recomendado que la resina cure a temperaturas no muy bajas dado que pueden producir burbujas o imperfecciones en el acabado del material. Luego del curado del material se realiza el corte de las dos secciones de piel de compuesto que conformaran la piel del MAV.

122

Figura 79. Laminado Carbono-Kevlar

Para el proceso de ensamble sobre el jig previamente construido se coloca la piel superior y el borde de ataque; luego se colocan las costillas teniendo cuidado de alinearlas perfectamente y conservar la distancia entre una y otra para que no produzca diferencias en la reproducción de forma del perfil. La unión entre las piezas estructurales se realiza con pegante para madera y con cianocrilato. Luego de realizado el pegado de la piel superior se realiza el pegado del borde de salida con el ensamble superior; el paso siguiente consiste en unir la tapa inferior que se realiza por medio de cinta adhesiva ya que es el medio diseñado para poder tener acceso a los componentes internos y modificar la ubicación estos. Los estabilizadores verticales se cortan en una lamina de balso de 2 mm según los planos realizados en Solid Edge previamente y el estabilizador horizontal es sacado a partir de una lamina de balso de 3 mm realizando el proceso manual de desbaste de material hasta alcanzar la forma deseada. Estos son unidos al la piel superior del MAV con adhesivo instantáneo universal y el estabilizador horizontal se encuentra pivotado sobre las puntas de dos puntillas de 5mm de largo. Los componentes son ubicados en las posiciones designadas según los planos, los servos son asegurados a las costillas externas por medio de dos tornillos y estos a su vez a la mariposa del servo; la cual se encuentra sujetada a la nacela del motor por medio de amarres de alambre. El motor viene insertado a la nacela y sostenido por una tuerca ajustando un anillo de alambre, con el fin de no permitir el giro del motor dentro de la nacela en el sentido de torque y que no se salga hacia adelante por fuerza de tracción.

123

Figura 80. Ubicación de componentes prototipo 1

4.3.3. Proceso de elaboración del MAV con espuma de poliestireno expandido. En comparación con el proceso de construcción anterior, la fabricación del MAV con espuma de poliestireno expandido presenta algunas ventajas, de las que se encuentran una manipulación más simple, proceso de elaboración más corto y por ultimo si se considera que no se utilizan máquinas especiales con control numérico se puede afirmar que la exactitud del modelo es mejor.

El proceso con este material comienza con el corte de dos costillas en triplex. El corte del ala en espuma de poliestireno expandido se realiza utilizando las costillas en triplex a manera de plantillas sobre las cuales se pasa un alambre caliente, después de que se tiene el ala cortada se hace el corte de los demás elementos que conforman el MAV, entre ellos los estabilizadores verticales y las superficies de control. Seguido a esto se realizan las perforaciones necesarias en el ala con el fin de instalar los componentes que se deseen dejar como internos o simplemente cortes necesarios para el cableado de los componentes internos; para realizar esta tarea se utiliza un cautín.

124

Figura 81. Corte ala espuma de poliestireno expandi do

Se ilustra en la Figura 82 la ubicación de los componentes internos del MAV.

Figura 82. Ubicación componentes prototipo 2

Para la elaboración del tercer prototipo la ubicación de los componentes no se realiza dentro del ala ya que se identifica el problema de la conexión y desconexión del los componentes. Por ello se decide la construcción de un fuselaje para instalar los componentes minimizando las perforaciones en el ala y garantizando un fácil acceso a los componentes para su manipulación en las pruebas de vuelo.

En los prototipos 2 y 3 el proceso a seguir luego de la instalación de los componentes electrónicos es el forrado en papel contac para que la estructura obtenga rigidez y darle un mejor acabado a la superficie del ala.

125

Figura 83. Ubicación componentes prototipo 3

4.4. PRUEBAS DE VUELO

La fase final del proyecto comprende la realización de pruebas de vuelo generales para el micro vehículo aéreo, para ello se requiere trazar un plan a seguir o preparación de las pruebas, seguido a esto se ejecuta del plan y finalmente se realiza un análisis y reportes de los resultados. El proceso de pruebas de vuelo que se describe a continuación es una extracción de las partes principales de las técnicas de pruebas de vuelo13 para aeronaves de mayor escala, debido a que la gran mayoría de los aspectos que se toman en cuenta no se pueden aplicar o simplemente no se justifica realizarlo para un MAV. De manera general las pruebas de vuelo son el proceso de obtención y análisis de información o datos que describen con precisión las capacidades de un tipo particular de aeronave; esta información puede ser usada para evaluar las características de vuelo, optimizar y validar su diseño. Los objetivos principales de las pruebas de vuelo son encontrar y solucionar cualquier problema de diseño de la aeronave, adicionalmente verificar y documentar las capacidades de la aeronave. 4.4.1. Preparación. El primer paso consiste en elaborar un plan de pruebas, para proyectar al personal a la realización del programa de pruebas de una manera segura, eficiente y efectiva, en donde se defina el propósito de las de estas, el ámbito de aplicación, los métodos, riesgos y reducción de riesgos que se usarán.

13 ADVISORY GROUP FOR AEROSPACE RESEARCH & DEVELOPMENT. Introduction to Flight Test Engineering. 1995 p 8-1 a 9-22

126

Las pruebas de vuelo se realizan primordialmente para complementar el desarrollo del MAV, la medición y evaluación de algunos parámetros, adicionalmente se realizarán algunas modificaciones generales y en caso de ser necesario se darán algunas recomendaciones para un rediseño del MAV.

4.4.2. Pruebas y descripción de pruebas.

4.4.2.1. Pruebas pre-vuelo. Estas pruebas se desarrollan para evaluar las características de una aeronave en un ambiente de no-vuelo, el adecuado proceso de las pruebas pre-vuelo ayuda a garantizar que el MAV está listo para volar además de contribuir hacia una eficiencia, productividad y seguridad en el programa de pruebas de vuelo.

• Pruebas en el túnel de viento: se efectúan pruebas para hallar

experimentalmente las características aerodinámicas de MAV, encontrando fuerzas de sustentación y resistencia para diversos ángulos de ataque así como diferentes configuraciones. Sin embargo estas pruebas se llevaron a cabo como parte del proceso de diseño del MAV.

• Pruebas de propulsión: generalmente estas pruebas se llevan a cabo cuando se va a implementar un sistema de propulsión nuevo o una modificación de este, en el caso para el MAV se miden los parámetros de Rpm de los motores y hélices seleccionadas con el fin de verificar los datos de rendimiento del sistema de propulsión suministrado por el fabricante de los motores. En esta prueba se acopla a los motores las hélices GWS EP7035, se aceleran los motores hasta el máximo posible, en último lugar se registra las Rpms de los motores.

• Pruebas de peso y balance: se deben realizar para obtener el peso de MAV

así como la ubicación del centro de gravedad con la configuración de componentes seleccionada, esta prueba se realiza para validar los resultados de aerodinámica, rendimiento y estabilidad del MAV. El procedimiento consiste en pesar el MAV completamente ensamblado, registrar ese dato, seguido a esto se ubica el centro de gravedad y en caso de ser necesario modificar la ubicación de los componentes hasta que se obtenga el centro de gravedad óptimo.

• Tiempo de vuelo: Se realiza para obtener la información del tiempo mínimo

que puede volar el MAV, con el propósito de garantizar que las pruebas de vuelo no se exceda este tiempo. En los cálculos de tiempo de vuelo presentado en el numeral 4.2.11.4 se efectuó un estimado de tiempo para diferentes condiciones de vuelo. El procedimiento que se ejecuta en esta prueba es para verificar la condición 4, para la cual se conectan todo los componentes de MAV (sin el sistema de video) y se aceleran los motores

127

hasta el 50% de su capacidad. Finalmente se registra el tiempo hasta que se descarguen las baterías.

4.4.2.2. Pruebas de vuelo. Una vez se midan o comprueben los parámetros que se quieren examinar en las pruebas pre-vuelo se procede a realizar las pruebas de vuelo, las cuales son básicamente tres condiciones de vuelo que se evalúan.

• Pruebas de despegue vertical: estas pruebas se pueden realizar en un interior o al aire libre con viento en calma y sin precipitaciones. Se deben mover los motores hasta que el eje del motor quede en una posición perpendicular al suelo, después se aceleran los motores lentamente hasta llegar al máximo de su capacidad.

• Pruebas del micro vehículo aéreo al aire libre: para estas se deben tener

unas condiciones atmosféricas en donde haya viento en calma; por ningún motivo se puede volar el MAV cuando hayan precipitaciones. La primera prueba se efectúa en una zona donde haya pasto y de ser posible una zona en donde no se encuentren obstáculos alrededor; una segunda prueba se realizará con las mismas condiciones atmosféricas, pero en una zona de vuelo en donde se encuentren obstáculos con el fin de observar la capacidad de maniobrabilidad del MAV.

• Pruebas de vuelo del micro vehículo aéreo en interiores: Estas pruebas se realizarán solo si el MAV tiene una buena maniobrabilidad para operar en espacios reducidos y/o Si el MAV es capaz de realizar despegues verticales o mantener una condición de hovering . En caso de encontrar que el MAV es capaz de desempeñarse en un escenario operacional de interiores, se procederá a volar el MAV en un recinto cerrado, el cual se escogerá de acuerdo a las características que demuestre el MAV.

4.4.3. Instrumentación. En todas las pruebas de vuelo se requiere de una instrumentación para adquirir datos de las características de la aeronave que se está experimentando, para que luego estos sean analizados. Los sistemas de instrumentación se pueden dividir entre los sistemas de abordo y tierra; usualmente en los equipos de abordo el proceso de obtención de datos comienza con el montaje de sensores o transductores en una aeronave, para medir diferentes parámetros como velocidad, altura, ángulos de ataque o inclusive cargas estructurales. Para el micro vehículo aéreo se tienen limitaciones en cuanto a tamaño y peso lo cual imposibilita el uso de instrumentación a bordo. Para el caso de la instrumentación en tierra se usará esencialmente el tacómetro para medir parámetros de rendimiento de los motores; gramera; para medir el peso de los

128

componentes electrónicos y peso de despegue del MAV; cronometro para tomar tiempos de vuelo y cámara de video para analizar vuelos. 4.4.4. Plan de seguridad. En el caso de una eventual pérdida de control del MAV se debe minimizar el riesgo de comprometer la seguridad de personas cercanas al área de vuelo; para ello en las pruebas de vuelo al aire libre y en interiores se debe asegurar que en la zona de vuelo no se encuentren personas. Siempre existe el riesgo de un mala conexión de componentes, inadecuada respuesta de controles, o cualquier otro aspecto que puede poner en riesgo la integridad del micro vehículo aéreo y las personas a cargo de la operación del MAV, por eso se establece una lista de chequeo de operación del micro vehículo aéreo para mitigar errores antes de realizar las pruebas de vuelo o pre-vuelo.

4.4.4.1. Lista de chequeo de operación prototipo 1. • Haga una inspección del MAV buscando desperfectos o daños

estructurales. • No vuele el MAV si las hélices no están buenas condiciones. Inspeccione

las hélices en busca de daños grietas o imperfecciones. • Asegúrese que la conexión eléctrica de los componentes internos este de

acuerdo con el diagrama de conexión que se puede apreciar en Figura 73 • Prenda el radio control. • Verifique que alrededor de las hélices no haya ninguna persona u objeto

que interfiera con el funcionamiento de estas. • Conecte la batería al conector en paralelo con los motores. • Cierre y selle la tapa de acceso al interior de MAV. • Verifique la aceleración de los motores al mismo tiempo, asegúrese que los

dos motores tengan las mismas revoluciones. • Verifique el diferencial de empuje. • Verifique el desplazamiento de los motores para realizar roll. • Verifique el desplazamiento de los motores para una configuración de

despegue vertical o hovering. • Verifique el funcionamiento del elevador.

4.4.4.2. Lista de chequeo de operación prototipo 2 y 3. • Haga una inspección del MAV buscando desperfectos o daños

estructurales. • No vuele el MAV si las hélices no están buenas condiciones. Inspeccione

las hélices en busca de daños grietas o imperfecciones. • Asegúrese que la conexión eléctrica de los componentes internos este de

acuerdo con el diagrama de conexión que se puede apreciar en Figura 73. • Prenda el radio control.

129

• Verifique que alrededor de las hélices no haya ninguna persona u objeto que interfiera con el funcionamiento de estas.

• Conecte la batería al conector en paralelo con los motores. • Verifique la aceleración de los motores al mismo tiempo, asegúrese que los

dos motores tengan las mismas revoluciones. • Verifique el diferencial de empuje. • Verifique la función de los Elevons, comprobando el correcto

funcionamiento como elevadores y el correcto movimiento como alerones.

130

5. PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS

5.1. DISEÑO

El diseño del MAV comprende análisis de pesos, aerodinámicos, estabilidad estática longitudinal, entre otros. El diseño fue cambiando con el avance del proyecto, en la Figura 84 se muestra la evolución del diseño desde el primer prototipo, el cual tiene una configuración en la que los motores basculan con el fin de 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. El gran problema de este prototipo es la dificultad de control y la optimización de sistema de propulsión para tener la característica VTOL como se explica más adelante. El tercer prototipo surge a partir de las carencias o problemas de diseño de los dos prototipos predecesores, en donde se plantea un sistema de control por medio de elevons haciéndolo más sencillo para el operador del MAV, en este prototipo se aumenta el área y se disminuye el peso de la estructura para aumentar la capacidad de sustentación y disminuir la velocidad de pérdida; factor importante y determinante en el momento del lanzamiento.

Figura 84. Modelamiento en Solid Edge prototipos 1 y 3

5.1.1. Peso. El peso de MAV se calcula efectuando tres métodos. El prototipo 1 presenta los siguientes resultados:

Tabla 18. Resultado pesos

Método Peso (g) Aproximación lineal 68,37 Promedio componentes electrónicos 132,51 Peso real MAV 139

131

Analizando estos resultados se puede afirmar que la aproximación lineal aplica para una configuración de un motor, el promedio de componentes da una predicción aceptable del peso real del MAV y puede ser de utilidad para iniciar el proceso de diseño 5.1.2. Aerodinámica. En la sección de diseño gran parte del desarrollo comprende la aerodinámica como se pudo apreciar en el capítulo 4. Por tal razón se presenta a continuación un sumario de aerodinámica, en donde se exponen los resultados del análisis aerodinámico por medio de teoría para alas de baja relación de aspecto en flujo incompresible, túnel de viento y por medio de dinámica de fluidos computacional. La plataforma alar rectangular con el perfil E387 es la que se incorpora en los prototipos, por ende estos resultados son los que se muestran en este capítulo; para el caso de la plataforma alar rectangular con el perfil S5010 los resultados se pueden encontrar en el Anexo B.

Figura 85. Comparativo de sustentación entre anális is aerodinámicos

-0,2

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

Túnel de viento

Teoría

CFD

132

Figura 86. Comparativo de resistencia entre análisi s aerodinámicos

Figura 87. Comparativo de drag polar entre análisis aerodinámicos

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

Túnel de viento

Teoría

CFD

-0,2

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0 0,05 0,1 0,15

CL

CD

CL Vs CD

Túnel de viento

Teoría

CFD

133

Figura 88. Comparativo de eficiencia entre análisis aerodinámicos

De las gráficas anteriores se puede apreciar que los resultados del análisis aerodinámico por medio de teoría para alas de baja relación de aspecto en flujo incompresible difieren de los resultados del túnel de viento y CFD, especialmente en la gráfica de Drag polar y de eficiencia aerodinámica. Los resultados de CFD tiene una tendencia similar a las del túnel de viento; sin embargo, hay diferencia entre estos dos métodos a pesar que las simulaciones de CFD se validaron con los resultados de túnel de viento. Esto demuestra que en el régimen aerodinámico en el que opera el micro vehículo aéreo (bajo número Reynolds) el análisis es complicado, porque como se ha expresado en secciones anteriores no es recomendable aplicar teoría aerodinámica, por lo cual permite deducir que la mejor caracterización aerodinámica se obtiene con el túnel de viento y CFD.

5.2. CONSTRUCCIÓN

En esta sección se presentan las características del prototipo 1, el cual es el diseño inicial construido en material compuesto híbrido carbono-kevlar, dando como resultado un tiempo de construcción del MAV con este material alrededor de dos días; debido al tiempo de curado del material compuesto. Adicionalmente se presentan los prototipo 2 y 3 construidos en espuma de poliestireno expandido que son producto de las modificaciones planteadas a partir de las pruebas de vuelo, el proceso de construcción del MAV con este material se reduce a 1 día.

-4

-2

0

2

4

6

8

-10 -5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

Túnel de viento

Teoría

CFD

134

Tabla 19. Características prototipos

Parámetro Prototipo 1 Prototipo 2 Prototipo 3 Envergadura (cm) 15 15 30 Cuerda (cm) 15 15 15 Perfil aerodinámico

E387 E387 E387

Plataforma alar rectangular rectangular rectangular Relación de aspecto 1 1 1

Área alar (cm2) 225 225 450 Taper ratio 1 1 1 Peso de despegue (g) 140 105 140

Carga alar (g/cm2) 0,62 0,47 0,31 Velocidad de pérdida (m/s) 11,40 9,88 -

Motores Astro Flight Firefly 4:1 Coreless

Astro Flight Firefly 4:1 Coreless

Electrifly AMMO Brushless inrunner

GPMG5110

Material híbrido carbono-kevlar y madera

balso

espuma de poliestireno extendido

espuma de poliestireno extendido

Figura 89. Prototipo 1

135

Figura 90. Prototipo 2

Figura 91. Prototipo 3

136

5.3. PRUEBAS DE VUELO El desarrollo, análisis y los reportes del plan de pruebas de vuelo que se expuso en el capítulo 4 se presentan a continuación.

5.3.1. Túnel de viento. Ver resultados desde la Figura 49 hasta la Figura 52. 5.3.2. Sistema de propulsión. Se midieron las revoluciones del sistema de propulsión compuesto por el motor Flight Firefly 4:1 Coreless con las hélices GWS EP4025 y GWS EP7035 respectivamente, encontrando 7100 Rpm para las primeras hélices y para las segundas 5200 Rpm, para estas últimas en los datos de rendimiento del fabricante se estipulan 5400 Rpm. Adicionalmente se prueba el motor Electrifly AMMO Brushless inrunner con las hélices GWS EP7035 el cual registra alrededor de 7500 RPM, encontrando mejores características de empuje.

5.3.3. Peso y balance. Con el MAV completamente ensamblado se pesó en una gramera y se obtuvo para el prototipo 1 un peso de 139 gramos. En cuanto al prototipo 2 se registra un peso de 105 gramos. Finalmente el prototipo 3 posee un peso de 139,7 gramos. 5.3.4. Tiempo de vuelo. Con la batería totalmente cargada y los dos motores acelerados a un 50% se registran 13.4 minutos en el tiempo de descarga. 5.3.5. Despegue vertical. Se hizo de acuerdo a el plan de pruebas de vuelo para el prototipo 1, en donde se encontró que el sistema de propulsión seleccionado no proporciona el empuje necesario; sin embrago, se puede lograr el despegue vertical si se consideran alguna modificaciones como el cambio de motores por unos más potentes (brushless preferiblemente), cambio de batería por una de 3 celdas, cambio de la caja de reducción o reducir el peso de algunos componentes o la estructura del MAV. Figura 92. Evaluación de parámetro VTOL

137

5.3.6. Vuelos al aire libre. En la primera sesión de pruebas de vuelo se encuentra que el MAV es incapaz de volar, perdiendo el control inmediatamente después del lanzamiento. De esta prueba se puede deducir que existe error en la ubicación del centro de gravedad, problemas en el lanzamiento del MAV y el vehículo puede tener un peso elevado, es decir el MAV no es capaz de generar suficiente sustentación. Concluida esta sesión se plantea cambiar el material de la estructura para disminuir el peso, proponiendo la espuma de poliestireno expandido como nuevo material. En la segunda sesión de pruebas de vuelo se ensaya el MAV con hélices GWS EP4025 dando como resultado pérdida de control inmediatamente después del lanzamiento, con lo que se comprueba que la potencia es insuficiente con esta configuración del sistema de propulsión. Se prueba una segunda configuración con hélices GWS EP 7035 y se encuentra que el MAV planea algunos metros pero es incapaz de seguir con un vuelo controlado. Concluyendo así problemas de sobrepeso y falta de potencia. Al finalizar la sesión de pruebas se plantea aumentar el tamaño de la envergadura del MAV a 30 cm, para generar mayor sustentación y disminuir velocidades de pérdida Tercera sesión de pruebas se ensaya el MAV de acuerdo a los cambios propuestos en la sesión de pruebas anterior, encontrando que el MAV aun es incapaz de mantener un vuelo controlado, pero puede planear algunos metros, de manera que se concluye que hay problemas en el lanzamiento y definitivamente hace falta potencia, para lo cual se descartan los motores Astro Flight Firefly 4:1 Coreless . Se plantea cambio a motores brushless , sin caja reductora. Cuarta sesión de pruebas se instala motores Electrifly AMMO Brushless inrunner GPMG5110, en donde se encontró que con este sistema de propulsión se obtiene unas revoluciones optimas y potencia necesaria para mantenerse en vuelo, sin embargo se encuentra que el MAV tiene gran susceptibilidad en roll, causando que después del lanzamiento pierda el control en este sentido, este efecto se le atribuye al sentido de rotación de las hélices ya que estas giran en el mismo sentido ocasionando un gran torque sobre el MAV. Este problema se puede llegar a solucionar si se puede encontrar en el mercado hélices pusher y tractor , tarea que es complicada en el mercado nacional e inclusive en el mercado internacional. 5.3.7. Vuelo en interiores. Debido a que no se pude lograr una condición de despegue y aterrizaje vertical y existen problemas de control no es posible realizar estas pruebas de vuelo.

138

6. CONCLUSIONES

La configuración planteada con dos motores en el extremo de ala no funciona para este tipo de vehículo, con esta configuración no es fácil controlar el MAV, puede llegar a funcionar considerando el uso de hélices que roten en el sentido contrario (pusher y tractor ).

Se evidenció que algunos componentes internos no cumplían con los requerimientos del MAV, caso concreto del sistema de propulsión (motores y hélices), se probaron diferentes configuraciones de componentes que hacen parte del sistema de propulsión y se logró encontrar el motor con las características de empuje y potencia necesarias. Sin embargo, aún existe el problema del mismo sentido de giro en ambas hélices, causando un gran torque sobre el MAV, por lo cual no es posible mantener un vuelo controlado.

De la selección de componentes se concluye que los servos, el transmisor, receptor y el motor brushless con sus respectivos controladores de velocidad cumplen con las condiciones para ser integrados en el MAV. Los motores coreless no tienen requerimientos empuje y las hélices son inadecuadas para el uso en el MAV. La batería funciona con los motores coreless pero hace notar una falta de voltaje y capacidad si se usan los motores Brushless .

Se estudian diferentes opciones de materiales nacionales para implementarlos en la estructura del MAV, obteniendo como resultado la selección de un material compuesto híbrido carbono-kevlar, con características de resistencia al impacto y bajo peso en comparación con otro tipo de material de refuerzo. En el transcurso del proyecto surge la necesidad de un material más liviano para la estructura del MAV, por lo cual se verifican nuevamente los materiales disponibles concluyendo con la selección de espuma de poliestireno expandido.

El diseño y dibujo en programas de CAD son útiles para importar la geometría a Gambit y llevar a cabo el análisis en CFD. También puede llegar a ser de utilidad si el proceso de construcción fuese con maquinas de control numérico.

El análisis aerodinámico del micro vehículo aéreo se llevó a cabo por tres métodos: el primer método fue por una aproximación teórica para alas de baja relación de aspecto en flujo incompresible, el segundo se realizó por medio del túnel de viento de la universidad de San Buenaventura y por último se utilizó el Software de dinámica de fluidos computacional Fluent. Al finalizar el análisis con los tres métodos se puede concluir que los mejores resultados se obtienen con CFD.

139

En las simulaciones en CFD se encuentra que el mejor modelo de viscosidad para las simulaciones en dos y tres dimensiones en el bajo número Reynolds en el que opera el MAV es Spalart-Allmaras. La malla que ofrece una mejor aproximación en dos dimensiones contiene 13550 celdas. En tres dimensiones de las dos mallas utilizadas la de menor número de elementos es la recomendada ya que ofrece un menor tiempo en simulación y los resultados son similares a la malla con mayor número de elementos.

La construcción con el material compuesto híbrido carbono-kevlar se complica por la dificultad del corte del material de refuerzo, además de obtener inexactitudes entre los dibujos de CAD y el modelo construido. Por otro lado se encontró que la espuma de poliestireno expandido es fácil de trabajar además de obtener un modelo más exacto a los dibujos en CAD. Una ventaja apreciable que se encuentra con la espuma de poliestireno expandido es la notable disminución de peso frente al compuesto híbrido carbono-kevlar, mientras que de este compuesto se puede destacar la gran capacidad de resistencia a impactos.

En el túnel de viento se miden los parámetros aerodinámicos de las plataformas alares con perfiles E387 y S5010 respectivamente, encontrando problemas para ángulos de ataque mayores a 5 grados; esto se le puede atribuir a que los resultados están influenciados por la cercanía entre el modelo y las paredes de la sección de pruebas del túnel.

Los componentes se pueden instalar como lo previsto en el diseño dentro del ala pero esto puede ocasionar perdida de la forma del perfil y además cambios en las características aerodinámicas. Si se realiza la instalación en un fuselaje, el ala no pierde su forma; pero este genera una mayor resistencia aerodinámica y un mayor peso.

En las pruebas de vuelo se encontró que cualquier diferencia entre los modelos de CAD y el modelo construido pueden afectar notablemente las características aerodinámicas, de rendimiento o de estabilidad del MAV.

Se encontró que hay parámetros externos al MAV que pueden influir que este tenga vuelos satisfactorios o no, entre ellos se puede destacar la efectividad del lanzamiento y condiciones de viento.

En las pruebas de vuelo el MAV tenía una tendencia de banqueo incontrolable a la izquierda, la razón de este inconveniente es que ambas hélices giran en la misma dirección opuesta al banqueo induciendo un torque sobre el MAV.

Finalizadas las pruebas de vuelo se encuentran problemas de control sobre el MAV en una configuración de ala voladora, esto se debe al tipo de perfil utilizado, pues este no es auto estable; sin embargo, el gran problema de la implementación de estos perfiles es su menor capacidad de sustentación.

140

Es de suma importancia en el desarrollo de un micro vehículo un programa de pruebas de vuelo tanto así, que puede tener la misma importancia que la fase de diseño. Con las pruebas de vuelo se puede obtener una mejor idea del comportamiento del MAV para hacer modificaciones y tener criterios para mejorar el diseño.

Se concluye que la teoría aplicada para el análisis aerodinámico del MAV difiere de las condiciones reales de vuelo del MAV, confirmando lo que expresan diferentes diseñadores de MAV´s citados en este proyecto.

La estimación de peso se realizó por tres métodos: el primero con una aproximación lineal entre peso de despegue y envergadura a partir de un estudio comparativo de micro vehículos aéreos desarrollados a través de los años, el segundo con un promedio del peso de componentes típicos que utilizan los micro vehículos aéreos y por último el peso real del MAV teniendo a la mano el peso de cada uno de los componentes que se seleccionaron para la incorporación en el MAV. Se encontró que el primer método no aplica para una configuración de dos motores, si por el contrario se utilizará una configuración de un solo motor es válido utilizar la aproximación lineal que se obtuvo, por otro lado se encontró que el promedio de peso de los componentes se puede obtener una buena aproximación del peso sin importar la configuración.

141

7. RECOMENDACIONES

• Para tener una mejor aproximación de las características aerodinámicas mediante CFD se recomienda hacer las simulaciones para el vehículo completo, es decir, adicionando los estabilizadores, los motores y si es posible simular el flujo de la hélice para comprender los efectos aerodinámicos sobre el MAV.

• Se recomienda realizar pruebas adicionales de túnel de viento en otros

distintos al de la Universidad de san buenaventura para corroborar los datos ya que este túnel es educativo y pueden diferir sus resultados.

• Como bien se ha dicho que el diseño es un proceso iterativo, se

recomienda hacer una optimización del micro vehículo aéreo con el fin de disminuir las dimensiones del MAV al máximo.

• Para garantizar una construcción exacta de las piezas que conforman la estructura del MAV se recomienda utilizar máquinas de control numérico (CNC).

• Se recomienda seguir con el estudio de materiales compuestos para lograr implementar este tipo de materiales en el MAV.

• Para llevar a cabo despegues y aterrizajes verticales en el prototipo 1 se

recomienda reducir el peso del MAV, cambiar la batería por una de tres celdas y cambiar los motores.

• Se encontraron dificultades en el lanzamiento del vehículo, muchas veces no se logró que el vehículo volara por una técnica inadecuada de lanzamiento. Se recomienda diseñar un sistema de lanzamiento para obtener condiciones de velocidad y ángulo de ataques óptimos.

• Se recomienda buscar hélices pusher y tractor, sin embargo se sabe que

encontrar hélices pequeñas para motores eléctricos con estas características es complejo, de forma que una segunda opción para solucionar este problema es realizar el diseño de las hélices para su posterior fabricación.

• Para solucionar los efectos de inestabilidad generados por la configuración tipo ala voladora en los prototipos 2 y 3 se recomienda cambiar a un perfil alar auto-estable; una buena opción puede ser el perfil S5010-TOP24C-REF que es una modificación del perfil Seiling 5010 estudiado en este

142

• proyecto. No obstante el cambio de perfil implica reducción en la capacidad de sustentación por lo cual es necesario buscar componentes electrónicos más livianos así como una estructura de menor peso.

• Se recomienda avanzar en el nivel de autonomía, empezando por un estudio de autopilotos para luego incorporarlos al micro vehículo aéreo en un futuro.

• Se recomienda utilizar modelos estadísticos para determinar la cantidad de pruebas en el túnel de viento y la cantidad de simulaciones convenientes para optimizar los resultados finales en el proceso de diseño.

143

BIBLIOGRAFÍA

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144

ANEXOS

145

Anexo A. Ficha técnica resina

146

147

Anexo B. Sumario análisis aerodinámico plataforma a lar rectangular perfil S5010 y datos túnel de viento

Figura 93. Coeficiente de sustentación plataforma a lar S5010

Figura 94. Coeficiente de resistencia plataforma al ar S5010

-0,2

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

Túnel de viento

CFD

Teoría

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

0,08

0,09

0,1

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

Túnel de viento

CFD

Teoría

148

Figura 95. Drag polar plataforma alar S5010

Figura 96. Eficiencia aerodinámica plataforma alar S5010

-0,2

-0,1

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0 0,05 0,1

CL

CD

CL Vs CD

Túnel de viento

CFD

Teoría

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

-10 -5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

Túnel de viento

CFD

Teoría

149

Tabla 20. Datos túnel de viento plataforma rectangu lar ala con perfil S5010

α L D D total CL CD CD total CL/CD

-10 -1.2 0.5 0.4 -0.3668 0.152835 0.122268 -3

-5 -0.5 0.2 0.1 -0.15284 0.061134 0.030567 -5

0 0.1 0.2 0.1 0.030567 0.061134 0.030567 1

5 0.7 0.2 0.1 0.21397 0.061134 0.030567 7

7 1.1 0.3 0.2 0.336238 0.091701 0.061134 5.5

10 1.6 0.4 0.3 0.489073 0.122268 0.091701 5.333333

11 1.8 0.5 0.4 0.550207 0.152835 0.122268 4.5

12 2 0.5 0.4 0.611342 0.152835 0.122268 5

13 2.2 0.6 0.5 0.672476 0.183402 0.152835 4.4

14 2.3 0.7 0.6 0.703043 0.21397 0.183402 3.833333

15 2.5 0.8 0.7 0.764177 0.244537 0.21397 3.571429

16 2.7 0.8 0.7 0.825311 0.244537 0.21397 3.857143

17 2.9 1 0.9 0.886445 0.305671 0.275104 3.222222

18 3.1 1.1 1 0.94758 0.336238 0.305671 3.1

19 3.3 1.2 1.1 1.008714 0.366805 0.336238 3

20 3.5 1.4 1.3 1.069848 0.427939 0.397372 2.692308

21 3.6 1.5 1.4 1.100415 0.458506 0.427939 2.571429

22 3.6 2 1.9 1.100415 0.611342 0.580775 1.894737

Tabla 21. Datos túnel de viento plataforma rectangu lar ala con perfil E387

α L D D total CL CD CD total CL/CD

-10 -0.9 0.4 0.3 -0.2751 0.122268 0.091701 -3

-5 -0.3 0.2 0.1 -0.0917 0.061134 0.030567 -3

0 0.3 0.1 0 0.091701 0.030567 0.045 2.037805

5 1 0.3 0.2 0.305671 0.091701 0.061134 5

7 1.4 0.4 0.3 0.427939 0.122268 0.091701 4.666667

10 1.9 0.5 0.4 0.580775 0.152835 0.122268 4.75

11 2 0.6 0.5 0.611342 0.183402 0.152835 4

12 2.2 0.6 0.5 0.672476 0.183402 0.152835 4.4

13 2.4 0.7 0.6 0.73361 0.21397 0.183402 4

14 2.5 0.8 0.7 0.764177 0.244537 0.21397 3.571429

15 2.7 0.9 0.8 0.825311 0.275104 0.244537 3.375

16 2.9 1 0.9 0.886445 0.305671 0.275104 3.222222

17 3.1 1.1 1 0.94758 0.336238 0.305671 3.1

18 3.3 1.2 1.1 1.008714 0.366805 0.336238 3

19 3.4 1.4 1.3 1.039281 0.427939 0.397372 2.615385

20 3.4 1.5 1.4 1.039281 0.458506 0.427939 2.428571

150

Tabla 22. Datos túnel de viento plataforma rectangu lar ala con perfil E387, con estabilizadores.

α L D D total CL CD CD total CL/CD

-10 -1.5 0.8 0.7 -0.45851 0.244537 0.21397 -2.14286

-5 -0.7 0.5 0.4 -0.21397 0.152835 0.122268 -1.75

0 0.1 0.5 0.4 0.030567 0.152835 0.122268 0.25

5 0.8 0.5 0.4 0.244537 0.152835 0.122268 2

7 1.3 0.6 0.5 0.397372 0.183402 0.152835 2.6

10 1.7 0.7 0.6 0.51964 0.21397 0.183402 2.833333

11 1.9 0.8 0.7 0.580775 0.244537 0.21397 2.714286

12 2 0.8 0.7 0.611342 0.244537 0.21397 2.857143

13 2.25 0.9 0.8 0.687759 0.275104 0.244537 2.8125

14 2.5 1 0.9 0.764177 0.305671 0.275104 2.777778

15 2.6 1.1 1 0.794744 0.336238 0.305671 2.6

16 2.8 1.2 1.1 0.855878 0.366805 0.336238 2.545455

17 2.9 1.2 1.1 0.886445 0.366805 0.336238 2.636364

18 3.1 1.4 1.3 0.94758 0.427939 0.397372 2.384615

19 3.3 1.5 1.4 1.008714 0.458506 0.427939 2.357143

20 3.3 1.7 1.6 1.008714 0.51964 0.489073 2.0625

151

Anexo C. Planos Prototipo 1

Plano 1. Conjunto prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Micro vehículo aéreo Conjunto

Escala: 1:3 Material: Carbono-Kevlar y balso

42

171

162

72

112

82

102

92

181

21

11

51

151

62

171

162

72

112

82

92

181

31

121

132

141

21

11

102

Número de

elemento

Número de

DocumentoTítulo Material Cantidad

1 Documento 2 Viga borde de salida Balso 1

2 Documento 3 Viga borde de ataque Cedro 1

3 Documento 8 Costillas externas Balso 2

4 Documento 1 piel (Lamina inferior) Kevlar-carbono 1

5* Bateria Li-po 1

6 Documento 7 Costilla central Balso 2

7* Servo futaba S3114 N/A 2

8* Mariposa servo Plastico 2

9 Nacellas Kevlar-carbono 2

10 Motor Coreless FIREFLY 4:1 N/A 2

11* Helice Plastico 2

12* Receptor 6 canales N/A 1

13* speed control motor Coreless N/A 2

14* transmisor de video N/A 1

15* Camara de video N/A 1

16 Documento 5 Estabilizador vertical Balso 2

17 Documento 6 Estabilizador horizontal Balso 1

18 Documento 4 piel (Lamina superior) Kevlar-carbono 1

152

Plano 2. Lamina inferior prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 1 MAV Lamina inferior

Escala: 1:2 Material: Carbono-Kevlar

150

118

A

DETALLE A

0,5

153

Plano 3. Viga borde de salida prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 2 MAV Viga borde de salida

Escala: 1:1 Material: Madera balso

150mm

25mm

3,5mm

154

Plano 4. Viga borde de ataque prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 3 MAV Viga borde deentrada

Escala: 1:1 Material: Cedro

150mm

7,27mm

7mm

A

DETALLE A

R1,21

155

Plano 5. Lamina superior prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 4 MAV Lamina superior

Escala: 1:2 Material: Carbono-Kevlar

150

118

A

DETALLE A

0,54

156

Plano 6. Estabilizador vertical prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 5 MAV Estabilizador vertical

Escala: 1:1 Material: Madera balso

2

88,47

60

30

47,79 A

DETALLE A

O 1

157

Plano 7. Plano estabilizador horizontal prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 6 MAV Estabilizadorhorizontal

Escala: 1:1 Material: Madera balso

106

30

2,71

A

DETALLE A

O 1

158

Plano 8. Costilla interna prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 7 MAV costilla central

Escala: 1:1 Material: Madera balso

118mm

2mm

O6mm8mm 15mm 10mm

6,19mm

6,19mm

25mm 9,76mm

2,5mm

6,22mm

13,64mm

159

Plano 9. Costilla externa prototipo 1

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 8 MAV costilla

Escala: 1:1 Material: Madera Balso

2

11,84

12,51 O

2

O2

2,5

6,22

118

160

Anexo D. Planos Prototipo 3

Plano 10. Conjunto prototipo 3

82

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Micro vehículo aéreo Conjunto

Escala: 1:4 Material: Espuma de poliestirenoextendido

21

41

72

11

32

102

82

92

51

112

62

21

41

72

11

32

102

92

51

112

62

Número de

elemento Número de Documento Título Material Cantidad

1 Documento 1 fuselaje Balso 1

2 documento 2 Ala Espuma de poliestireno extendido 1

3* servo GWS micro servo N/A 2

4* bateria N/A 1

5* Receptor N/A 1

6 Documento 3 Elevons (superficie de control) Espuma de poliestireno extendido 2

7 Documento 4 Estabilizador vertical Espuma de poliestireno extendido 2

8* mariposa del servo plastico 2

2* Motor brusless N/A 2

10* helice plastico 2

11* Speed control N/A 2

161

Plano 11. Fuselaje prototipo 3

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 1 MAV Fuselaje

Escala: 1:2 Material: Balso

2823

118,03

27,19

25

21,8 10 21,825

3

17

170

162

Plano 12. Ala prototipo 3

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 2 MAV Ala

Escala: 1:4 Material: Espuma de polietirenoextendido

300

14,63

300

140

35

28,45

5

140

163

Plano 13. Superficie de control prototipo 3

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 3 MAV Elevon

Escala: 1:1 Material: Espuma de poliestirenoestendido

142

28,79

1,23

28,7

164

Plano 14. Estabilizador vertical prototipo 3

B

C

D

E

F

G

H

I

J

A1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

Autor: ANGEL FELIPE MARTINEZ ACEVEDO JUAN CAMILO MORENO PEDRAZA

Proyecto: Diseño construcción y pruebas de vuelode un micro vehículo aéreo de reconocimiento

Documento 4 MAV Estabilizador vertical

Escala: 1:1 Material: Espuma de poliestirenoespandido

76

96,63

90,98

332